Авіаційний двотактний двигун

1. Авіаційний двотактний двигун, що включає пристрій для запуску, повітрозабірник, компресор наддуву, ресивер, блок циліндрів у вигляді відрізка труби, закритої з обох кінців торцевими кришками, і що містить торцеві та внутрішні циліндри, вільні поршні з кільцевими ущільненнями, випускні вікна і випускні патрубки, сполучені з випускними вікнами, впускні патрубки, рейково-шестерневий механізм синхронізації руху поршнів, кінематично пов'язаний з компресором і механізмами забезпечення роботи паливної системи, системи електроживлення, а також маслосистеми, що містить маслопроводи подачі і відкачки масла, відмінний тим, що двигун додатково містить розподільний вал і впускні клапани, а труба блоку циліндрів виконана у вигляді дво х коаксіальних тр уб, сполучених подовжніми ребрами жорсткості і що мають форму з постійним поперечним перетином. 2. Двигун по п. 1, відмінний тим, що вп ускний патрубок сполучаєтся з робочим об'ємом циліндра через впускний клапан, який має електромагнітний привід руху і пристрій регулювання часу відкриття і закриття. 3. Двигун по п. 1, відмінний тим, що до кожного внутрішнього циліндра приєднаний додатковий випускний патрубок. 4. Двигун по п. 1, відмінний тим, що впускний клапан внутрішнього циліндра розташований в середній частині циліндра, а його випускні вікна симетрично розташовані по краях циліндра. 5. Двигун по п. 1, від мінний тим, що вп ускні клапани торцових циліндрів розташовані в торцевих кришках блоку циліндрів. 6. Двигун по п. 1, відмінний тим, що кожний випускний патрубок індивідуально сполучаєтся з атмосферою. 7. Двигун по п. 1, від мінний тим, що кожний випускний патрубок містить ежекторну камеру. 8. Двигун по п. 1, відмінний тим, що рейка і шестерні механізма синхронізації розташовані всере A (54) АВІАЦІЙНИЙ ДВОТАКТНИЙ ДВИГУН 30490 Винахід стосується авіаційної техніки і може бути використаний для створення літальних апаратів (ЛА) короткого зльоту і посадки. Загальновідома низька економічність турбокомпресорних двигунів, зумовлена стисненням повітря в проточному режимі і обмеженням на робочу температуру лопаток. Більш висока міра стиснення в закритому об'ємі для поршневих двигунів робить їх більш економічними для малих швидкостей польоту і невеликих висот (Федоров Л.П. Экономические режимы полета сельськохозяйственного самолета // Труды ЦАГИ N 1990. - М.: ЦАГИ, 1979). Найбільш економічним з авіаційних поршневих двигунів є двигуни із запалюванням від стиснення і турбонаддуванням повітрям, охолодженим в повітро-повітряному радіаторі, який був уперше застосований на авіадизелі ЮМО-207А (Яковлев Н.В. Конструкция авиадизеля ЮМО-207А1 / Под ред. А.Н. Тол- стова // Тр уды ЦИАМ N 64. - М.: Оборонгиз 1944 НКАП СССР Центр. НДИ авиационного моторостроения им. П.И. Баранова). Цей дизель має шість циліндрів, дванадцять поршнів, два колінчастих вали. Кожний циліндр має вісім випускних вікон і впускні вікна у вигляді 45 отворів в стінці циліндра, виконаних під різними кутами. Конструкція двигуна виконана так, що високий тиск в камерах згоряння призводить до значних силових навантажень, виникаючих між картерами двигуна. Компенсація цих навантажень вимагає збільшення маси блока циліндрів двигуна, який є важкий, складний і надзвичайно незручний в експлуатації. Досить відмітити, що для заміни гумового кільця ущільнення циліндра необхідно розібрати весь мотор, а U-подібний повітроповітряний радіатор важить 88 кг при вазі двигуна 750 кг і істотно збільшує його "лоб". На жаль, і зараз, через 60 років, авіаційні дизелі зберегли основні недоліки ЮМО-207. Відомий дизельний двотактний двигун, що є чотирициліндровим зіркоподібним мотором, оснащеним компресором і турбонагнітачем (Дизельний двотактний двигун - авіаційний двигун майбутнього. Diesel - Zweitakter Flugmotor der Zukunft / Hemker Heinrich // Plug. Rev. 1992 N 1 з 80-81 Нім.). Однак подібне розташування циліндрів істотно збільшує аеродинамічний опір ЛА, а наявність кривошипно-шатунного механізму підвищує його питому вагу. Відомий двигун з осцилюючими поршнями для приводу двоконтурного вентилятора без кривошипно-шатунного механізму (Пат. 5303546 США МКІ F02K5/60 Farell Monti N 722939. Заявл. 4.6.1993, опубл. 19.4.1994, НКІ 60/269), конструкція якого має безліч осцилюючих пар поршнів, вкладених в кільцевий обертальний циліндр, з'єднаний з лопатками вентилятора, що забезпечує тягу для ЛА. Однак такий двигун складний у виготовленні і експлуатації та не має достатньої надійності. Відомий авіаційний дизель GMA140TK (Експресс информация. Серия Авиационное двигателестроение № 19, март 1988. – С. 5. Разработка авиационных дизелей во Франции) з турбонаддуванням, рідинним охолоджуванням і приводом гвинта через зубчатий редуктор. Хоч двигун є доб рою базовою конструкцію для оснащення ЛА, його маса дуже велика - 240 кг при потужності 100 кВт. Відомий легкий високооборотний дизель для дирижабля з питомою вагою 1,36 кг/кВт (Light weight high speed diesets to power a new !ine of airships. Diesel & Gas Turbine Worldwide. 