В конце 1920-х годов британский эксперт в области моторостроения Гарри Р. Рикардо (Harry R. Ricardo) выдвинул гипотезу, что двигатель внутреннего сгорания с искровым зажиганием и тарельчатыми клапанами достиг своего предела в отношении удельной мощности. В основе этого убеждения лежали качество топлива и уровень технологий, использовавшихся в те времена. Рикардо рекомендовал заменить тарельчатые клапаны цилиндра одним золотниковым клапаном, который позволил бы постоянно увеличивать удельную выходную мощность двигателя.
Британский эмигрант, ставший гражданином соединенных Штатов, Сэм Д. Херон (Sam D. Heron) также был экспертом по двигателям и в то время был принят на работу авиационным корпусом армии США (US Army Air Corps – USAAC; AAC). Сэм Херон, работавший на авиабазе Райт-Филд, штат Огайо, занимался исследованиями двигателей и с одобрения командования AAC начал исследовать пределы мощности, которую может развить цилиндр внутреннего сгорания с искровым зажиганием и тарельчатыми клапанами. Следует сказать, что у Херона был доступ к одному предмету, которую Рикардо не учел: выпускным клапанам с натриевым охлаждением.
Примерно в 1923 году Сэм Херон разработал цилиндр с воздушным охлаждением для использования в двигателе Liberty V-12. Этот цилиндр имел диаметр 4,625 дюйма (117 мм), ход поршня 7,0 дюймов (178 мм) и рабочий объем 117,6 куб. дюймов (1,93 л). Примерно в 1925 году Херон разработал выпускной клапан с натриевым охлаждением. Данный клапан имел полый шток, который был частично (примерно на две трети) заполнен натрием. Как только температура клапана достигла 208°F (98°C), натрий расплавился. Вертикальные возвратно-поступательные движения приводили к выплескиванию натрия из клапана. Натрий поглощал тепло от головки клапана, охлаждая ее, и передавал тепло штоку клапана. Шток клапана выдвигался из цилиндра и передавал тепло отверстию направляющей клапана, а затем ребрам охлаждения (при воздушном охлаждении) или кожуху водяного охлаждения (при водяном охлаждении). Выпускной клапан был самой нагретой частью цилиндра, которая могла вызвать детонацию. Детонация – это самовозгорание оставшейся топливно-воздушной смеси внутри цилиндра еще до того, как фронт пламени, распространяющийся от свечи зажигания после ее срабатывания, достигнет этой части цилиндра. Клапан с натриевым охлаждением снижал температуру клапана, помогая предотвратить возможность детонации, и позволял цилиндру развивать большую мощность.
Примерно в 1930 году Сэм Херон взял цилиндр двигателя Liberty с воздушным охлаждением и выпускным клапаном с натриевым охлаждением и переоборудовал его в водяное охлаждение, добавив вокруг цилиндра кожух водяного охлаждения. Данный цилиндр использовался в одноцилиндровом испытательном двигателе и быстро развил мощность, которая превышала предел для тарельчатых клапанов, описанный Гарри Рикардо. В то время среднее эффективное давление в цилиндре авиационного двигателя составляло около 150 фунтов на квадратный дюйм (10,3 бар; 1,03 МПа). Используя одноцилиндровый двигатель с золотниковым клапаном, Рикардо смог достичь давления 450 фунтов на квадратный дюйм (31,0 бар; 3,10 МПа). Во время первого запуска испытательный одноцилиндровый двигатель Херона смог достичь давления 360 фунтов на квадратный дюйм (24,8 бар; 2,48 МПа). Тестовый цилиндр был доработан Сэмом Хероном, и в конечном итоге было зафиксировано давление 500 фунтов на квадратный дюйм (34,5 бар; 3,45 МПа).
Воодушевленные результатами испытаний двигателя конструкции Сэма Херона, командование AAC запланировало разработку цилиндра с высокими характеристиками (Hyper) для использования в авиационном двигателе. Цилиндр сохранил диаметр 4,625 дюйма (117 мм), но ход поршня был уменьшен до 5,0 дюймов (127 мм), чтобы обеспечить частоту вращения двигателя до 3400 оборотов в минуту. После изменения рабочий объем цилиндра уменьшился до 84,0 куб. дюймов (1,38 л). Запланированный V-образный 12-цилиндровый двигатель должен был включать в себя двенадцать цилиндров Hyper с общим рабочим объемом 1008 куб. дюймов (16,5 л) и развивать мощность 1000 л.с. (746 кВт). Также командование AAC хотело получить систему охлаждения, работающую при повышенном давлении на чистом этиленгликоле при температуре 300°F (149°C). В то время в качестве охлаждающей жидкости использовалась обычная вода, что ограничивало температуру примерно до 180°F (82°C). Высокая температура была выбрана с целью уменьшить размеры необходимого для установки на самолет радиатора. В командовании AAC полагали, что для надлежащего охлаждения всего двигателя с желаемой температурой охлаждающей жидкости 300°F (149°C) потребуется конструкция с индивидуальными цилиндрами, а не шесть цилиндров, объединенных в моноблок. Однако двигатель, цилиндры которого не были объединены в блок, был менее жестким, что делало картер и цилиндры склонными к растрескиванию при сильных нагрузках на двигатель. Кроме того, компоновка с отдельными цилиндрами утяжеляла и удлиняла двигатель, что увеличивало напряжения при кручении, воздействующие на коленчатый вал.
5 октября 1932 года с компанией Continental Motors Company (Continental) подписан контракт на разработку цилиндра Hyper и проектирование полноценного 12-цилиндрового двигателя. В то время Continental выпускала двигатели для ряда различных автомобилестроительных компаний, но а также под собственным наименованием изготавливала радиальные двигатели воздушного охлаждения средних размеров. Помимо этого, компания Continental также заключила контракты на экспериментальные работы с одноцилиндровым двигателем с золотниковым клапаном как армейской авиацией, так и с авиацией ВМС США.
Компания Continental организовала отдел в Дейтоне, штат Огайо, для совместных работ с Сэмом Хероном и AAC по проектированию первого испытательного цилиндра Hyper No.1. Компания Continental изготовила цилиндр Hyper No.1 в соответствии со спецификациями AAC на своем основном заводе в Детройте, штат Мичиган. Цилиндр Hyper No.1 представлял собой цилиндрический корпус из кованой стали, привинченный и насаженный в горячем состоянии в литую алюминиевую головку. На цилиндр и выступ головки в горячем состоянии насаживался отдельный стальной кожух водяного охлаждения. Цилиндр имел полусферическую камеру сгорания с одним впускным клапаном и с одним выпускным клапаном с натриевым охлаждением. Клапаны приводились в действие верхним распределительным валом через коромысла. Само коромысло оснащалось роликом, который перемещался по распределительному валу, и площадку, контактирующую со штоком клапана. Цилиндр Hyper No.1 впервые был испытан в начале 1933 года и вскоре начал выдавать мощность 84 л.с. (63 кВт) при 3000 оборотах в минуту, достигнув цели – удельной объемной мощности 1 л.с. на куб. дюйм (0,7 кВт на 16 куб. см). Однако были некоторые опасения, что двигатель с рабочим объемом 1008 куб. дюймов (16,5 л) и развиваемой мощностью 1000 л.с. (746 кВт) будет подвергаться сильным нагрузкам, что приведен к снижению надежности.
Командование AAC позволило компании Continental разработать цилиндр больших размеров, в результате чего появился цилиндр Hyper No.2. У нового цилиндра диаметр был увеличен на 0,875 дюйма (22 мм) до 5,5 дюймов (140 мм). Это изменение увеличило объем цилиндра на 34,8 куб. дюйма (0,57 л) до 118,8 куб. дюймов (1,95 л). Двигатель с двенадцатью цилиндрами Hyper No.2 должен был иметь общий рабочий объем 1425 куб. дюймов (23,4 л), что на 417 куб. дюймов (6,8 л) больше, чем при использовании цилиндров Hyper No.1. Другие требования AAC, такие как использование охлаждающей жидкости с температурой 300°F (149°C), компоновка с использованием отдельных цилиндров и мощность 1000 л.с. (746 кВт), остались неизменными.
чертеж с поперечным сечением цилиндра Continental Hyper No.2, август 1933 года. Куполообразный выпускной клапан находится слева. Куполообразный поршень имел выемки для обеспечения зазора для клапанов
В отчете об испытаниях на усталостную прочность цилиндра Hyper No.2 от 3 августа 1933 года указано, что для испытаний использовались два цилиндра. Первый цилиндр вышел из строя из-за трещин через 11 часов работы при 3000 оборотах в минуту и давлении наддува 9,8 фунтов на квадратный дюйм (0,68 бар; 6,8 кПа). Второй цилиндр проработал 49 часов и развил 83 л.с. (62 кВт) при 3000 оборотах в минуту и давлении наддува 6,9 фунтов на кв. дюйм (0,48 бар; 4,8 кПа). Это указывало на то, что среднее эффективное давление в цилиндре составляло 211 фунтов на кв. дюйм (14,5 бар; 1,45 МПа) и позволяло 12-цилиндровому двигателю развивать мощность 1000 л.с. (746 кВт). Однако во втором цилиндре в конце испытаний также появились трещины, а многие детали обоих цилиндров вышли из строя во время испытания или были изношены после него. В отчете также говорится, что цилиндр имел степень сжатия 5,9 к 1 и что впускные и выпускные клапаны имели натриевое охлаждение, однако остается неясным относилось ли это и к цилиндру Hyper No.1. Отчет включает чертеж поршня, на котором было указано, что цилиндр имеет степень сжатия степень сжатия 5,75 к 1.
два снимка одного и того же цилиндра Hyper No.2 после 49-часового испытательного запуска в августе 1933 года. Выпускное отверстие находится на той же стороне, что и патрубок для подачи охлаждающей жидкости
Пока шли испытания цилиндра Hyper No.2, начались серьезные дискуссии относительно конструкции 12-цилиндрового двигателя. Теперь командование AAC захотело получить плоский (горизонтально-оппозитный) двигатель, который можно было бы установить в крыле самолета, и оно поручило компании Continental создать такой двигатель. Результатом работ стал двигатель O-1430, в котором использовались цилиндры Hyper No.2. Иногда двигатель называют OL-1430, что означает «оппозитный с жидкостным охлаждением» (Opposed Liquid-cooled). Предполагалось, что двигатель O-1430 будет создан быстро и что его можно будет ввести в эксплуатацию, причем от проектирования до производства пройдет всего несколько лет.
Continental O-1430 представлял собой горизонтально-оппозитный (плоский 12-цилиндровый или 12-цилиндровый V- образный двигатель с углом развала блоков цилиндров 180°) авиационный двигатель. Алюминиевый картер, состоящий из двух частей, был разделен вертикально по центру. Шесть отдельных стальных цилиндров крепились с помощью шпилек с каждой стороны картера. Топливно-воздушная смесь поступала в каждый цилиндры двигателя через отверстие, расположенное на его верхней стороне, а выхлопные газы выводились через отверстие на нижней стороне цилиндра. С каждой стороны двигателя поверх всех цилиндров был прикреплен корпус распределительного вала. Единственный верхний распределительный вал для каждого блока цилиндров приводился в движение спереди двигателя через вал и конические зубчатые передачи. Магнето было установлено на задней части каждого распределительного вала. Каждый цилиндр оснащен двумя свечами зажигания, расположенными на впускной стороне цилиндра и по бокам впускного канала. Одно магнето подает напряжение на первые свечи зажигания каждого цилиндра, тогда как второе магнето подает напряжение на вторые свечи зажигания. Поршни двигателя были соединены с коленчатым валом с помощью вильчатых и внутренних шатунов.
чертеж двигателя O-1430, включенный в патент США №2016693 от октября 1933 года, показывает базовую компоновку двигателя. Цилиндр практически идентичен цилиндру Hyper No.2, а конфигурация двигателя соответствует тому двигателю, который был изготовлен в 1938 году
В передней части двигателя находились привод вспомогательных агрегатов и редуктор воздушного винта. Двойной набор прямозубых цилиндрических зубчатых передач обеспечивал требуемое передаточное число и удерживал вал воздушного винта на той же оси, что и коленчатый вал двигателя. Без каких-либо изменений корпуса можно было установить редукторы с передаточными числами 0,455 или 0,556. Кроме того, привод вспомогательных агрегатов был спроектирован таким образом, что замена двух шестерен приводила к изменению направления вращения вала привода вспомогательных агрегатов относительно коленчатого вала. Другими словами, привод позволял приводить в движение вспомогательные агрегаты в одном и том же направлении независимо от того, вращался ли коленчатый вал по часовой стрелке или против нее. При запуске двигателя вручную не было необходимости в специальном оборудовании или редукторах. Изменение относительного положения стартера и генератора, установленных по бокам привода вспомогательных агрегатов, и переключение их общего приводного вала позволили этим агрегатам работать вне зависимости от направления вращения коленчатого вала: по часовой стрелке или против нее.
деревянный макет двигателя Continental O-1430. Модель была очень детализированной и точно соответствовала реальному двигателю. Модель сохранилась и находится в частной коллекции. Обратите внимание на впускной коллектор и его отдельные патрубки, расположенные на верхней части двигателя
Карбюратор с нисходящим потоком воздуха был расположен в крайней задней части двигателя O-1430. Он подавал воздух и топливо в односкоростной одноступенчатый нагнетатель, который был установлен в задней части двигателя. Крыльчатка нагнетателя имела диаметр 10,5 дюймов (267 мм) и вращалась с частотой, которая в 6,45 раз превышала частоту вращения коленчатого вала. Впускной коллектор отходил от нагнетателя и располагался над двигателем. От коллектора отходили отдельные направляющие и подавали топливно-воздушную смесь в каждый цилиндр. Водяной насос с двумя выходами, по одному на каждый ряд цилиндров, приводился в действие снизу корпуса привода нагнетателя.
в виде сверху на двигатель Continental О-1430 показан расположенный в передней части двигателя привод вспомогательной аппаратуры со стартером и генератором. Обратите внимание на приводы распределительного вала и провода от магнето к свечам зажигания
Двигатель O-1430 имел диаметр цилиндра 5,5 дюйма (140 мм) и ход поршня 5,0 дюйма (127 мм). Рабочий объем двигателя составлял 1425 куб. дюймов (23,4 л), а степень сжатия -– 6,1 к 1. Взлетная мощность составляла 1150 л.с. (858 кВт) при 3150 оборотах в минуту, а длительная мощность на высоте до 25 000 футов (7620 м) при 3000 оборотах в минуту – 1000 л.с. (746 кВт). Двигатель O-1430 имел длину 104,5 дюйма (2,65 м), ширину 44,3 дюйма (1,13 м) и высоту 24,2 дюйма (0,61 м). Масса двигателя составляла 1300 фунтов (590 кг).
Изготовление двигателя O-1430 было из-за разработки цилиндра Hyper No.2. Почти все время с 1932 по 1938 годы было потрачено на доработку конструкции цилиндра. Командование AAC хотело, чтобы разработка цилиндра была полностью доведена до того как будет изготовлен двигатель, и компании Continental потребовались годы, чтобы полностью удовлетворить требования AAC. Во время разработки Hyper No.2 трещины в цилиндре были источником постоянных проблем. Кроме того, руководство компании Continental, похоже, не хотело тратить свои средства на цилиндр или двигатель, даже несмотря на то, что в конечном итоге AAC возместил компании расходы. Вместо этого в компании Continental каждое изменение и каждую покупку отправляли командованию AAC для получения установленного контрактом разрешения. Проблема с финансированием серьезно замедлила работы, и компания Continental в годы великой депрессии испытывала финансовые трудности. Кроме того, в компании Continental считали, что двигатель не пригоден для коммерческого использования и что он будет устанавливаться только на истребители. Руководство компании считало, что двигатель для истребителя не принесет значительной отдачи от денег, вложенных в данную программу. В то же самое время у AAC были очень ограниченные средства для программы экспериментального двигателя.
Двигатель O-1430 был окончательно доведен и был готов к эксплуатации в 1938 году, что было примерно на два года позже первоначально запланированного командованием AAC срока запуска двигателя в производство и оснащения им различных самолетов. В апреле 1939 года двигатель прошел 50-часовые доводочные испытания на мощности 1000 л.с. (746 кВт). К этому времени концепция установки плоского двигателя в крыло истребителя вышла из моды, так как крылья истребителей были слишком тонкими для размещения таких двигателей. Кроме того, 1000-сильный (746 кВт) двигатель был недостаточно мощным для перспективных истребителей. За несколько лет до этого двигатели Allison V-1710 и Rolls-Royce Merlin прошли более строгие испытания и развивали бóльшую мощность. Кроме того, руководство компании Allison смогло убедить командование AAC, что охлаждающая жидкость с температурой 250°F (121°C) столь же эффективна, если не более, чем охлаждающая жидкость с температурой 300°F (149°C). При температуре 300°F (149°C) в масло передается много тепла, что требует увеличения размеров масляного радиатора. При температуре 250°F (121°C) необходим радиатор охлаждающей жидкости больших размеров, но при этом масляный радиатор остается прежним. В результате общее сопротивление этих двух систем охлаждения будет одинаковым, и, помимо этого, при меньшей температуре охлаждающей жидкости срок эксплуатации двигателя и вспомогательной аппаратуры были дольше. Также было обнаружено, что чистый этиленгликоль не передает тепло так же хорошо, как смесь воды и этиленгликоля в соотношении 50/50.
хотя Continental О-1430 достиг желаемой мощности в 1000 л.с. (746 кВт), длительная разработка сделала данный двигатель устаревшим. Если бы разработка О-1430 была завершена в 1935 году, то он, возможно, нашел бы нишу для применения и был бы запущен в серийное производство
Была предложена модификация двигателя O-1430, в которой его компоновка была бы изменена на компактную V-образную конфигурацию. Благодаря новейшим на тот момент достижениям, таким как увеличенный наддув и лучшее топливо, считалось, что модернизированный двигатель может развивать мощность 1600 л.с. (1193 кВт) и будет хорошо подходить для истребителей. Впоследствии O-1430 был переделан в инвертированный V-образный 12-цидинлровый двигатель. Официально авиамотор получил обозначение Continental XIV-1430 и позднее сменил обозначение на XI-1430. Что касается базового варианта O-1430, то работы по нему были прекращены.
двигатель Continental XI-1430 стал финальным этапом программы создания двигателя O-1430 и цилиндра Hyper. Хотя двигатель продемонстрировал впечатляющие характеристики, достигнув в августе 1944 года мощности 2100 л.с. (1566 кВт), у него были проблемы с надежностью, и он появился слишком поздно, чтобы оказать какое-либо влияние на ход Второй мировой войны
11 сентября 1939 года командование AAC выпустило запрос на данные R40-A, в котором запрашивался двигатель мощностью 1800-2400 л.с. (1342-1790 кВт) для установки в толстое крыло бомбардировщика. Компания Continental предложила удвоить O-1430 с целью создать 24-цилиндровый двигатель XH-2860. Это было то же самое, что компания Lycoming сделала со своим O-1230 при создании двигателя XH-2470. Однако двигатель Continental XH-2860 не снискал благосклонности командования AAC, и и не вышел за рамки этапа предварительного проектирования. Решение отказаться от XH-2860 было частично основано на том, чтобы позволить компании Continental сосредоточиться на разработке XI-1430.
Источники:
-
-
- Development of Aircraft Engines and Aviation Fuels by Robert Schlaifer and S. D. Heron (1950)
- Report of 49-Hour Endurance Test of Continental “Hyper” Engine No. 2 by R. N. DuBois (3 August 1933)
- Continental! Its Motors and its People by William Wagner (1983)
- Tornado: Wright Aero’s Last Liquid-Cooled Piston Engine by Kimble D. McCutcheon (2001)
- “Engine Support” U.S. patent 2,016,693 by Norman N. Tilley (filed 2 October 1933)
- “Reversible Accessory Driving Mechanism for Engines” U.S. patent 2,051,568 by Harold E. Morehouse (filed 7 June 1935)
- “Reversible Starter and Generator Drive for Engines” U.S. patent 2,053,354 by Norman N. Tilley (filed 7 June 1935)
- http://www.enginehistory.org/Piston/HOAE/Continental2.html
-
источник: https://oldmachinepress.com/2020/04/05/continental-hyper-cylinder-and-the-o-1430-aircraft-engine/
перевод впервые опубликован – *
