Авиационный двигатель внутреннего горения

4513 асс 46 Ь, 1 АВТОРСКОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО Нд ИЗОБРЕТЕНИ ИСЯН авиационного двигателя К авторскому свидетельству 8. Г 1935 года (спр, о О выдаче авторского свидетельства(18 Изобретение относится к авиационным двигателям внутреннего горения с распределением трубчатыми вращающимися золотниками, расположенными параллельно коленчатому валу и предназначенными один для впуска в цилиндр рабочей смеси, а другой в д выпуска из цилиндра продуктов горения, и с подачей карбурированной смеси посредством архимедовой спирали.В предлагаемом авиационном двигателе внутреннего горения, с целью продувки выхлопного канала воздушным потоком при поступательном движении самолета, в неподвижной части цилиндровой головки имеются каналы, выполненные в виде конических насадок, примыкающие к выхлопному трубчатому золотнику и образующие вместе с полостью золотника суживающееся расширяющееся сопло, аналогичное соплу Лаваля.На чертеже фиг. 1 изображает вертикальный разрез авиационного двигателя внутреннего горения; фиг 2 в разрез по АВ фиг. 1; фиг. 3 в в сверху двигателя; фиг, 4 - вертикальный разрез нагнетателя и передачи.На цилиндр 1 двигателя внутреннего горения, снабженный охлаждающими ребрами 2, навинчена обычным способом алюминиевая головка 3 с двумя каналами 4 и 12, имеющими полукруглый профиль. Каналы эти прикрыты сверху крышками 5 и 9, крепящимися на болтах к головке 3 и имеющими форму,указанную на фиг. 1,Таким образом образуются два трубообразных канала, в которых крепятсядва подшипника. Подшипники эти, равно как и головка, снабжены в соответствующих местах прямоугольными отверстиями 8 и 11.Камера 13 горения представляет собой трехгранную призму, примыкающуюк корпусу цилиндра. Обе боковых стороны призмы имеют по одному прямоугольному вырезу; в вершине призмыимеются гнезда 7 для двух свечей, компрессионного краника и пускового клапана для пуска сжатым воздухом.В подшипниках вращаются трубчатыезолотники б, 10 (фиг.1), состоящие каждый из трубки б или 10 и шестерни 18,фрезерованных из одного куска. Трубказолотника имеет отверстие, аналогичноеотверстиям 8 и 11 в цилиндрической головке, Вертикальный валик 15; служащийдля передачи вращения от шестерни 14,насаженной на коленчатый вал двигателя, к трубчатым золотникам би 10 в головке имеет по своей поверхности выступ, выполненный в виде архимедовойспирали 1 б. Вращаясь с большой скоростью втрубе 17, этот ротор (валик соспиралью) является нагнетателем цилиндра или блокаПодача нагнетателя зависит от диаметра трубы 17, зазора между спиралью1 б и стенкой трубы 17 и шага спиуали Ы, а также, конечно, от числаоборотов.Против выхлопного золотника в ко.:жухе 19 имеется канал 21 в виде конической насадки, с загнутыми в сторонузолотника краями, с тем, чтобы смесь, сжа.тая в кожухе 19, не могла прорваться в.выхлопной канал золотника.Тбк как оси каналов золотников пазраллельны оси самолета, то воздушный"поток, создаваемый пропеллером ивстречным ветром, устремляется черезаанал 21 в кожухе 19, полость трубчатого золотника и соплообразный канал 20.позади золотника, образующих сужиеающееся - расширяющееся сопло, ана.логичное соплу Лаваля, вследствие чегосильно охлаждается выхлопной золотникя,оказывает содействие удалению выхлопных газов из цилиндра при посту.пательном движении самолета,Площадь прямоугольных отверстий 8и 11 по сравнению с проходным сече.нием клапанного распределения, гораздо".50 см. Вследствие этого и благодарянагнетателю, коэфициент наполнения иочистка от выхлопных газов каждогоцилиндра резко повышается. Кроме тото, благодаря мощному наддуву, номинальная мощность двигателя может бытьсохранена до значительной высоты.Двигатели, снабженные подобнымраспределением со звездообразным расположением цилиндров, смогут без особых трудностей развивать примерно до:150 НР на цилиндр, что дает при девяти-цилиндровой звезде: 1509 = 1350 НР.Смазка из масляного насоса подаетсяк передаче по трубке 22.Таким образом, без увеличения габа;ритов цилиндра, а следовательно, и дви.:гателя, возможно получить при одинако вом числе цилиндров, более чем двойнуюиощйость. Применение индивидуальногонаддува разрешает проблему постоянного давления во всасывающем трубопрозоде, и следовательно, обеспечивает по-тоянство состава горючей смеси.При резких колебаниях давления бензин, обладающий, по сравнению со вса.омываемым воздухом, гораздо большей вязкостью, не успевает на больших оборотах протечь через отверстие жИклера, вследствие чего в трубопроводе, особенно в многоцилиндровых двигателях, получаются слои более бедной смеси. Такие страты" уничтожаются при индивидуальном наддуве каждого цилиндра и, следовательно, диаметр жиклера может быть взят меньше и уменьшится расход горючего. Двигатель с вращающимися золотниками работает значительно спокойнее и тише, так как отпадают шумы, обязанные своим происхождением, колебательным движениям обычного клапанного механизма. В связи с интенсивным охлаждением выхлопного золотника температура головки цилиндра должна быть несколько ниже, чем головки с клапанным распределением.Кроме того, такая система позволяет осуществить почти бесшумный двигатель, так как форма выхлопного канала легко допускает установку глушителя за сопло. образным раструбом.Сильная струя воздуха, продуваемая через выхлопной канал и глушитель, с одной стороны, заглушает шум мотора, а с другой стороны, уменьшает потерю мощности в глушителе, Слабым местом конструкции является трудность подгонки зазоров золотников б и 10, а также выбор материала и толщины подшипников в каналах 4 и 12 с тем, чтобы избежать потери давления через просачивание смеси в подшипниках золотников б и 1 О в горячем состоянии.Предмет изобретения,1, Йвиационный двигатель внутреннего горения с распределением трубчатыми вращающимися золотниками и с подачей карбурированной смеси посредством архимедовой спирали, отличающийся тем, что выхлопной трубчатый золотник примыкает к выполненным в неподвижной части цилиндровой головки о обоих концов, в виде конических насадок, каналам 21, 20, образующим вместе с полостью трубчатого золотника суживаю. щееся-расширяющееся., сопло, аналогичное соплу Лаваля, в целях продувки выхлопного канала воздушным потоком при поступательном движении самолета.