1987 VoI 19 N 9 p. 20-21). Двигун має W-подібний блок з 18 циліндрів по 6 в ряду. Однак полегшений кривошипно-шатунний механізм в такому двигуні знижує надійність і вимагає додаткових засобів для балансування. З відомих дизелів найбільш компактні, легкі і урівноважені вільно-поршневі генератори газу (далі ВПГГ) з повітряними буферами, в яких продукти згоряння подають на турбіну з метою отримання обертального моменту на валу. Для ВПГГ характерна висока міра стиснення (30-40 од) і відсутність фіксованих верхніх і нижніх мертвих точок, що призводить до деяких особливостей, властивих тільки для дизелів цього типу. Вони нечутливі до сорту палива, внаслідок саморегульованої міри стиснення робочої суміші і мають полегшений запуск при низьких температурах, а також великий моторесурс через малу кількість вузлів тертя і відсутність бічного навантаження на поршень. Основи таких двигунів були закладені в фундаментальній праці (Лонткевич Е. Е. Разделенный двигатель внутреннего сгорания. – Ростов-на-Дону: Изд. ред.-изд. отдела Юго-вост. бюро ВЦСПС, 1924). Авіаційний варіант такого двигуна запропонований ще в 40 роки Пескаром (Reichspatentamt, Patentschrift N 694451, KIass 46fm Gruppe 7,01 R.P. Peskara, 1940). Відома модифікація ВПГГ для вертольота (Johnson J.A. and Eustis R.H. An analysis of Helicopter Propulsion Systems Trans ASME, 1951. Vol. 73, No. 5, pp. 519-527). Однак питома вага такої установки не може бути знижена до величини менше за 1,6 кг/кВт на роторі без встановлення додаткових камер згоряння, що позбавляє дизель його основної переваги - економічності. Цього недоліку позбавлений одноциліндровий реактивний двигун з ВПГГ (Патент Німеччини 767776, Кл. 46а 2/01 від 21 травня 1940) і його подальша модифікація (там же N 961583, 1956) автор P. Schmidt. Двигун має кільцевий плоский поршень, рухомий по центральній трубі з напрямним виступом. Однак при підвищенні частоти руху поршня скорочується час, необхідний для газообміну, що може призвести до зниження к. к. д. двигуна через зниження коефіцієнта наповнення циліндра і підвищення концентрації залишкових газів. Особливо складною деталлю двигуна є автоматичний випускний клапан з шести секцій, що знижує надійність двигуна загалом. Наддування циліндра повітрям, яке набігає, знижує ефективність роботи двигуна при малих швидкостях польоту. Двигун в основному призначений для роботи на звукових і призвукових швидкостях. Внаслідок вказаних вище причин такі авіаційні двигуни, незважаючи на їх економічність, не отримали розвитку. Однак в більшості випадків, при авіаційних перевезеннях на малі і середні відстані не потрібні високі швидкості польоту, а більш важливим чинником є вантажопідйомність ЛА і можли 2 30490 вість зльоту-посадки на звичайній місцевості. Використання ВПГГ для примусового обдування крила дозволило б обмежитися помірною частотою руху поршня і більш раціонально використати кінетичну енергію продуктів згоряння, викинених з сопла. Найбільш близьким до двигуна, що пропонується, за своєю технічною сутністю є ВПГГ з трьома дизельними циліндрами (Кошкин В.К., Майзель Л.М., Черномордик В.М. Свободнопоршневые генераторы для газотурбинных установок. – Москва: Машгиз, 1963. - С. 200), у якого блок циліндрів являє собою трубу змінного перетину, в центрі і по краях якої розміщені дизельні циліндри. Між ними знаходяться циліндри компресора подвійної дії. Двигун має картер у вигляді відрізка труби постійного перетину, що концентрично охоплює всі три циліндри дизеля. У картері розміщені рейковошестерний або шарнірний механізм синхронізації руху поршнів і відбору частини потужності, а також зовнішні порожнини компресора. Двигун також має впускні і випускні патрубки, приєднані до робочого об'єму циліндрів через впускні і випускні вікна, і ресивер продуктів згоряння, підключений до випускних патрубків. Таке компонування дозволяє підняти потужність за рахунок зрівнювання швидкості руху поршнів в обох напрямах, скоротити розмір і вагу ВПГГ, що має принципове значення для авіадвигуна. Однак створення такого генератора зв'язане з великими труднощами, а саме: 1. Блок циліндрів двигуна складний за конфігурацією, бо п'ять його циліндрів мають різні діаметри. Об'єднання в єдині блоки поршнів компресора і дизеля вимагає високої точності виготовлення і дотримання совісності поршнів і циліндрів при монтажі, що здорожує виріб і робить його незручним в експлуатації. 2. Двигун такого типу має слабий, недостатньо жорсткий механізм синхронізації, що зумовлено винесенням пари шестерня-рейка або шарнірів за межі блока циліндрів. Це призводить до виникнення значних згинаючих моментів в деталях механізму і не дозволяє синхронізувати роботу великого числа дизельних циліндрів. 