Wad

Есть ли какие-либо источники, подтверждающие то, что у И-16 амортизаторы были "довольно мягкие"? У меня, например, прямо противоположные сведения ("Экспериментальные исследования нагрузок на шасси и работы амортизации самолета", Туляков, 1941), исследовали шасси И-16 и серийный масляно-пневматический амортизатор: "Довольно мягкими" шасси вообще у всех советских самолетов стали только после 43-го года, после ряда исследований, начинавшихся обычно так:

Автомат наддува типа "Эклипс", он же "РПД-1", состоит из двух сильфонов и поршневого сервомотора, управляющего дроссельной заслонкой карбюратора: Оба сильфона совершенно одинаковые, но один связан трубочкой со впускным коллектором мотора и в него передается давление наддува, а второй сильфон герметичен, из него откачан воздух и внутри установлена мощная пружина - это датчик атмосферного давления. Сильфоны соединены друг с другом торцами, между которыми находится металлическая пластинка с тягой, связывающей ее с золотником сервомотора; противоположные концы сильфонов жестко закреплены в корпусе устройства. Герметичный сильфон нужен для компенсации влияния изменений атмосферного давления: при подъеме на высоту оба сильфона стремятся растянуться с одинаковой силой - эти усилия компенсируют друг-друга и никакого движения не происходит. В сильфон, связанный со впускным коллектором, тоже вставлена пружина, натяжение которой можно регулировать и тем самым задавать значение ограничения наддува в диапазоне от 635 до 1020 мм. рт. ст. Свободный конец пружины связан с перекидным переключателем, с помощью которого можно задавать два фиксированных значения натяжения пружины - это и будут настройки автомата на номинальный и форсированный режим. На конце штока сервомотора, выходящего из регулятора, шарнирно закреплен коленчатый рычаг, через который тяга от сектора газа соединяется с дроссельной заслонкой карбюратора. Если шток сервомотора неподвижен - пилот управляет дроссельной заслонкой, если неподвижен сектор газа - дроссельная заслонка управляется штоком сервомотора. Если давление наддува меньше давления, на которое настроен регулятор - сильфон-приемник давления наддува сжат, золотник находится в крайнем верхнем (по схеме) положении; канал, подающий масло в верхнюю часть цилиндра сервомотора, открыт; шток сервомотора - полностью втянут в регулятор. По мере передвижения сектора газа вперед давление наддува растет, сильфон-приемник давления наддува растягивается и перемещает золотник вниз. При давлении наддува, равном заданному, золотник находится в равновесном состоянии и перекрывает оба канала подачи масла в сервомотор. Как только давление наддува превысит заданное - золотник откроет канал на выход штока сервомотора, он повернет коленчатый рычаг относительно шарнира, связывающего его с тягой к сектору газа и дроссельная заслонка прикроется. В случае обрыва регулировочной пружины сильфон-приемник давления наддува растягивается сверх необходимого, шток сервомотора выдвигается до упора и дроссельная заслонка прикрывается до земного положения. Для того, чтобы продолжать полет на высоте, регулируя наддув вручную, у рычага сектора газа за "упором нормального газа" сделан дополнительный вырез: "сверхход". Перемещение рычага в этот вырез дает возможность полностью открыть дроссельную заслонку и в "земном" состоянии регулятора. Также этим можно воспользоваться и при исправном состоянии регулятора в случае чрезвычайной необходимости. Кинематика привода регулятора прекрасно видна на этой диаграмме:

Вот как раз у И-16-то заслонка ничего, "заданного РУДом" и не поддерживает, а именно ограничивает. Потому что автомат наддува у него вступает в действие только тогда, когда давление наддува достигает определенной величины (для М-63: 915 мм. рт. ст.). То есть, когда самолет стоит на земле и летчик двигает сектор газа вперед от положения холостого хода - дроссельная заслонка карбюратора жестко связана с рычагом сектора газа и открывается пропорционально его перемещению. Как только давление наддува становится равным 915 мм. рт. ст. - автомат наддува по мере дальнейшего передвижения сектора газа перемещает шток с качалкой, через которую тяга сектора газа связана с дроссельной заслонкой, при этом дроссельная заслонка остается неподвижной и давление наддува не изменяется. Поэтому, кстати говоря, начиная от некоторого положения и до упора нормального газа у рычага сектора газа присутствует "свободный ход" - режим мотора в этом диапазоне его перемещений не изменяется. Это и считается одним из основных недостатков данного регулятора, потому что свободный ход на разной высоте разный - от максимального на уровне земли и до нулевого на границе высотности, в результате пилот по положению сектора газа не может определить даже примерно какой у него там наддув. А если в полете установить какой-нибудь наддув ниже максимального - то этот регулятор ничего "поддерживать" не будет ни на миллиметр и с изменением высоты полета наддув будет плавать точно так же, как и при полном отсутствии регулятора, единственная разница - он будет ограничиваться сверху значением 915 мм. рт. ст..

