Стандартная силовая установка Daimler-Benz 9-8603 B 1. Германия

Данный материал был переведен уважаемым коллегой NF и немного доработан мной. Перевод был выполнен в марте 2016 года.

Предисловие

Для того чтобы сократить продолжительное и при этом еще и дорогое время, необходимое на проведение технического обслуживания гражданских самолётов FW 200 и Ju 90, данные самолёты снабжались двигателями (BMW 132Н), которые можно было заменить в короткие сроки. Подобные замены зарекомендовали себя так хорошо, что впоследствии многие самолёты получили так называемые «единые силовые установки» (Einheitstriebwerken). Основным условием, необходимым для подобного метода, было использование на самолётах противопожарных перегородок с необходимыми соединительными элементами, необходимыми для прохождения топливопроводов, маслопроводов, тяг системы управления, которые должны были располагаться в строго определённых для этого местах.

Фюзеляж гармонично переходил в моторный капот, что позволяло использовать на одном самолёте единые силовые установки той или иной моторостроительной компании. Например, на выбор можно было устанавливать двигатели DB 603 или Jumo 213, соединительные элементы которых были одинаковыми. Данные двигатели имели схожие размеры и массу, и потому в зависимости от наличия на самолеты можно было устанавливать моторы того или иного типа. Ниже будет рассказано о том, как компания Daimler Benz решила использовать так называемые «стандартные силовые установки» (Standardausrüstung) Daimler Benz 9-8603 B 1 на истребителях-перехватчиках профессора Курта Танка Tank Ta 152C. Первая стандартная  силовая установка была поставлена компании Focke-Wulf 15 сентября 1944 года.

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ

Стандартная силовая установка Daimler Benz 9-8603 B 1 предназначалась для использования на одномоторных истребителях и на тяжелых двухмоторных истребителях. В основную часть стандартной силовой установки (размещалась до разделительного шпангоута [Trennebene]) входили двигатель с необходимыми для него радиаторами и системами охлаждения, системами подачи топлива и масла, тягами управления двигателем, электрооборудованием и т.д. Переменная часть стандартной силовой установки состояла из моторной рамы, капота, выхлопной системой, бронированием, генераторами и прочим приборами и оборудованием, которые были необходимы для использования в сменной части силовой установки.

Радиатор должен был надёжно охлаждать двигатель уже при наборе высоты со скоростью 300 км/ч. Прочность радиатора рассчитывалась исходя из величины, необходимой для пикирования со скоростью не более 900 км/ч.

Прочность силовой установки рассчитывалась из расчета перегрузки по осям координат (n_x=7, n_y=1,76 и n_z=1) в соответствии с нормами прочности, предписанными отделом Имперского министерства авиации (Reichsluftfahrtministerium – RLM) St/GL/C-E 2, Берлин-Адлерхоф.

(Координаты для расчета данных значений: x = в направлении полёта, y = горизонтальные нагрузки и z = вертикальные нагрузки).

А. Авиационный двигатель

Авиационный двигатель силовой установки 9-8603 B 1 представлял собой двигатель типа DB 603 LA (LA – без радиатора охлаждения наддувочного воздуха [Ladeluftkühler]). Это был V-образный инвертированный двенадцатицилиндровый авиационный двигатель с углом развала цилиндров 60°,  водяным охлаждением, двухступенчатым механическим нагнетателем и правым направлением вращения винта (по отношению к направлению полёта самолёта). Прочие характеристики двигателя DB-603 LA приведены ниже.

В. Моторная рама силовой установки

Моторная рама состояла из двух гнутых опор, сваренных из стальных профилей. Двигатель крепился к моторной раме при помощи эластичных резиновых подкладок. Соединение моторной рамы с разделительной поверхностью осуществлялось посредством присоединительных вилок (Gabelanschlüssen). Степень прочности моторной рамы соответствует группе Н 5.

Правая опора моторной рамы имела обычную конструкцию, тогда как левая имела дополнительные подкосы для того, чтобы можно было разместить двойной нагнетатель.

С. Капот силовой установки

1 Передняя часть или лобовой радиатор

Лобовой радиатор состоял из несущего кольца, в котором были расположены радиаторы для охлаждающей жидкости и масляного радиатора. По периметру радиатора были расположены 12 жалюзей радиатора. В месте расположения масляного радиатора между соединительными элементами был установлен Doppellade — вспомогательный клапан, открывавшийся при взлёте и служивший для обеспечения доступа необходимого количества воздуха извне. Радиатор был легкосъёмным. В конструкции радиатора предусмотрена возможность установки бронирования. Отклонение жалюзей радиатора силовой установки и масляного радиатора осуществлялось при помощи гидравлического привода VDM, который в свою очередь производился в движение при помощи термостата.

2 Задняя часть моторного капота (компонент оборудования)

Моторный капот, начиная от места крепления к нему радиатора, не входил в основную часть стандартной силовой установки.

Моторный капот, представленный в виде устанавливавшихся на каркас отдельных элементов, обеспечивал лёгкий доступ к двигателю. В верхней части капота имелись отверстия, сквозь которые можно просунуть руку и через которые можно долить охлаждающую жидкость в наполнительную головку-дозатор (Füllkopf) системы охлаждения. Предусмотрена возможность быстрого прогрева силовой установки. Для слива охлаждающей жидкости по сторонам предусмотрены разъёмы с зажимами и с открывающимися вверх клапанами.

D. Воздушный винт и кок винта

В силовой установке 9-8603 B допускалось использование как деревянных, так и металлических воздушных винтов. Воздушный винт и кок винта не входили в основную часть стандартной силовой установки и должны поставляться VDM.

E. Дополнительное оборудование силовой установки

1 Устройство изменения шага винта

Стандартное электромеханическое устройство регулировки воздушного винта поставлялось в виде комплекта компанией VDM и устанавливалось на двигателе. Позднее была предусмотрена поставка нового устройства регулировки винта, получившего обозначение Me P 8.

2 Рычаги управления силовой установкой

Присоединение системы тяг и тросового привода, регулировавших мощность двигателя и систему впрыска топлива, устанавливались на моторной раме в определённой последовательности:

Регулировка мощности

Рычаг для регулировки режима работы двигателя в диапазоне от режима холостого хода до взлётного и боевого режимов был выполнен в виде кулисы и в пределах указанных диапазонов мог прочно фиксироваться в том или в ином положении. Для установки рычага в положение, соответствующее боевому и взлётным режимам работы двигателя, было необходимо приложить заметно большее усилие. Для фиксации рычага в положениях «взлётный режим» и «режим работы на максимальной мощности» имелись соответствующие пазы. Рычаг, регулирующий работу двигателя, перемещался в секторе величиной в 60°.

При глушении двигателя рычаг перемещается еще на 2-4° от положения, в котором он должен находиться на режиме холостого хода.

Регулировка системы зажигания

Регулировка системы зажигания осуществлялась во время обычной работы силовой установки при помощи механического автомата, отслеживавшего перемещения ручки управления пилота.

При температуре воздуха ниже –10°C запуск двигателя облегчался перемещением расположенного в кабине пилота рычажка ручного управления углом опережения зажигания на более раннее значение. Например, изменение угла опережения зажигания на 10° соответствует температуре –10°C, 20° – температуре –20°C и 30° температуре –30°C.

3 Система зажигания и система запуска двигателя

При сборке двигателя на моторостроительном заводе данные системы устанавливались до разделительного шпангоута, также как и кабель для стартера.

Газораспределительный механизм

Топливопровод высокого давления системы впрыска топлива крепился до разделительного шпангоута. Топливный насос системы запуска двигателя и соответствующий бак с топливом не принадлежали к комплекту, в который входит силовая установка.

При запуске двигателя топливный насос должен подавать в цилиндры двигателя максимум 55 см³ топлива.

4 Выхлопная система (комплект)

Выхлопная система двигателя представляет собой шахту, по которой от двигателя отводятся выхлопные газы, систему прогрева оружия и выхлопные патрубки. В случае использования самолёта в ночное время возможна установка пламегасителей.

5 Трос Telekin

Гидравлический регулятор температуры работал полностью самостоятельно. Он регулировал положение жалюзей радиатора таким образом, что поддерживал ранее выбранную нужную величину температуры охлаждающей жидкости. При помощи троса Telekin пилот во время рулежек самолета и при высоких температурах в зависимости от наружной температуры мог при помощи маховика регулировать положение жалюзей радиатора системы охлаждения двигателя.

6 Система водометанолового форсирования MW 50

Для эксплуатации системы водометанолового форсирования MW 50 необходимо специальное оборудование.

Расход водометаноловой смеси составляет примерно 180 л/ч. Развивать максимальную чрезвычайную мощность двигатель мог только максимум в течение 10 минут, после этого необходима пауза продолжительностью минимум 5 минут.

Избыточное рабочее давление устройства поддерживалось равным примерно 0,6 атм.

Включение устройства MW 50 в полёте пилот выполнял, переместив соответствующий рычаг, после чего через золотник переключения осуществлялся впрыск.

(См. так же в выпуске №1 журнала «Luftfahrt international» статью «Увеличение мощности при помощи дополнительного впрыска»).

7 Установленное оборудование

В силовой установке использовалось следующее оборудование:

• один стартер AL/SGC 24 DR 2 Gerät-Nr. 9-7904 D с магнитным сцеплением (Kuppelmagnet);
• один датчик оборотов доктора Хорна (Horn), Лейпциг, Dr G 7 Gerät-Nr. 127.1319 A-1 ;
• один датчик температуры охлаждающей жидкости;
• один датчик температуры моторного масла;
• один терморегулятор с вмонтированной системой перестановки диапазона и рядом расположенный цилиндр.

8 Агрегаты

a) Система смазки (Schmierstoffanlage)

Масса смазочного материала, участвовавшего в циркуляции: примерно 3400 кг/ч при 2500 об/мин.

Температура входа:

• минимальная – 30°C;
• нормальная – 75°C;
• предельная (временно) – 105°C.

Температура на выходе:

• нормальная – 120°C;
• предельная у земли (временно) – 150°C.

Потребление смазочного материала: 6-13 л/ч в зависимости от числа оборотов.

b) Система охлаждения двигателя

Максимально допустимая кратковременная температура охлаждающей жидкости на выходе из двигателя на уровне моря не должна была превышать 126°C. На высоте этот показатель должен был снижаться (с сохранением избыточного давления 1,35 атм.) в соответствии с кривой температуры кипения охлаждающей жидкости, представлявшей собой смесь примерно из 50 % воды и 50 % гликоля.

Нормальная температура охлаждающей жидкости на выходе из двигателя у поверхности земли была равна 115°C, на высоте 12000 метров – 112°C, на высотах более 12000 метров этот показатель снижался еще на 3°C.

Размеры радиатора системы охлаждения двигателя были подобраны таким образом, что максимально допустимый показатель температуры при наборе высоты на боевом и чрезвычайном режимах работы двигателя не превышал указанных выше показателей. Самое минимальное давление набегающего потока воздуха на уровне земли должно было составлять 400 кг/м², что соответствовало скорости полёта в 300 км/ч. На высоте 10 000 метров минимальное давление набегающего потока воздуха должно быть равным 300 кг/м², что соответствовало скорости полёта в 435 км/ч. Внешняя температура не должна быть меньше чем +21+5° С.

При торможении самолёта и при выполнении пробежек по поверхности аэродрома пилот должен был вручную с помощью троса Telekin регулировать положение жалюзей масляного радиатора и радиатора системы охлаждения двигателя для того чтобы избежать просачивания масла сквозь уплотнительные элементы двигателя.

c) Топливная система

В каждом из топливных баков расположено по одному погружаемому в топливо насосу с электрическим приводом. Топливный фильтр входит в комплект оборудования планера самолета (Zellenausstattung).

9 Эксплуатационные материалы

a) Моторное масло: 

Моторное масло: Rotring der Intava-Arbeitsgemeinschaft,  Гамбург

b) Охлаждающая жидкость

Охлаждающая жидкость: смесь из 47 частей дистиллированной воды, 50 частей гликоля и 4,5 частей смеси воды с защитным маслом (Schutzöl 39).

c) Топливо

Топливо: типа В4 (синтетический авиационный бензин с октановым числом 87 единиц) или С3 (синтетический авиационный бензин с октановым числом 95-100 единиц).

d) Масло в гидравлических системах

Масло в гидравлических системах: жидк. Масло.

10 Технические данные силовой установки:

ТАБЛИЦА ПАРАМЕТРОВ

Двигатель Daimler Benz DB 603 LA-0, взлётная мощность 2100 л.с., высотность 9000 м, 1944 года выпуска

Примечание:

• на каждом из цилиндров двигателя установлены по два свечи зажигания типа Bosch DW 250 ET 7/1 D.
• порядок воспламенения топливо-воздушной смеси в цилиндрах: 1-11-2-9-4-7-6-8-5-10-3-12.
• топливный подкачивающий насос: Graetzin ZD 1500 A или ZD 1500 W.

Двигатель Benz DB-603LA-0 по конструкции соответствовал двигателю типа DB-603E-1 с подшипниками качения. Изменения коснулись всех подшипников, картера, приводов, понижающего редуктора, правого и левого блоков цилиндров и системы зажигания.

Источники:

Чертежи:

источник: «Daimler-Benz 9-8603 B 1» «Luftfahrt International» 03