3. Подача компресором стиснутого повітря не співпадає з періодом продування циліндрів через рух поршнів дизеля і поршнів компресора в одній фазі, що вимагає відповідного перерозподілу подачі стиснутого повітря з компресора в циліндри дизеля. 4. У торцевих циліндрах здійснюється петельне продування, зумовлене єдино можливим положенням впускних вікон внаслідок наявності в цих циліндрах торцевих кришок. Таке продування менш ефективне, ніж прямоточне, і накладає додаткові обмеження на частоту р уху поршня. 5. Розміщення циліндрів компресора між циліндрами дизеля збільшує відстань між камерами згоряння, що перешкоджає більш рівномірному розподілу продуктів згоряння по осі двигуна. Це вельми істотне, якщо двигун використовується для обдування крила. 6. Надійне охолоджування головок поршнів ускладнене через форму поршнів у вигляді закритого об'єму. 7. Внутрішнє саморегулювання такого ВПГГ за рахунок зміни положення мертвих точок не забезпечує високої економічності двигуна в певному діапазоні навантажень, що викликане великим протитиском вихлопу через ресивер і часткою втраченого ходу після відкриття випускних вікон (Майзель Л.М., Черномордик Б.М. Особенности внутреннего регулирования и скрытые резервы спободнопоршневого генератора газа // Вестик машиностроения. – 1962. - № 9. – С. 25-31). Загалом така конструкція ВПГГ є відносно важкою, незручною в монтажі і обслуговуванні і мало застосованою для масового виробництва. Теплова перевантаженість поршнів дизеля унеможливлює практично форсування потужності двигуна. Незважаючи на перераховані вище недоліки, двотактні авіаційні дизелі є одним з найбільш економічних видів двигунів, що в найбільшій міри реалізують ідеальний тепловий цикл Карно. Тому їх вдосконалення є актуальним. Відповідно, в основу винаходу встановлене завдання шляхом використання іншого, ніж вищезгадане, компонування частин двигуна, введенням додаткових елементів і зміною геометричної форми деяких деталей, створити такий двигун, який би, зберігаючи всі переваги ВПГГ, був економічний на малих і великих навантаженнях, мав малу питому вагу, був простий у ви готовленні і обслуговуванні, а також забезпечував отримання достатніх об'ємів газу, що генерується, і його рівномірний розподіл по осі блоку циліндрів. Поставлене завдання вирішується тим, що в двигуні, який має елементи, звичайні для ВПГГ, а саме: пристрій для запуску, повітрозабірник, компресор наддування, ресивер, блок циліндрів у вигляді відрізка труби, закритої з обох кінців торцевими кришками, і що містить торцеві та внутрішні циліндри, вільні поршні з кільцевими ущільненнями, випускні вікна і випускні патрубки, сполучені з випускними вікнами, впускні патрубки, рейковошестерний механізм синхронізації руху поршнів двигуна кінематично пов'язаний з компресором і механізмами забезпечення роботи паливної системи, системи електроживлення, а також маслосистеми з маслопроводами подачі і відкачки масла, згідно з винаходом, блок циліндрів має конфігурацію у вигляді двох коаксіальних труб постійного поперечного перетину, сполучених подовжніми ребрами жорсткості, а двигун додатково містить розподільний вал і впускні клапани. Запропонована конфігурація блока циліндрів дозволяє здійснити примусове повітряне охолодження шляхом прокачування охолоджуючого повітря по закритих від внутрішнього простору крила каналах, істотно здешевлює і спрощує виготовлення блока циліндрів (наприклад, екструзією з подальшою термічною посадкою гільзи) і підвищує конструктивну жорсткість цього блока. Додаткове використання розподільного вала дозволяє синхронізувати рух будь-якого числа поршнів і роботу допоміжних механізмів, приєднати компресор наддування до механізму синхронізації, винести компресор за межі блока циліндрів, зробити блок циліндрів простим, технологічним і що вписується в профіль крила в його передній час 3 30490 тині. Крім того, розподільний вал запобігає зупинці двигуна при відмові одного з циліндрів. Застосування впускних клапанів дозволяє використати в торцевих циліндрах дизеля ефективне прямоточне продування, а у внутрішніх циліндрах створює умови для викиду в атмосферу продуктів згоряння рівномірно по осі двигуна, що вельми важливо, оскільки двигун призначений не тільки для створення реактивної тяги, але також і для обдування крила. У такому двигуні продукти згоряння обтікають крило зверху, здуваючи прикордонний шар, що призводить до зсуву точки відриву потоку на нижню поверхню крила і додатковому приросту підіймальної сили (ефект суперциркуляції). (Щербак Я.С., Опара А.С. Аэродинамика и динамика полета. - .