Пишут, что вакуумный (остаточное давление около 0.15 мм. рт. ст.).

А итальянские самолеты разве не "западные"? Итальянцы тоже не сами такую конструкцию придумали - это Televel: А Televel - известная английская фирма: ...у нее только раньше датчик был вот такой, я поэтому его сразу и не признал: На "западных" - датчиков уровня топлива было немеряно всяких разных. Каждой конструкции присущи какие-то достоинства и недостатки. Гидростатический указатель придумали еще в 14-ом году и он ни для кого секретом не был.

Низкая надежность, производственные дефекты. Манжета поршня в воздухе замерзнет - и конец всем измерениям. Например: Из письма руководителям ВВС РККА а также директору завода № 135 и военпреду, подписанного зам пом. командира в/ч 5361 по эксплоатации: Доношу, что полученные самолеты "Р-10" в количестве 20 штук имеют средний налет 10-20 часов за период с апреля 1938 года по 28 мая 1939 года по причине следующих производственных дефектов: … 6. Не работают в воздухе гидростатические бензиномеры.

Точно с этого фиата, потому что когда ишак пошел в серию в 35-ом - у него был гидростатический бензиномер: А поплавковый у него появился только на последних сериях по результатам боевых действий в Испании. У СПАДА дистанционного бензиномера не могло быть в принципе, потому что бензобак у него был сбрасываемый для предотвращения пожара при аварийной посадке, поэтому бензиномер стоял прямо в бензобаке и был виден через вырез в полике кабины пилота:

Позаимствовали у итальянцев. Вот он на C.R.32 - крайний справа прибор с точно такой же крутилкой: "Indicatore di livello" - "указатель уровня".

Устройство, конечно, чумовое. Иностранных аналогов не встречал. Хороший материал для какого-нибудь блога или ролика на ютубе. Усилие поворота ручки определяется усилием проталкивания тросика через сальники. А когда конус втыкается между колесиком и стенкой трубки - поплавок заклинивается на направляющей и тросик утопить его и продвинуться дальше не может. Слететь с барабана он тоже не может, потому что накручивается на него в один слой в щель на барабане и деваться ему некуда. Поэтому он превращается как бы в жесткий щуп, замеряющий глубину погружения поплавка. Поэтому в этот момент на ручке будет не "ощутимое нарастание", а она просто упрется и крутится не будет. Подробное описание:

Зная любовь поклонников DCS ко всякого рода крутилкам и вертелкам в кабине, хочу показать, как выглядит и как устроен вот этот прибор: Это - механический бензиномер поплавкового типа, вот такой: Устроен он следующим образом: В бак устанавливается направляющая трубка 22, доходящая до его дна, по ней вверх и вниз может перемещаться поплавок 17. Сбоку у трубки имеется продольная щель, в которую входит диск 21, закрепленный на поплавке. В трубку вставлен тросик, на конце которого припаян конический клин 24. Другой конец тросика намотан на барабан 3, размещенный в корпусе индикатора. Ось барабана через отверстие в стекле 14 выходит на лицевую часть прибора и на ней закреплена ручка 15. Стрелка прибора свободно вращается на оси барабана и связана с ним через редуктор, передаточное отношение которого подобрано таким образом, чтобы полный ход стрелки по шкале соответствовал бы полному перемещению поплавка по его направляющей от упора и до упора. Работает он следующим образом: Фактически пилот тросиком измеряет расстояние от прибора до поплавка. В исходном состоянии (полный бак) поплавок в своем верхнем положении заклинен на направляющей клином тросика, который входит между внутренней стенкой направляющей и диском поплавка. Через какое-то время работы мотора уровень в баке несколько опускается. Для того, чтобы измерить уровень топлива пилот поворачивает ручку прибора по часовой стрелке на 100-120 градусов (это просто одно движение кистью) - тросик наматывается на барабан, поплавок при этом освобождается и падает в топливо. Затем пилот поворачивает ручку в обратном направлении до упора - тросик сматывается с барабана, клин опускается в направляющей, доходит до поплавка и снова заклинивает его. Тросик при этом упирается в поплавок, ручка вращаться перестает, стрелка показывает количество топлива. Далее процесс повторяется.