Ленінград, 1971. – С. 115). Потрібно відмітити, що такий принцип, при якому відпрацьовані гази після викиду з сопла беруть участь в створенні підіймальної сили, використовується досить широко, наприклад, в конструкції АН-74. Однак більш часте розташування камер згоряння вздовж крила, через кожні 30 см (короткоходовий дизель), дозволяє створити умови для практично рівномірного обдування крила по всій його довжині. У разі використання двигуна достатньої потужності підіймальна сила може перевищити вагу ЛА, навіть без істотного додаткового обдування крила потоком повітря, що набігає. Це дозволить забезпечити зліт і посадку з коротким розгоном і при невеликій швидкості. Викид з патрубка через сопло відпрацьованих газів з певною швидкістю призводить також до утворення горизонтальної тяги під дією реактивної сили і забезпечує р ух ЛА як цілого. Перша додаткова відмінність полягає в тому, що вп ускний патрубок сполучається з робочим об'ємом циліндра через впускний клапан, який має електромагнітний привод руху і пристрій регулювання часу відкриття і закриття. Це робить його роботу незалежною від руху поршнів і дозволяє за допомогою процесора обирати оптимальний режим роботи двигуна за рахунок зміни часу початку і кінця продування циліндрів. Друга додаткова відмінність полягає в тому, що до кожного внутрішнього циліндра приєднаний додатковий випускний патрубок. Це збільшує перетин випускних вікон, прискорює продування циліндрів і знижує коефіцієнт залишкових газів. Третя додаткова відмінність полягає в тому, що впускний клапан внутрішнього циліндра розташований в середній частині циліндра, а його випускні вікна розташовані симетрично по краях циліндра. Це підвищує швидкість продування, оскільки вона здійснюється по коротшому шляху, збільшує час-перетин випуску і сприяє більш рівномірному розподілу вихлопних газів по довжині двигуна. Четверта додаткова відмінність полягає в тому, що вп ускні клапани торцевих циліндрів розташовані в торцевих кришках блока циліндрів. Це дозволяє здійснити в торцевих циліндрах прямоточне продування, знижує в них коефіцієнт залишкових газів і форсує двигун загалом. П'ята додаткова відмінність полягає в тому, що кожний випускний патрубок індивідуально сполучається з атмосферою. Це дозволяє здійснити викид продуктів згоряння по коротшій відстані, зво дить до мінімуму втрати кінетичної енергії газу, знижує гідродинамічний опір вихлопу. Шоста додаткова відмінність полягає в тому, що кожний випускний патрубок містить ежекторну камеру. Це посилює тягу, що створена двигуном, і інтенсивність обдування крила. Сьома додаткова відмінність полягає в тому, що рейки і шестерні механізму синхронізації розташовані всередині поршня, а вал шестерні відбору потужності виконаний у вигляді відрізка труби, має два рівновіддалені від шестерні фланці і розташований симетрично між сусідніми циліндрами. Це збільшує жорсткість механізму, зменшує габарити блока циліндрів, спрощує його форму, що робить його виробництво більш технологічним. Восьма додаткова відмінність полягає в тому, що вн утрішня порожнина вала з'єднана, відповідно, з маслопроводом відкачки і порожниною циліндра через торцеві отвори труби і додаткові бічні отвори труби. Це дозволяє здійснювати відкачку охолоджуючого масла з порожнини поршня при будь-якій орієнтації двигуна в просторі. Дев'ята додаткова відмінність полягає в тому, що вал шестерні механізму синхронізації сполучений з блоком циліндрів через фіксуючий радіально-опорний підшипник розташований всередині блока циліндрів, і проходить вертикально через подовжні, діаметрально протилежні розрізи в тронковій частини поршня і манжетні ущільнення в бічній поверхні внутрішньої труби блока циліндрів. Кріплення вала шестерні відбору потужності з одного кінця дозволяє уникнути термічних деформацій вала при його нагріві в працюючому двигуні, а пропускання вала через розрізи і манжетні ущільнення дозволяє вивести момент, що крутить, з внутрішньої труби блока циліндрів для його подальшої передачі на системи, що забезпечують роботу двигуна. Десята додаткова відмінність полягає в тому, що розрізи в тронці поршня мають буртики з внутрішнього боку, що впираються в днища поршня і тронк через ребра жорсткості. Наявність буртиків знижує тиск поршня на вал шестерні механізму синхронізації і зменшує зношення цієї пари та дозволяє постійно підтримувати в поршні масляну ванну, коливання масла в якій під дією інерційних сил сприяє охолоджуванню обох днищ поршня. Впирання буртиків в днища поршнів і тронк через ребра жорсткості дозволяє перерозподілити навантаження на тронк і дно, які виникають при гідродинамічному гальмуванні поршнів в мертвих точках (див. нижче). Одинадцята додаткова відмінність полягає в тому, що фланці вала шестерні механізму синхронізації розташовані так, що перекривають буртики розрізів поршня. Це дозволяє, при підході поршня до мертвої точки, створити замкнений об'єм з вузькими щілинами, заповнений частиною масла, що прокачується через поршень, який працює як гідродинамічне гальмо, що фіксує мертві точки, запобігає механічному удар у поршня об вал шестерні, а також поломці або зупинці двигуна у разі відмови одного з циліндрів. Крім того, внаслідок фіксації мертвих точок істотно зростає економічність двигуна при малих і великих навантаженнях. Наприклад, при злітному режимі частка втраченого 4 30490 ходу не залежить від тиску згоряння в циліндрі, що призводить до підвищення літрової потужності. Дванадцята додаткова відмінність полягає в тому, що вал шестерні механізму синхронізації кожного поршня має кінематичний зв'язок з компресором наддування через розподільний вал, рейково-шестерний і кривошипно-шатунний механізм з повзунковим кріпленням шатуна до рейки. Це дозволяє синхронізувати рух будь-якого числа поршнів, винести компресор за межі блока циліндрів і забезпечити його роботу незалежно від довжини ходу поршнів. Тринадцята додаткова відмінність полягає в тому, що вп ускні патрубки з'єднуються з компресором наддування через ресивер. Це підтримує однаковий і стабільний тиск наддування на всіх впускних клапанах двигуна незалежно від їх розташування відносно компресора. Чотирнадцята додаткова відмінність полягає в тому, що ресивер виконаний у вигляді місткості з поверхнею в формі передньої кромки профільованого крила, відгородженій від іншого об'єму крила перегородкою. При цьому ресивер виконує функцію повітро-повітряного радіатора, що знижує температуру продувного повітря і веде до підвищення літрової потужності двигуна. Частина крила використовується як деталь двигуна. Це знижує його питому вагу. П'ятнадцята додаткова відмінність полягає в тому, що вп ускні патрубки мають дренажні клапани випуску повітря, розташовані між коаксіальними трубами блока циліндрів. Це дозволяє підтримувати в ресивері постійний тиск наддування циліндрів, що стабілізує роботу двигуна, а також створює умови для рівномірного обдування циліндрів. Шістнадцята додаткова відмінність полягає в тому, що ежекторні камери з'єднуються з міжреберним простором блока циліндрів. Це посилює реактивну тягу двигуна, прискорює прокачування охолоджуючого повітря, а також дозволяє більш повно використати його кінетичну енергію. Сімнадцята додаткова відмінність полягає в тому, що привод руху впускного клапана має кінематичний зв'язок з дренажним клапаном випуску повітря з ресивера. Це дозволяє закривати дренажні клапани під час наддування циліндрів, що підвищує тиск наддування і, відповідно, збільшує літрову потужність двигуна. Природно, що форми реалізації винахідницького задуму не обмежені викладеними вище варіантами і наведеним нижче прикладом, і що на основі принципового технічного рішення, викладеного на початку характеристики суті винаходу, можуть бути створені і інші комбінації, зумовлені різним призначенням і специфікою ЛА. Далі суть винаходу пояснюється докладним описом конструкції і роботи двигуна з посиланнями на додані креслення, де зображені на: фіг. 1 - схема наддування і примусового повітряного охолодження дев'ятициліндрового двигуна на 16 вихлопних патрубків. По одному на два торцевих циліндри і по два на сім внутрішніх; фіг. 2 - загальна кінематична схема дев'ятициліндрового двигуна (без допоміжних механізмів). На фіг. 1, 2 двигун зображений в такому стані: циліндри 1, 3, 5, 7, 9 - кінець продування, циліндри 2, 4, 6, 8 - початок вприскування палива (ну мерація циліндрів зліва направо). Для полегшення сприйняття малюнка поршні на фіг. 1 заштриховані. фіг. 3 - поршень і механізм синхронізації руху поршнів (поршневі кільцеві ущільнення на кресленнях не показані). На перетині А-А показане відкриття випускного вікна в лівому циліндрі і початок гальмування поршня; фіг. 4 - поперечний перетин двигуна по впускному патрубку і камері згоряння (впускні клапани відкриті, дренажні - закриті); фіг. 5 - поперечний перетин двигуна по випускному патрубку. Авіаційний двотактний двигун, що пропонується в загальному випадку, тобто незалежно від форми реалізації винахідницького задуму, має такі основні частини. Фіг. 1-5 - блок циліндрів 1 (фіг. 1, 3, 4) розташований всередині профільованого крила в його передній частині, у вигляді двох коаксіальних тр уб з постійним поперечним перегином, сполучених між собою подовжніми ребрами жорсткості і призначений для утримання інших частин двигуна і сприйняття основної частини робочих навантажень. Торцеві фланці блока циліндрів 2 (фіг. 2) закріплені на кінцях труби блока циліндрів і призначені для запобігання її конусності на кінцях при нагріві. Дві торцеві кришки блока циліндрів 3, сполучені з фланцями 2, служать для утворення замкненого простору камер згоряння в торцевих циліндрах, мають радіальні ребра, зв'язані з подовжніми ребрами блока циліндрів. Збірні поршні 4 (фіг. 1, 2, 3, 4) в кількості від двох і більше, розташовані послідовно в блоці циліндрів 1, служать для стиснення повітря за рахунок сприйняття частини енергії згоряння палива і мають два днища кожний і тронк, а також подовжні, діаметрально протилежні розрізи в тронковій частині з буртиками 5 (фіг. 3), які впираються в днища через ребра жорсткості 6. Розрізи призначені для подачі в поршень охолоджуючого масла, а також пропуску через тіло поршня вала, що використовується для синхронізації руху поршнів і відбору частини потужності. Буртики разом з ребрами призначені для впирання на вал в мертвих точках. Крім того, призначенням буртиків є утримання в поршні деякого об'єму масла, а ребра жорсткості 6 призначені для зменшення згинаючого навантаження на буртики за рахунок перенесення її на поршень і тронк як навантаження стиснення. Розподільний вал двигуна 7 (фіг. 2, 3) призначений для приводу паливних насосів високого тиску (якщо не передбачений газовий привод форсунок), паливних помп компресора і масляних насосів - що відкачує і втискає (на кресленнях не показані) і електрогенератора. Він має рівновіддалені один від одного конічні шестерні 8, по одній на поршень, розташований в міжреберному просторі блока циліндрів, паралельно його осі. Опори 9 (фіг. 2, 3) з радіальними підшипниками (на кресленнях не показані) призначені для кріплення розподільного вала 7 на внутрішній трубі блока циліндрів. Шестерня 10 (фіг. 2, 3) пристрою синхронізації руху поршнів, що використовується також для від 5 30490 бору частини потужності, розташована всередині поршня 4 і разом із зубчатою рейкою 11 призначена для перетворення поворотно-поступального руху поршня у обертальне. Зубча та рейка 11 пристрою синхронізації закріплена на тронці поршня 4, з внутрішнього боку, прилеглій до випускного вікна, симетрично між розрізами поршня і призначена для перетворення, разом з шестернею 10, поворотно-поступального руху поршня 4 у обертальний рух вала 12. Вал шестерні пристрою синхронізації руху поршнів 12 у вигляді відрізка труби, розташований вертикально, проходить через розрізи в поршні 4, радіальний підшипник 13 (фіг. 3) з ковзаючою посадкою, манжетні ущільнення 14, отвори у внутрішній трубі блока циліндрів 1 і сполучений з нею через опорно-радіальний фіксуючий підшипник 15. Він має отвори відкачки масла 16, фланці 17, розташовані так, що перекривають буртики 5, конічну шестерню 18, у верхній частині зв'язану з конічною шестернею 8 розподільного вала 7. Вал призначений для виведення обертального моменту і створення умов для впирання поршням в мертвих точках, а також відкачування через нього нагрітого масла з поршня. Штуцери маслоподачі 19 з клапанами випуску (на кресленнях не показані), по чотири на поршень, розташовані попарно на твірній циліндра по обидва боки від валу шестерні пристрою синхронізації 12, зверху і знизу. Вони призначені для вприскування під тиском охолоджувального масла в порожнину поршня через розрізи тронка. Маслонакопичувачі 20 у вигляді циліндричних стаканів, одягнені на кінці вала 12 і зв'язані з ним через манжетні ущільнення 14, закріплені на блоці циліндрів 1. Штуцери масловідкачки 21 по два на поршень, приєднані до маслонакопичувачів 20. Торцеві і внутрішні циліндри 22, 23 (фіг. 1, 2), розташовані послідовно в блоці циліндрів, призначені для сприйняття бічного тиску і забезпечення прямолінійного руху поршнів. Впускні клапани 24 (фіг. 1, 4) розташовані посередині внутрішніх циліндрів 23 і в торцевих кришках 3 (фіг. 2) призначені для дозованого впускання повітря в робочий об'єм циліндрів 22, 23, мають привод руху у вигляді соленоїдів з сердечниками (на кресленнях не показані). Впускні патрубки 25 (фіг. 1, 4, 5) по одному на циліндр, приєднані до блока циліндрів 1, охоплюють кільцем його внутрішню трубу навпроти камер згоряння внутрішніх циліндрів і накривають додатковою кришкою торцеві циліндри. Призначені для подачі стиснутого повітря до клапанів 24. Випускні вікна 26 фіг. 3, 5, у вигляді отворів в стінці блока циліндрів 1, розташовані по обидва краї внутрішніх циліндрів 23 (фіг. 1, 2 ) і з внутрішнього краю торцевих циліндрів 22, призначені для випуску вихлопних газів. Випускні патрубки 27 (фіг. 1, 4, 5) у вигляді відрізків труб, по два на кожний внутрішній циліндр і один на торцевий, приєднані до випускних вікон 26 (фіг. 3, 5) служать для виведення вихлопних газів на верхню поверхню крила і їх орієнтації по ходу ЛА. Ежекторна камера 28 (фіг. 1, 5), розташована в середній частині випускного патрубка 27, з'єдна на з міжреберним простором блока 1 і призначена для посилення тяги двигуна і відкачки охолоджуючого повітря з міжреберного простору. Отвори обдування охолоджуючим повітрям 29 (фіг. 1, 3, 5.) виконані у вигляді отворів в ребрах блока циліндрів. Вони призначені для відкачки нагрітого повітря через ежекторні камери і розташовані по колу навколо внутрішньої труби блока циліндрів навпроти вихлопних патрубків. Центробіжний компресор наддування 30 (фіг. 1), призначений для стиснення атмосферного повітря з'єднаний повітропроводом з ресивером і через розподільний вал 7 - з пристроєм синхронізації руху поршнів. Він розташований окремо від двигуна в місці, визначеному конструктивними особливостями ЛА. Привод компресора містить крейцкопф 31 (фіг. 2), рейково-шестерний і кривошипно-шатунний механізми 32, 33, що повідково з'єднані (призначення повідкового з'єднання див. нижче). Привод призначений для перетворення імпульсного двобічного обертального руху розподільного вала в обертальний рух вала компресора в один бік. Повітрозабірник 34 (фіг. 1) у вигляді відрізка труби призначений для спрямування повітря в корпус компресора і з'єднаний з його центральною частиною. Ресивер 35 (фіг. 1, 4, 5) є частиною профільованого крила. Він відділений від іншого об'єму крила подовжньою теплоізольованою стінкою. Ресивер призначений для охолодження стислого в компресорі повітря і його рівномірного розподілу по довжині блока циліндрів і з'єднаний повітроводом з корпусом компресора 30 (фіг. 1, 2) і з блоком циліндрів 1 через впускні патрубки 25. Пристрій регулювання часу відкриття і закриття впускних клапанів 24 (фіг. 1, 4) призначено для управління їх роботою. Він має поворотний індукційний датчик з магнітом 36 (фіг. З) і контуром 37, які, відповідно, закріплені на конічній шестерні розподільного вала 8 і його опорі 9, а також соленоїди впускного клапану (на кресленнях не показані) і процесор, що розташований в електроприладах управління і контролю двигуна в будь-якому зручному місці. Дренажні клапани 38 (фіг. 1, 4), які можуть бути діафрагменого або коробко-пластинчастого типу, встановлені на впускних патрубках 25 в міжреберному просторі блока циліндрів 1, охоплюють внутрішню трубу блока циліндрів і призначені для подачі охолоджуючого повітря в міжреберний простір блока циліндрів, з'єднаний шарнірами з сердечниками соленоїдів (на кресленнях не показані) приводу руху впускних клапанів 24. Форсунки 39 (фіг. 4) з паливними насосами високого тиску розташовані в камерах згоряння і призначені для вприскування палива в циліндри під тиском. Кришки люків обслуговування двигуна 40 (фіг. 3, 4, 5) закріплені на зовнішній трубі блока циліндрів і призначені для забезпечення доступу до інших деталей двигуна при його виробництві, ремонті і виконанні регламентних робіт. Двигун має також не показаний на кресленнях пристрій для запуску у вигляді автоматичного пневмоклапана, розміщеного в камерах згоряння, пневмопроводу і балона зі стислим повітрям, а та 6 30490 кож стандартне джерело живлення - генератор (на кресленнях не показаний), закріплений на корпусі компресора 30 (фіг. 1, 2) і сполучений з його валом. Природно, що в не показаних на кресленнях, оскільки це очевидно для фахівця, лініях подачі масла, маслофільтрах, маслонасосах і маслорадіаторі, лінії подачі палива, паливних помпах і паливному баку і на енергоустаткуванні і контрольновимірювальних приладах повинні бути вмонтовані відповідні клапани і роз'єми, розташовані всередині крила, в корпусі ЛА і в двигуні. Описаний двотактний авіаційний двигун запускають таким чином. Від мережі аеродромного живлення або бортового акумулятора (на кресленнях не показані) подають напругу на електричні ланцюги двигуна. З бортового або аеродромного балону через пневмопроводи на автоматичні пускові клапани (на кресленнях не показані) подають стисле повітря. Поршні 4 (фіг. 2) приводяться в поворотно-поступальний рух, а через зубчату рейку 11, шестерню 10, вал 12, шестерні 18 і 8 приводяться в дію паливна система і маслосистема (на кресленнях не показані) і пристрій регулювання часу відкриття і закриття випускних клапанів 36, 37 (фіг. 3). Через привод компресора, що включає рейково-шестерний механізм 32 (фіг. 2) і крейцкопф 33, приводиться в дію центробіжний компресор 30. При регулярних спалахах в циліндрах автоматичні пневмоклапани відключають пусковий балон, і запуск двигуна можна вважати таким, що відбувся. У стаціонарному режимі він працює таким чином. Спалах паливної суміші в лівій камері згоряння штовхає поршень 4 (фіг. 3) праворуч. Рух зубчатої рейки 11 приводить у обертання шестерню 10 і вал синхронізації 12, а також, через конічну шестерню 8, розподільний вал 7, який, в свою чергу, забезпечує роботу паливної системи і маслосистеми. Через привод компресора (фіг. 2), що складається з крейцкопфа 31, рейково-шестерного і кривошипно-шатунного механізму 32, 33 обертається його робоче колесо і електрогенератор (на кресленнях не показані), а також індукується е. д. с. в контурі 37 (фіг. 3) пристрою регулювання часу відкриття і закриття впускних клапанів. Наближення поршня 4 до мертвої точки призводить до того, що фланець 17 на валі шестерні пристрою 12 синхронізації повністю перекриває зверху простір між буртиками 5, утворюючи замкнений об'єм, розташований зліва від валу. Маслонагнітаючий насос через маслопровід і клапан штуцера 19 (на кресленнях не показані) подає масло в замкнений простір доти, поки тиск масла в ньому не перевищить тиск в маслосистемі. Після цього клапан штуцера перекриває подачу масла. Одночасно через сусідній штуцер, який не перекритий фланцем, масло впорскується всередину поршня, охолоджуючи його. При цьому, внаслідок відштовхування рейки 11 і шестерні 10 при їх відносному русі, виникає бічне навантаження на поршень, а тому буртик, розташований на протилежному від рейки боці, завжди притиснутий до вала синхронізації, що призводить до утворення щілини з протилежного боку. З цієї ж причини сам поршень завжди підтиснутий до випускного вікна 26, що перешкоджає ви тісненню масла через щілину поршень-циліндр у випускний патрубок 27. Через щілину між валом і буртиком масло починає витіснятися у внутрішній об'єм поршня 4, на що потрібно затратити енергію, і що призводить до його гальмування, тим більшого, чим більше швидкість поршня і його маса (враховуючи масло, що знаходиться в ньому). Надлишок масла відкачується через отвори 16 у валі 12, маслонакопичувач 20 і штуцери масловідкачки 21 маслонасосом, що відкачує (на кресленнях не показаний). Наявність отворів 16 в обох кінцях вала дозволяє відкачувати масло при будь-якій орієнтації двигуна в просторі. По ходу руху поршня відбувається стиснення в правому, від того, що розглядається, циліндрі і відкриття випускного вікна 26 - в лівому. Ви хлопні гази через випускний патрубок 27 (фіг. 5) і ежекторну камеру 28 викидаються на верхню поверхню профільованого крила, при цьому засмоктується охолоджуюче повітря з міжреберного простору через отвори обдування 29, що посилює тягу двигуна і охолоджування циліндрів. Одночасно по досягненні деякої заданої е. д. с. в індуктивному датчику, процесор (на кресленнях не показаний) видає команду на закриття дренажних клапанів 38 (фіг. 1, 4) і подальше відкриття впускних клапанів 24. У лівому циліндрі відбуваються продування і наддування, а в правому циліндрі закінчується стиснення повітря, і паливний насос високого тиску (на кресленнях не показаний) через форсунки 39 (фіг. 5) впорскує в камеру згоряння правого циліндра порцію палива, яке згоряє, і робочий цикл повторюється (тепер вже в правому циліндрі). Специфічними особливостями використання двигуна в процесі його роботи є: 1. При гальмуванні поршня змінювані замкнені об'єми, які працюють як гидродинамичне гальмо, видавлюють також масло в щілину між циліндром і поршнем. Це забезпечує їх змазування і дозволяє відмовитися від лубрикатора, що звичайно застосовується в двотактних дизелях. 2. Розташування маслопроводу в міжреберному просторі при достатній довжині і розвиненій зовнішній поверхні дозволяє використати його як маслорадіатор. 3. Є можливість примусового регулювання положення мертвих точок зміною тиску в маслосистемі, що призводить до зсуву точки початку гальмування і дозволяє виробляти газ в об'ємі, необхідному для роботи за зовнішньою характеристикою, у великому діапазоні потужностей. Це можливо здійснити тільки при відсутності жорсткого зв'язку між зубчатою рейкою приводу компресора і його кривошипом. 4. Відсутність або мінімізація втраченого ходу поршня забезпечує економічність двигуна і дозволяє підвищити рівень форсування. 5. Є можливість використання низькосортних видів палива. Специфічним аспектом використання двигуна, що пропонується для ЛА різних конструкцій і призначень, є: 1. Низька питома вага і швидке реагування, зумовлені відсутністю посиленої кривошипношатунної групи. 7 30490 2. Підвищений моторесурс, зумовлений незначним бічним навантаженням на поршень і малою кількістю вузлів тертя. 3. Врівноваженість роботи двигуна і низький рівень вібрацій внаслідок синхронізації тактів в торцевих циліндрах. 4. Можливість розміщення двигуна в передній частині профільованого крила, що поліпшує його центрування і забезпечує чисті ші аеродинамічні форми ЛА. 5. Відсутність обмерзання крила в процесі роботи двигуна. 6. Істотне скорочення ваги заправляння ЛА внаслідок економічності дизеля, а також підвищення пожежонебезпеки, внаслідок використання соляра замість гасу. 7. Збільшення підіймальної сили, створюваної двигуном за рахунок ефекту суперциркуляції, що дозволяє поліпшити злітно-посадочні і експлуатаційні характеристики ЛА. Фіг. 1 Фіг. 2 8 30490 Фіг. 3 9 30490 Фіг. 3 10 30490 Фіг. 4 Фіг. 5 __________________________________________________________ ДП "Український інститут промислової власності" (Укрпатент) Україна, 01133, Київ-133, бульв. Лесі Українки, 26 (044) 295-81-42, 295-61-97 __________________________________________________________ Підписано до друку ________ 2002 р. Формат 60х84 1/8. Обсяг ______ обл.-вид. арк. Тираж 35 прим. Зам._______ ____________________________________________________________ УкрІНТЕІ, 03680, Київ-39 МСП, вул. Горького, 180. (044) 268-25-22 ___________________________________________________________ 11