Конечно, это я просто конкретно И-16 с М-63 имел ввиду. Да, номинал.

В общем, получается так, что Vy может как слегка увеличиваться, так и слегка уменьшаться до первой границы высотности. Все зависит от винта. Поляра Пышнова при ближайшем рассмотрении оказалась полярой для Vmax, причем для эффективного удлинения, равному геометрическому, которое, собственно, у него в таблице с исходными аэродинамическими параметрами и указано. Поляра, построенная по методике РДК-43 по данным из его таблицы, практически точно совпадает с полярой из его книги. Однако эффективное удлинение учитывает ухудшение обтекания крыла, вызванное потоком воздуха из капота и в расчете скороподъемности этот эффект желательно учитывать, поскольку полет выполняется при полностью открытых жалюзи капота и поток воздуха через него относительно большой. В связи с этим я посчитал две поляры по методике РДК-43: одну для Vmax и другую для Vпод. с рекомендованным значением эффективного удлинения как для капота мотора воздушного охлаждения с выходом воздуха снизу. Исходя из этих данных и выполнен расчет потребной мощности. Расчет располагаемой мощности сделан без учета противодавления на выходе по причине его малости (5 л. с. без учета инжекторного действия выходных воздушных каналов капота, в которых расположены выхлопные патрубки). Небольшое снижение мощности мотора на малых высотах из-за скоростного наддува компенсируется реактивной тягой выхлопа. Основная неопределенность заключается в отсутствии характеристики винта АВ-1. Расчет выполнен по характеристики винта ЦАГИ 2СМВ-2, однако его геометрические параметры несколько отличаются от АВ, поэтому полученный график следует считать лишь приблизительной оценкой. В результате на уровне земли графики мощностей выглядят так. Расчетная максимальная скороподъемность на уровне земли для полетного веса 1885 кг.: 16,7 м/с на скорости 250 км/ч. На высоте 2000 м. мощность мотора немного растет, а КПД винта 2СМВ-2 на малых скоростях уменьшается, на высоких - увеличивается. Если бы этот винт был бы достаточно махоустойчивым, то на первой границе высотности скороподъемность самолета незначительно бы увеличилась: Снижение КПД винта из-за волнового кризиса на концах лопастей в значительной степени зависит от их толщины. К сожалению, толщина лопастей винта АВ-1 была неизвестна (или же они не желали по каким-то причинам ее сообщать) даже составителям справочников тех лет: Расчет поправки на влияние волнового кризиса, исходя из среднестатистической толщины лопасти винта 4,5% показывает небольшое снижение скороподъемности на первой границе высотности: В целом можно сказать, что винт на М-63 из-за отсутствия редуктора работает в довольно жестких условиях и волновой кризис влияет на его характеристики довольно заметно, причем на малых скоростях полета даже больше, чем на больших. Вызвано это, очевидно, тем, что он и так работает на больших Ma, а на малых скоростях у него еще и большие углы атаки лопастей винта. Коэффициент поправки на влияние волнового кризиса по методике ЦАГИ выглядит так: Наиболее точный ответ по скороподъемности, как всегда, следует искать в результатах испытаний. Но маловероятно, чтобы там обнаружился ее существенный рост до первой границы высотности.

Пожалуйста, но: 0,15 минуты = 60/100 * 15 = 9 секунд 5,15 минут = 60 * 5 + 9 = 309 секунд 5000 м / 309 сек. = 16,18 м/сек

У Северского правая нижняя группа точек - это набор высоты на форсаже, просто линией не обведено. А кроме всего прочего - вызывает вопрос источник исходных данных, согласно которому у Ишака получились такие ТТХ: У меня, например, по данным непосредственно из отчета по летным испытаниям самолета И-16 с мотором М-63 его характеристики выглядят несколько получше. Конечно, "тыщу метров за мгновенье" он не набирает, но все-таки. Полетный вес: 1 878,7 кг. Макс. скорость у земли: 440 км/ч Макс. скорость на первой границе высотности: 469 км/ч Макс. скорость на второй границе высотности (4 750 м.): 489 км/ч Время набора 5 000 м.: 5,15 мин. Практический потолок: 10 800 м. А 410 у земли и 462 на высоте - это у И-16 с М-62:

Я бы сказал, что происходит все совершенно наоборот: у продвинутых моторов мощность ниже границы высотности по мере приближения к земле так сильно не падает, чтобы получились "бодрые зубцы из Самолетостроения". :)

Измерить вертикальную скорость - дело нехитрое. Может, по каким-то причинам было по-разному? Вот, например, Северский с тем же самым R-1820: Или Ki-43, если к американским данным больше доверия: Наконец, банально, Ан-2: Вот так вот сходу "все они невменяемые", включая зам начальника ЦАГИ по науке товарища Бюшгенса, который "Самолетостроение" написал?

А почему у него скороподъемность до первой границы высотности потихоньку падает, а не растет? Турбомуфта от Мессера?

На взлете у него режим: 2300 об/мин х 1065 мм. рт. ст. По-моему, с тем, какой у него там мотор - все ясно:

Не сходится!

У американцев был заполнен азотом с маслом, у нас, наверное, тоже, но сейчас точно сказать не могу. Гляну в доки когда будет возможность.

Видимо это и послужило причиной появления в отчете об испытаниях этого автомата подозрительных оговорок "практически поддерживает", "в основном обеспечивает" и т. п.: Интересно отметить, что у, так сказать, первообраза этого устройства - карбюратора Stromberg NA-F7 сильфон размещен точно по центру впускного патрубка, между четырех диффузоров, поэтому проблем с измерением температуры у него не должно быть никаких: А у нас творчески подошли к этому вопросу и разместили его за пределами впускного патрубка на крышке корпуса одной из поплавковых камер:

Факт, некузяво. Это чтобы было куда совершенствоваться. :)

Состав смеси характеризуется так называемым "коэффициентом избытка воздуха" (обозначается буквой "альфа") - это отношение фактического количества воздуха, расходуемого мотором на 1 кг топлива к теоретически необходимому. То есть, если альфа = 0,8 - воздуха меньше чем нужно - смесь богатая. Если альфа = 1,1 - смесь бедная. Напрасно думать, что в моторе альфа должна быть равна 1 - теоретически необходимое соотношение между воздухом и бензином годится только для теоретических или лабораторных условий. На деле получается так, что для того, чтобы мотор устойчиво работал на холостом ходу смесь должна быть довольно богатой, потому что на холостом ходу процесс сгорания у него протекает неэффективно и часть топлива уходит на различные потери. Кроме того, практика показала, что наибольшая мощность двигателя внутреннего сгорания достигается при альфа = 0,85. В то же время, если мы летим на крейсерском режиме максимальная мощность для нас не имеет никакого значения, зато есть смысл поэкономить топливо. В результате опять-таки практических исследований было установлено, что наилучшая экономичность достигается при альфа = 1,1. Кроме того, обогащение смеси заметно понижает температуру выхлопных газов и, соответственно, температурный режим мотора а также благотворно влияет на его детонационную стойкость. Максимум, до которого можно обогащать смесь - это альфа = 0,7 - 0,75, за этим пределом мощность мотора начинает резко падать. На таком составе горючей смеси и работают форсированные карбюраторные авиационные моторы на режимах максимальной мощности. Таким образом, характеристика "идеального" карбюратора должна выглядеть вот так (см. картинку). Характеристика же реального карбюратора значительно богаче не потому, что ее не могут сделать идеальной, а потому, что на все это дело накладывается еще одно обстоятельство. Цилиндров в моторе много, а карбюратор один и пока до каждого цилиндра дойдет горючая смесь - ее состав успевает измениться из-за различных завихрений, оседания топлива на стенках патрубков и т. п. Поэтому фактический состав смеси в цилиндрах довольно заметно различается и его приходится устанавливать таким, чтобы и в самом плохом в смысле смесеобразования цилиндре смесь не была бы слишком бедной, иначе на крейсерском режиме там произойдет перегрев цилиндра и прогар поршня или выпускного клапана. Это, кстати, один из основных факторов в пользу перехода на непосредственный впрыск, при котором состав смеси по цилиндрам так сильно не различается. Это все касается полета вблизи земли. Теперь поднимаемся на высоту. По мере подъема обороты у нас остаются постоянными, значит скорость потока воздуха в диффузоре карбюратора остается прежней, значит разрежение в диффузоре не меняется, значит перепад давления между диффузором и поплавковой камерой тоже остается постоянным, следовательно и расход топлива остается неизменным. А плотность воздуха - уменьшается. Соответственно, вес воздуха, приходящийся на килограмм расходуемого топлива тоже уменьшается и горючая смесь с каждым метром высоты становится все богаче и богаче. В учебниках обычно рисуют такой вот график, который хорошо иллюстрирует все этот процесс, но, опять-таки, годится только для лабораторных условий, потому что относится к так называемому "элементарному карбюратору", состоящему всего из одного топливного жиклера: В реальном мире процесс существенно отличается от идеального, потому что в настоящем карбюраторе присутствуют еще и воздушные жиклеры и жиклеры с топливно-воздушной смесью, а также целая пусковая система со своими воздушными каналами и жиклерами - все это вносит свои коррективы. Поэтому уверенно можно сказать только одно: с ростом высоты горючая смесь заметно обогащается. А когда мы летим на мощном военном самолете на полном газу - смесь у нас и так предельно богатая, по причинам, изложенным выше. Поэтому любое, даже самое незначительное обогащение смерти подобно - мощность начинает стремительно падать. Вопрос автоматизации управления составом смеси, таким образом, для истребителей довольно актуален. Плотность воздуха, как известно, зависит от его давления и температуры. Изменение этих параметров влияет на состав смеси с точностью до наоборот: уменьшение давления приводит к обогащению смеси, а понижение температуры - к обеднению. С ростом высоты падает и давление воздуха и температура, но влияние падения давления значительно сильнее, чем температуры, поэтому в целом смесь обогащается. Сильфон, который применяется в системах автоматической высотной коррекции, сам по себе в принципе способен улавливать не только изменения атмосферного давления, но и температуры: если температура вокруг него понизится, то и температура газа, находящегося у него внутри, понизится, его объем уменьшится, сильфон сожмется и передвинет иглу регулятора на обогащение. Только все дело в том, что сильфон располагается не в потоке воздуха, проходящего через карбюратор, а прикручен к карбюратору снаружи и его температура приблизительно такая же, как и у всего мотора, т. е. относительно стабильная. Поэтому сильфон с ростом высоты полета компенсирует только обогащение топливной смеси, вызванное понижением давления, а ее обеднение, вызванное понижением температуры, остается без внимания. Поэтому с ростом высоты у такого автомата происходит перекомпенсация состава смеси - смесь обедняется несколько сильнее, чем нужно. Однако вблизи земли горючая смесь и так была переобогащена, поэтому на высоте она не выходит, по крайней мере, за пределы, обеспечивающие нормальную работу мотора. В целом, выглядит это примерно вот так (график дан для М-62ИР, но устройство автомата у него точно такое же, как и у М-63): Поэтому автоматическая компенсация влияния температуры на состав смеси в большинстве случаев не так уж и важна, и летчик может этим не заморачиваться (если, конечно, не рассматривать какие-нибудь особые условия, например Финской войны). Кроме того, задача заключается не в том, чтобы построить идеальный самолет, а в том, чтобы он был оптимальным для своих задач, в том числе и с точки зрения загрузки головы летчика различными инструкциями. Поэтому вопрос ручной корректировки состава смеси у транспортных самолетов рассматривают довольно подробно, а вот для истребителей с точно таким же автоматом корректора - я никаких особых указаний не встречал. Надеюсь, было не скучно.

Ну и напоследок: вот этот клапан, который стоит в тройнике и рассчитан на 0,15 - 0,18 ати: … ограничивает не давление перед карбюратором до 0,13 - 0,18 ати, а давление в пусковом бачке при условии, если истечение за редукционным клапаном свободное. А если за редукционным клапаном пожарный кран закрыт и карбюратор заполнен бензином (клапан поплавкового механизма тоже закрыт) - то накачивание давления в пусковой бачок приведет к росту давления перед карбюратором и, соответственно к росту показаний указателя давления бензина в трехстрелочном приборе примерно до 0,45 ати, на которых обычно запорный клапан карбюратора уже не выдерживает и бензин начинает хлестать из него через все дыры. Вот этот вот пункт: "3. Подкачать воздух в бачок, подняв давление по манометру до 0,2 - 0,25 кг/см2" - у меня выполнить и не получилось, потому что в симуляторе сколько ни качай - давление сверх 0,1 кг/см2 и еще какого-то мизера по прибору не поднимается. Поэтому я еще и думал, что мотор не заводится потому, что бензин куда-то налево уходит...

:)) Продолжение увлекательного романа на тему "почему у меня не было ни малейшего шанса завести мотор И-16 с первой попытки": 3. Для того, чтобы запустить мотор у И-16-го - пожарный кран ему открывать не нужно. На пусковом бачке он не то, чтобы на холостом ходу может работать - он летать способен несколько минут - это самый наипоследнейший "резерв генштаба" для пилота, пытающегося на последних каплях бензина куда-то дотянуть: Заводится он на пусковом топливе и только после успешного запуска питание мотора переключается на основной бак: