Pístové letecké motory

[lkala]

Pístové letecké motory

Tento příspěvek na web Palba.cz je zaměřen na stručný popis leteckých pístových spalovacích motorů, které byly použity za druhé světové války. Neklade si v žádném případě za cíl komplexní popis této oblasti, to není vzhledem k rozsahu ani dostupným zdrojům, možné. Text jsem rozdělil do čtyřech kapitol. Každá z nich se zabývá jednou oblastí z této problematiky. V první části je celkové zamyšlení nad trendem vývoje a výkonnosti leteckých pístových motorů s popisem možností zvyšování výkonu pomocí přeplňovaní, které bylo z hlediska výkonů leteckých motorů klíčové. Druhá část je zaměřena na popis vybraných částí z konstrukce těchto motorů, které považuji za důležité z hlediska vývoje leteckých pístových motorů. Třetí část je zaměřena na chlazení a částečně mazání těchto motorů. Čtvrtou, rozsahem omezenou kapitolu, jsem zaměřil na vliv paliva na výkon leteckých motorů. Tato část je limitována nedostatkem informací z této oblasti.

Text jsem se snažil zaměřit do oblastí, které již byly v různých fórech na tomto serveru z různých stran probírány. Dále bych chtěl uvést, že si skutečně nekladu váhu na úplnost tohoto textu, proto uvítám jakoukoliv poznámku, opravu nebo doplnění.

Výkony leteckých motorů

První část práce obsahuje zamyšlení nad výkony leteckých motorů z druhé světové války. Během tohoto období došlo k podstatnému nárůstu výkonu těchto motorů. Kolem roku 1939 byl výkon motorů stíhacích letounů zhruba kolem hodnoty 1000 ks. Na konci tohoto období dosahovali výkonu nejlepších motorů skoro 3000 ks. Je tedy patrné, že došlo k jejich podstatnému navýšení. Na popis možností tohoto zvýšením je zaměřena tato část práce.

Na letecký pístový motor z druhé světové války je nutno hledět jako na soustrojí. Nepřeplňované letecké motory se v tomto období prakticky nevyskytují, proto jim bude věnována pozornost pouze do té míry, aby bylo možno objasnit důvody přeplňování leteckých motorů. Letecký motor za druhé světové války je vždy vlastní motor doplněný o zařízení, které vytváří přetlak v sání tohoto motoru. Je třeba si uvědomit, že obě zařízení jsou spolu velice úzce spjata, v oblasti výkonů není možno se jimi zabývat odděleně.
Nepřeplňovaný letecký motor má typickou výškovou výškou charakteristiku (závislost výkonu motoru na výšce) zobrazenu na obr. č. 1.


Obr. č. 1. – výšková charakteristika nepřeplňovaného leteckého motoru

Z průběhu výkonu je zřejmé, že výkon nepřeplňovaného leteckého motoru s nárůstem výšky prudce klesá. Graf výkonu je vyjádřen z této rovnice:



Způsobu vyjádření výkonu je více, jedná se pouze o jeden z nich. Tento výkon P je tzv. efektivní výkon, tedy výkon se zahrnutím všech ztrát. K významu jednotlivých členů rovnice:



Změna otáček motoru způsobuje u nepřeplňovaných motorů posun výškové charakteristiky vlevo. Již z pohledu na graf je zřejmé, že pokles výkonu při nárůstu výšky je skutečně enormní. Otázkou tedy zůstává, jak zvýšit výkon pístového motoru ve výškách. Při pohledu na výše uvedený vztah je zřejmé, že výkon je možno zvýšit třemi způsoby:

1) Zvýšení otáček – tento způsob zvýšení výkonu je limitován hlavně dvěma faktory. Jeden z nich je možno nazvat kombinací technických a technologických možností dané doby. O části z nich se bude v této práci dále hovořit. Druhý je dán maximálními otáčkami vrtule, které jsou omezené. Zde záleží na použité vrtuli, ale obecně platí, že vrtule přestává efektivně pracovat, když dosáhne rychlosti zvuku. Její rychlost je vždy nejvyšší na jejich koncích. Její použití je tedy omezeno jednak otáčkami a také jejím průměrem. V období druhé světové války byly obvyklé průměry vrtulí asi 3-4 metry. Těmto hodnotám tedy bylo nutné přizpůsobit její otáčky. Ke snížení otáček motoru na potřebné otáčky vrtule se proto používali reduktory. Zde je možno hledat jednu z možných odpovědí na otázku, proč se maximální otáčky prakticky všech leteckých motorů z druhé světové války pohybovali kolem 3 000 ot./min.

Poznámka:

Za osvětlení problematiky otáček vrtule děkuji Hansovi.s.

Konec poznámky.

2) Zvýšení zdvihového objemu – neefektivní způsob zvýšení výkonu motoru, neboť nevyhnutelně znamená nárůst jeho hmotnosti. Totéž platí pro zvyšování počtu válců. Zvýšení zdvihového objemu i počtu válců navíc znamená nárůst rozměrů.

3) Zvýšení středního efektivního tlaku – nejefektivnější způsob. Zvýšení středního efektivního tlaku umožňuje zvýšit výkon motoru při relativně nejnižších nákladech. Navíc u leteckých motorů je důležité, že úpravy středního efektivního tlaku umožňují i změny nevýhodného průběhu výškové charakteristiky motoru. Touto cestou se vydali všichni výrobci leteckých motorů za druhé světové války.

K popisu možností zvyšování středního efektivního tlaku je nutno provést jeho rozbor. Tento tlak představuje v podstatě výpočtovou veličinu, která slouží hlavně při návrhu motorů. Jedná se o komplexní veličinu, ve které je zahrnut vliv řady faktorů. Jeden ze způsobů vyjádření tohoto tlaku je následující vztah:



Kde jednotlivé výrazy mají následující význam:



Pro účely této práce nemá smysl provádět hlubší rozbor tohoto vztahu. Proto budou vybrány pouze nejdůležitější údaje, které ovlivňují výkon motoru a jeho závislost na výšce. Zvýšit výkon motoru lze úpravou libovolné veličiny uvedené z tomto výrazu. Podstatný rozdíl je ovšem v nákladech, které je třeba na tuto úpravu vynaložit.

a) Mechanická účinnost - z tohoto hlediska je zdaleka nejobtížnější na zvyšování. Jsou v ní zahrnuty ztráty výkonu třením, pohonem agregátů apod. Její zvýšení je velmi obtížné a nákladné, vyžaduje např. nové technologie ložisek, nové materiály, zahrnuje mazací schopnosti použitých olejů apod. Mírné zvyšování této účinnosti probíhalo kontinuálně, ale podstatné zvýšení výkonu leteckých motorů zde nelze očekávat. Do mechanické účinnosti je zahrnována také ztráta výkonu pohonem mechanického kompresoru.
Další výrazy mimo hustoty plnícího vzduchu budou popsány pouze slovně, neboť jejich rozbor by k pochopení vyžadoval rozsáhlejší znalosti z oblasti spalovacích motorů, což není účelem této práce.

b) Plnící účinnost motoru – u plnící účinnosti motoru platí, že je málo závislá na teplotě plnícího vzduchu a lze ji považovat za funkci plnícího tlaku. Z hlediska podstatného zvýšení výkonu motorů její nárůst není úplně klíčový, ale jistý vliv má. U plnící účinnosti má smysl zvyšovat plnící tlak pouze do určité míry, neboť poté je její nárůst již prakticky konstantní. Z hlediska výkonu motoru ve vyšších výškách se nejedná o klíčovou veličinu.

c) Součinitel přebytku vzduchu – má smysl zvyšovat pouze do určité míry, neboť ovlivňuje výkon motoru nepřímo. Má význam hlavně ve smyslu posouzení a regulaci tepelného namáhání dílů motorů. Pro pístové motory ve vyšších výškách to není podstatným faktorem.

d) Indikovaná účinnost – představuje vnitřní účinnost motoru. Je závislá na tepelném příkonu paliva a dolní výhřevnosti paliva. Z hlediska motorů ve výškách se nejedná o hlavní veličinu.

e) Hustota plnícího vzduchu – z hlediska leteckých motorů klíčová veličina, která má velký vliv na výkon leteckého motoru ve výškách. Hustota plnícího vzduchu je definována tímto vztahem:




Hustotu plnícího vzduchu lze relativně snadno zvýšit. U leteckých motorů je také velmi důležité, že takto lze do jisté míry kompenzovat přirozený pokles hustoty vzduchu s nárůstem nadmořské výšky (viz. nepřeplňovaný motor). U nepřeplňovaného motoru je pokles výkonu (a tvar křivky) dán právě poklesem přirozené hustoty okolního vzduchu. V případě, kdy do sání motoru zařadíme dodatečný zdroj tlaku, dojde k výraznému navýšení výkonu motoru a to i ve výškách. Rovněž dojde k celkové změně výškové charakteristiky motoru. Přibližný průběh této charakteristiky u motoru s konstantním přetlakem 1,35 ATA a 1,60 ATA v sání motoru a konstantním navýšením teploty vzduchu o 50 st. C a o 100 st. C je na tomto obrázku:


Obr. č. 2 – výšková charakteristika přeplňovaného motoru


Je tedy patrné, že při zvýšení plnícího tlaku dojde z důvody zvýšení hustoty plnícího vzduchu jednak k výraznému navýšení výkonu motoru ve výšce, ale rovněž i k důležité změně nepříznivé výškové charakteristiky tohoto motoru. Je vhodné si povšimnout také vlivu teploty plnícího vzduchu. Relativně „malý“ nárůst výkonu při 1,60 ATA oproti 1,30 ATA je dán právě nárůstem teploty plnícího vzduchu, který ho limituje (viz. dále). Průběh výkonu na obr. č. 2 je idealizovaný. Ve skutečnosti není možno s nárůstem nadmořské výšky neustále držet konstantní plnící tlak v sání. Každý z těchto motorů má svoje výškové výkonové maximum, které se nazývá kritická výška. V této výšce dojde k poklesu schopnosti plnícího zařízení dodávat požadovaný plnící tlak. Nad touto výškou dojde k trvalému poklesu výkonu motoru. Vybrané skutečné průběhy výškových charakteristik leteckých motorů jsou na těchto obrázcích:


Obr. č. 3 – výšková charakteristika motoru BMW 801D


Obr. č. 4 – výšková charakteristika motoru DB 601N


Obr. č. 5 – výšková charakteristika motoru Pratt & Whitney R-2800-10


Obr. č. 6 – výšková charakteristika motoru Jumo 210


Jednotlivé výškové charakteristiky při různých způsobech přeplňování jsou na následujícím obrázku.


Obr. č. 7 – výšková charakteristika u jednotlivých způsobů přeplňování

Z výše uvedeného je tedy zřejmé, jakým způsobem lze nejjednodušeji zvýšit výkon leteckého motoru. Otázkou zůstává, jakým způsobem zvýšit hodnotu plnící účinnosti a hustoty. Zvýšení tlaku v sání ve vyšších výškách, kde je velmi snížený atmosférický tlak a hustota, lze dosáhnout pouze dodatečným zařízením, které bude tento přetlak uměle dodávat. U leteckých motorů za druhé světové války vznikly dva způsoby tohoto přeplňování.


1) Mechanicky hnaný kompresor


Jedná se o zařízení, které zvyšuje tlak v sání motoru pomocí komprese sacího vzduchu. Výkon k pohonu mechanického kompresoru je odebírán přímo z leteckého motoru. Kompresorů obecně existuje velké množství typů. U leteckých motorů se využíval výhradně radiální odstředivý kompresor (turbokompresor). Tento typ kompresoru se u leteckých motorů prosadil zejména pro své výhody, mezi které patří velmi klidný chod, dlouhá životnost, malé opotřebení činných částí a také nízká hmotnost. Hlavní části radiálního kompresoru leteckého motoru na příkladu motoru Rolls-Royce Merlin:


Obr. č. 8 – kompresor motoru Rolls-Royce Merlin


Popis kompresoru:

Jedná se o radiální odstředivý kompresor s mechanickým pohonem od klikového hřídele motoru. Kompresor je dvoustupňový, dvourychlostní s mezichladičem stlačeného vzduchu. Popis funkce bude proveden ve směru postupu vzduchu (ve směru šipek). Červenou čarou jsou vyznačeny jednotlivé části, které budou popisovány samostatně.

Vstup vzduchu z vnějšího okolí je na řezu vpravo dole. První část po červenou čáru je u tohoto motoru tvořená karburátorem (SU karburátor), jehož součástí je škrtící klapka. Regulace tohoto kompresoru je tedy tvořena tzv. „škrcením v sání“. Jedná se o jeden ze způsobů regulace chodu kompresoru, v tomto případě snižováním průřezu sacího potrubí a tím i snižováním průchodu vzduchu. Výhody tohoto způsobu regulace je hlavně lepší poloha provozní charakteristiky dmychadla, která je dále od meze pumpování. Tato výhoda bude vysvětlena níže. Další důležitá výhoda souvisí s umístěním karburátoru před kompresor. V případě použití karburátoru, ve srovnání se vstřikováním u leteckých motorů z druhé světové války, je často zmiňována údajná „zaostalost“ konstrukcí které používají karburátor. U tvorby směsi ve válci je možno s tímto do značné míry souhlasit. Zcela pomíjena je ovšem skutečnost, že zařazení karburátoru před dmychadlo poskytuje také značnou výhodu. Při vytvoření směsi ještě před vstupem do kompresoru je po kompresi výsledná směs velmi dobře promíšena, což má výhody v oblasti spalování. Hlavní výhodou je ovšem účinnější komprese na výstupu z kompresoru. Ta je způsobena snížením teploty směsi v důsledku odpaření paliva, které odebírá teplo. Výsledkem je její vyšší komprese, než v případě čistého vzduchu. Komprese směsi vzduchu a paliva má ovšem také nevýhody. Největší je nebezpečí výbuchu této směsi při předčasném zážehu a také nebezpečí odlučování paliva v kompresoru. Při tomto stavu dochází zejména při částečném zatížení kompresoru k opětovnému odlučování paliva ze směsi. Tomuto prakticky nelze úplně zabránit a důsledkem je nerovnoměrná tvorba směsi při částečných zatíženích motoru.
Druhou možností regulace kompresoru je umístění škrtící klapky za kompresor. Tento způsob byl použit u motoru DB 601, viz následující obrázek.


Obr. č. 9 – umístění škrtící klapky u motoru DB 601

V tomto případě jsou za kompresorem umístěny dvě klapky. Motor má vstřikování paliva, k tvorbě směsi tedy dochází až ve válci a v kompresoru je stlačován pouze vzduch. Hlavní a velmi důležitou nevýhodou umístění klapky za kompresor je jeho charakteristika, která je blízko meze pumpování (viz dále). Mezi hlavní výhodu patří větší objem kompresního vzduchu, než při použití klapky před kompresorem.
U konstrukcí leteckých motorů v druhé světové válce se objevují oba způsoby regulace.

Poznámka:

V textu výše je zmiňována tzv. „mez pumpování“. Problematika nestabilní práce kompresoru je složitá a nelze ji zde kompletně vysvětlit. Po velkém zjednodušení lze uvést, že mez pumpování je oblast tlakové charakteristiky kompresoru, při které může dojít k obrácení chodu. Kompresor tedy místo stlačování vzduchu tento vzduch ze sání vysává. Tento provoz nelze připustit. K přechodu do pumpovního režimu má větší sklon kompresor, který má škrtící klapku umístěnu ve výtlaku (za kompresorem), v našem případě tedy motor DB 601. K přechodu do pumpovního režimu může dojít hlavně při náhlém uzavření škrtící klapky. V tomto případě je nutná jeho další úprava, která spočívá ve vytvoření obtoku za kompresorem.
Zde je ovšem velkou otázkou způsob přeplňování. Existují dva způsoby, tzv. „rovnotlaký“ a „impulsní“. Problémem zůstává, jaký způsob přeplňování byl vlastně u těchto motorů použit. Na toto jsem nikde nenalezl odpověď. Podle režimu práce motoru (konstantní otáčky) a také dle konstrukce výfukových svodů u turbodmychadel je pravděpodobné, že se bude jednat spíše o rovnotlaký systém. Zde teorie přeplňování o možnosti pumpáže takto pracujících kompresorů nehovoří (dle materiálů, které jsem měl k dispozici). Proto je možné, že výše popsané nemusí být zcela pravdivé. Rád bych zde uvítal jakékoliv informace.

Konec poznámky.

Další část po druhou červenou čáru u motoru Merlin představuje první stupeň kompresoru, tedy první oběžné kolo. Oběžná kola obou stupňů kompresoru jsou lépe patrná na tomto obrázku:


Obr. č. 10 – motor Rolls-Royce Merlin, oběžná kola kompresoru

V oběžném kole prvního stupně dochází k urychlování nasávaného vzduchu. Po jeho urychlení vzduch vstupuje do další části, kterou tvoří difusor. Zde dochází k vlastnímu stačení vzduchu (směsi). Na difuzor navazuje vratný kanál, který ústí do druhého stupně kompresoru, kde se situace opakuje. Poté stlačená směs proudí do mezichladiče, který je umístěn nad motorem. Zde dochází k ochlazení směsi a následně je vedena k sacím ventilům jednotlivých válců. Na obrázku je také patrný systém pohonu kompresoru od konce klikového hřídele motoru a řazení první a druhé rychlosti oběžných kol.
Obecně lze uvést, že všechny radiální kompresory vyžadují vysoké otáčky oběžných kol. Ty jsou nutné pro vyvození dostatečného tlaku v difuzoru (k dostatečně vysokému urychlení plynu). Požadované otáčky se pohybují zhruba v rozmezí 3000 až 80 000 ot./min. Konstrukce používaných oběžných kol u leteckých motorů z druhé světové války je celkem rozmanitá, na následujících obrázcích jsou některé vybrané typy:


Obr. č. 11 – oběžné kolo kompresoru motoru DB 601


Obr. č. 12 – oběžné kolo kompresoru motoru Jumo 211


Obr. č. 13 – detail oběžného kola motoru Jumo 213


Obr. č. 14 – oběžné kolo P&W R-2800 (všimněte si poškození lopatek)

Tvar lopatek oběžného kola je velmi podobný, což samozřejmě není náhoda. Lopatky oběžných kol u kompresorů jsou zahnuty dopředu, tedy ve směru rotace. Výrobci motorů měli na výběr mezi třemi možnostmi. První představuje dozadu zahnuté lopatky, druhou lopatky kolmo ke kolu a třetí dopředu zahnuté. Každý způsob má svoji výhodu i nevýhodu.
K vysvětlení důvodu, proč byly použity lopatky zahnuté dopředu, je nutno nejprve vysvětlit způsob tvorby tlaku.
Tlak za kompresorem popisovaný již výše je pouze zjednodušený pohled. Ve skutečnosti je možno tento tlak rozdělit do dvou složek. První tvoří statický tlak a druhou dynamický tlak. Statický tlak je složka tlaku tvořená přímo v oběžné kole. Dynamický tlak je tlak urychleného plynu, který je vytvářen až za oběžným kolem v difusoru. Tvar lopatek oběžného kola velmi ovlivňuje právě podíl jednotlivých tlaků, viz následující obrázek:


Obr. č. 15 – energie při různém tvaru lopatek oběžného kola

Je tedy patrné, že při dopředu zahnutých lopatkách je dynamická složka výrazně vyšší, než při lopatkách kolmo. Klesá ovšem podíl statické složky. Tento tvar lopatek se hodí zejména pro oběžná kola, ve kterých jsou důležitější menší radiální rozměry, což je i náš případ.

Další částí za kompresorem je mezichladič stlačeného vzduchu. Teorii a důvody chlazení plnící vzduchu motoru nelze jednoduše vysvětlit, jedná se o komplexní problematiku, která souvisí s řadou parametrů spalovacího motoru. Proto v této práci nemůže být vysvětlena, budou uvedeny pouze závěry hovořící pro (a v některých případech i proti) snižování teploty plnícího vzduchu:

Výhody chlazení plnícího vzduchu motorů:

1) S poklesem teploty plnícího vzduchu roste jeho hustota (viz. výše). Ve vztahu pro hustotu plnícího vzduchu se snižováním teploty tato hustota roste, tedy roste i střední pístový tlak a následně výkon motoru (úměrně množství vzduchu).
2) Při stejné dávce paliva a snížení teploty vzduchu dojde ke snížení teploty a tlaků v motoru a tím i maximálních tlaků a teplot. To umožní jejich další zvýšení bez nutnosti řešení mechanických hledisek motoru.
3) Výkon spalovacího motoru je méně závislý na teplotě okolního vzduchu.
4) Při stejném výkonu motoru dojde ke snížení spotřeby paliva.
5) Při stejné spotřebě paliva dojde k mírnému zvýšení výkonu motoru.

Nevýhody chlazení plnícího vzduchu motorů:

1) Snížení teploty vzduchu sníží i teplotu spalin. To negativně ovlivňuje účinnost turbodmychadla (bez dalšího opatření – platí pouze u motorů s turbodmychadlem, viz. níže).
2) Obvykle uváděným faktem je požadavek, aby snížení teploty vzduchu bylo nejméně o 20 %. V případě, že není snížení takto veliké, je instalace mezichladiče značně ekonomicky nevýhodná.
3) Může dojít ke snížení chemické účinnosti vlivem nižších teplot při přípravě a hoření směsi (viz poslední část práce, vstřikování vody).
4) Požadavek instalace chladícího systému (rozměry, umístění apod).

Hodnocení chlazení plnícího vzduchu u leteckých motorů je tedy plné různých protichůdných faktorů. Zde je nutno říct, že posouzení vhodnosti instalace mezichladiče u těchto motorů je značně individuální a záleží na každém konkrétném motoru. Rozhodující je pravděpodobně posouzení možného dosaženého ochlazení směsi na úkor vynaložených nákladů na toto ochlazení. Jistou míru vlivu těchto faktorů je možno demonstrovat na tomto obrázku:


Obr. č. 16 – vliv teploty plnícího vzduchu na plnící tlak

Na ose x je poměrné stlačení plnícího vzduchu v kompresoru (tlak před a za kompresorem), na ose y je zvýšení teploty plnícího vzduchu. Různé tvary křivek poté odpovídají různým stupňům účinnosti kompresoru.
Typický chladič stlačeného vzduchu použitý u leteckého motoru z druhé světové války je na tomto obrázku:


Obr. č. 17 – chladič stlačeného vzduchu motoru Rolls-Royce Merlin 61

Princip chladiče stlačeného vzduchu je stejný u všech motorů. K ochlazování dochází pomocí tepelného výměníku vzduch-voda, obdobně jako u běžných chladičů motorů, ovšem s opačným postupem. Klapky v přední části mezichladiče slouží k regulaci intenzity chlazení.

Poslední částí leteckých kompresorů je řazení. Na následujících obrázcích jsou různé způsoby řazení jednotlivých motorů:


Obr. č. 18 – řazení kompresoru motoru Griffon


Obr. č. 19 – řazení vyššího stupně kompresoru motoru Jumo 211


Obr. č. 20 – řazení nižšího stupně kompresoru motoru Jumo 211


Obr. č. 21 – kompresor s řazením motoru Jumo 211


Obr. č. 22 – řazení stupňů kompresoru motoru De Havilland Gipsy


Způsob a princip řazení je zřejmý z obrázků, proto není třeba blíže rozvádět. Problematika místa (výšky) řazení druhých stupňů zde nebude řešena (z nedostatku kvalitních zdrojů toto není možno korektně popsat).

2) Turbokompresor

Druhým způsobem přeplňování leteckých motorů v druhé světové válce představují turbodmychadla. V této části budou zdůrazněny pouze rozdíly mezi mechanickým kompresorem a turbodmychadlem. Tento způsob přeplňování je založen na turbodmychadlu, které je zařazeno v sání leteckého motoru. Turbodmychadlo je tvořeno kompresorem, který je na společné hřídeli s turbínou. Tato je zařazena ve výfukovém traktu motoru a roztáčí kompresor pomocí energie výfukových plynů. Celkové uspořádání turbodmychadla a leteckého motoru je výstižně zachyceno na tomto obrázku:


Obr. č. 23 – uspořádání turbodmychadla a motoru u P-47

Řez letounem P-47 ukazuje jedno z možných uspořádání motoru a turbodmychadlem. Popis jednotlivých součástí je zřejmý, důležité je povšimnout si obtokového ventilu (WasteGate), který reguluje přívod spalin k turbodmychadlu. Detail turbodmychadla leteckého motoru je na tomto obrázku:


Obr č. 24 – detail turbodmychadla leteckého motoru (motor nezjištěn)

Ve srovnání s motory přeplňovanými mechanickým kompresorem je u turbomotorů nutno věnovat velkou pozornost výfukového systému. Jeho uspořádání do značné míry určuje efektivitu a rovněž způsob přeplňování motoru. U leteckých motorů z druhé světové války přeplňovaných turbodmychadlem je uplatňován systém svodů do jednoho centrálního výfukového potrubí, které je vedeno k turbíně. Toto je patrné např. z obrázku č. 23. V obecném schématu je toto uspořádání na následujícím obrázku:


Obr. č. 25 – uspořádání výfukového traktu turbodmychadla

Počet válců je libovolný, vždy jsou svedeny do jednoto traktu. Obrázek konkrétních výfukových svodů je níže:


Obr. č. 26 – výfukové svody motoru Wright

Při takto použitém výfukovém vedení má turbína pouze jeden vstup. Proto dochází k rovnoměrnému přívodu výfukových plynů po celém obvodu rozváděcího ústrojí.

Na dalších obrázcích budou již bez komentáře některé vybrané typy turbodmychadel leteckých motorů:


Obr. č. 27 turbodmychadlo motoru BMW 801TJ


Obr. č. 28 turbodmychadlo motoru Allison V-1710F


Obr. č. 29 turbodmychadlo leteckého motoru (motor nezjištěn)

Konec první části

[lkala]

Vybrané části konstrukce

Letecké motory z druhé světové války lze z hlediska konstrukce rozdělit do dvou velkých skupin na vidlicové a hvězdicové motory. Z hlediska konstrukce se v mnoha částech liší, proto budou popisovány odděleně


1) Vidlicové motory


a) Celkové uspořádání


Vidlicové motory (V-motory) se vyznačují uspořádám válců do řady s různým stupněm rozevření řad válců. Prakticky všechny důležité letecké motory z druhé světové války, které mají toto uspořádání, jsou 12-ti válcové s úhlem rozevření válců přesně 60 st. Použití 12-ti válců vyžaduje právě vidlicový motor, neboť motor s takto dlouhou řadou válců by při jiném uspořádání byl příliš dlouhý. Zajímavým parametrem je použití právě 12-ti válců, na kterém se shodli téměř všichni výrobci motorů. Tento počet válců se jeví jako kompromis mezi výhodami a nevýhodami jejich většího a menšího počtu. Mezi výhody většího počtu válců lze z hlediska těchto motorů považovat hlavně možnost získání vyššího kompresního poměru u víceválcových motorů, což souvisí se zkrácením délky plamene ve válci v důsledku jeho menšího průměru. Další výhodou je nižší hmotnost jednotlivých pohybujících se částí motoru a rovnoměrnější chod. Mezi nevýhody lze zařadit zejména větší složitost motoru a větší počet součástek. Dále zde lze uvažovat také o snížení tuhosti klikového hřídele (viz. dále) a větších tepelných ztrátách. Počet 12-ti válců, který používají téměř všichni výrobci, se tedy dá považovat za kompromis mezi výhodami a nevýhodami.
Podstatný význam pro konstrukci celého motoru má úhel rozevření válců. Většina výrobců významných leteckých motorů v druhé světové válce volí úhel rozevření právě 60 st. Zde je pravděpodobný důvod zejména ve výsledném vyvážení chodu celého motoru, neboť 12-ti válcové motory s rozevřením 60 st. mají vyváženy všechny hlavní setrvačné síly jednotlivých klik, tedy setrvačnou sílu i posuvné setrvačné síly prvního a druhého řádu. U setrvačných momentů rotujících hmot platí totéž, jako u sil. Hodnota právě 60 st. je také teoreticky optimální z hlediska požadavku rovnoměrnosti chodu motoru:



V tomto vztahu je i počet válců motoru, pro i = 12 tedy vychází právě 60 st. V případě splnění této podmínky je motor (teoreticky!) provozován s nejoptimálnějším chodem (z hlediska rovnoměrnosti). S rovnoměrných chodem také úzce souvisí pořadí zapalování jednotlivých válců motoru. Na těchto obrázcích je zapalování u vybraných leteckých motorů:


Obr. č. 30 – pořadí číslování válců motoru DB 601

Pořadí zapalování jednotlivých válců: 1-8-5-10-3-7-6-11-2-9-4-12-1.


Obr. č. 31 – pořadí číslování válců motoru Jumo 211


Pořadí zapalování je na obrázku, tedy: 1-9-4-11-2-7-6-10-3-8-5-12.


Obr. č. 32 – pořadí číslování válců motoru Allison V-1710

Pořadí zapalování: 1L-2R-5L-4R-3L-1R-6L-5R-2L-3R-4L-6R (může se měnit dle režimu a případného použití synchronizátoru).

Pořadí zapalování jednotlivých válců je pro vyvážení víceválcových motorů velmi důležité. Teoreticky je nejoptimálnější stav, kdy jsou postupně zapalovány vždy navzájem nejvzdálenější válce. Tímto je dosahováno hlavně rovnoměrné zatížení hlavních ložisek klikového hřídele. Tento požadavek je ovšem v protikladu s torzním namáháním klikových hřídelů (zejména dlouhých hřídelů, což je i případ leteckých motorů). Proto je nutno hledat kompromis, který každý výrobce nalezl někde jinde (viz. výše).
Problematiku torzního kmitání klikových hřídelů zde nelze probrat detailně. Torznímu kmitání klikového hřídele je třeba u leteckého motoru (ale nejen tam) věnovat velkou pozornost, neboť je často limitujícím faktorem pro posouzení celkové spolehlivosti motoru. Nevýhodou torzního kmitání klikového hřídele spalovacího motoru je obtížnost jeho zjišťování, která závisí na velkém množství faktorů. Průběh torzních kmitů je do značné míry individuální pro každý motor. K tlumení těchto kmitů se u leteckých motorů (např. Pratt Whitney) používal zejména dynamický tlumič, naznačený na obr. 33. Tyto typy tlumičů torzních kmitů jsou nejúčinnější a v principu jsou založeny na výkyvném připojení hmotností k rotující a kmitající soustavě uložení klikového hřídele s příslušenstvím. Uložení je koncipováno tak, aby frekvence vlastních kmitů kyvadla byla pokud možno co nejpřesnější s frekvencí budícího momentu. Vlastní frekvence tohoto kyvadla je tedy úměrná otáčkám. Více se této velmi složité technické problematice nebudu věnovat.


Obr. č. 33 – tlumič torzních kmitů Pratt Whitney

Problémy torzních kmitů motoru jsou pochopitelně platné také pro hvězdicové motory. Tato část byla zařazena, protože u leteckých motorů se nutné si uvědomit, že nemají setrvačník. Jeho funkci může do určité míry nahradit samotná vrtule (u menšího počtu válců), ale obecně byla problému vyvážení leteckých motorů v minulosti věnována značná pozornost. Zde je možno hledat také jeden z důvodů, proč je používán větší počet válců. Dále je třeba uvést, že výše „popsaná“ rovnoměrnost motoru je pouze drobný nástin do tohoto problému, který je jinak velmi složitý.
K částečnému srovnání jednotlivých konstrukcí leteckých motorů je možno použít střední pístovou rychlost. Tato veličina je často v oblasti spalovacích motorů považována za jistou „srovnávací“ veličinu, kterou je možno do značné míry porovnávat jednotlivé motory. Má určitý komplexní charakter a dotýká se i oblastí životnosti motoru (opotřebení válců, tepelné namáhání). Postihuje také např. průtočný odpor sání a celkové vyvážení motoru. Proto patří mezi základní kriteria motoru. Střední pístová rychlost je počítána dle vzorce:




Výsledky vypočtené střední pístové rychlosti jsou v tabulce:



Střední pístová rychlost všech uvedených motorů je vzhledem k době vzniku těchto motorů vysoká (u některých až velmi vysoká). Pro srovnání, dnešní moderní motory nákladních automobilů mají střední pístovou rychlost kolem 14 m/s. Tato rychlost je ovšem nejednoznačnou veličinou. Obecně lze napsat, že vyšší střední pístová rychlost vyžaduje hlavně pečlivé vyvážení motoru. Proto lze do jisté míry uvést, že motory s vyšší rychlostí jsou mechanicky kvalitněji zpracované. Její velikost také ovlivňuje plnění motoru (čím vyšší, tím horší) a nárůst zvyšuje mechanické ztráty.
Poslední charakteristikou v této části práce je zdvihový poměr motorů. Je to podíl zdvihu pístu a vrtání válce. Všechny motory mají zdvihový poměr nad 1, jsou tedy tzv. „nadčtvercové“. Zdvihový poměr má rovněž komplexní charakteristiku, ovšem zaměřenou spíše na oblast konstrukce motoru. Její snižování má za následek snižování výšky motoru a klesání střední pístové rychlosti. Současně se ovšem zvyšuje délka klikového hřídele a rostou setrvačné síly posuvných částí, což vyvolává mechanické problémy. Také roste měrný povrch spalovacího prostoru, což způsobuje tepelné problémy, u zážehových motorů s tím souvisí větší sklon k tzv. „detonačnímu spalovaní“ – viz další části této práce.

Jednotlivé hodnocení je limitováno dostupnými informacemi k motorům!


b) Hlava motoru

U leteckých V-motorů v období druhé světové války se výhradně používal ventilový rozvod OHC (vačkový hřídel v hlavě) s různým počtem ventilů. Na následujících obrázcích jsou hlavy vybraných motorů:


Obr. č. 34 - hlava motoru Rolls-Royce Griffon 65


Obr. č. 35 - hlava motoru Jumo 211


Obr. č. 36 - hlava motoru DB 601


Obr. č. 37 - hlava motoru Allison V-1710


Obr. č. 38 - hlava motoru Hispano Suiza 12Y-31

Na výše uvedených obrázcích je zřejmé, že konstrukce hlavy jednotlivých motorů a uložení vačkových hřídelů je podobné. Rozdíly jsou hlavně v počtu ventilů, viz tabulka:



Větší počet ventilů obvykle znamená zlepšení plnění válce motoru, ovšem za cenu větší komplikovanosti rozvodového ústrojí. Je to ale trend, kterým se vydali výrobci leteckých motorů na druhé světové války. Další závěry z počtu ventilů budou uvedeny níže.
U konstrukcí napříč téměř všemi výrobci se velmi rozšířilo chlazení výfukových ventilů sodíkem. Svědčí to o velkém tepelném zatížení těchto ventilů (viz další části práce). Objem sodíku ve ventilu se obvykle volí kolem 60 % objemu dutiny. Sodík má teplotu tání 97 st. C a teplotu varu 883 st. C. V důsledku tepla ve spalovacím prostoru se roztaví a při pohybu ventilu se vlivem setrvačnosti vůči dutině pohybuje. Tímto způsobem přispívá k přenosu tepla z hlavy ventilu do jeho dříku a následně do hlavy motoru. Zbytek dutiny ventilu se vyplňuje netečným plynem. Na obrázku č. 39 je průběh teploty ventilu se sodíkovou náplní. Je patrné, že chlazení sodíkem snižuje teplotu výfukového ventilu cca o 150 st. C. Hodnoty teplot jsou u každého motoru jiné, ale průběh snížení teplot je stejný.


Obr. č. 39 – výfukový ventil chlazený sodíkem

Na následujícím obrázku je řez výfukovým ventilem plněným sodíkem:


Obr. č. 40 – výfukový ventil plněný sodíkem, motor DB 601

Vačkové hřídele obou hlav motorů jsou u V-motorů klasické konstrukce typické pro ventilový rozvod OHC s jednou vačkou. Použití dvou vaček (DOHC) nebylo u žádného z motorů zjištěno. Řadové V-motory vyžadují relativně složitý způsob přenosu momentu z klikového na vačkový hřídel. U leteckých motorů z období druhé světová války je přenos řešen kombinací čelních a kuželových ozubených kol. K ilustraci viz. obr. č. 41. kde je zachycen částečný řez motorem DB 601N.


Obr. č. 41 – pohon vačkového hřídele u motoru DB 601 N

Totéž u motoru Rolls-Royce Griffon 65 je na obrázku č. 45.


Obr. č. 45 – pohon vačkového hřídele u motoru Rolls-Royce Griffon 65

Další možné použité konstrukce jsou na následujících obrázcích:


Obr. č. 46 – pohon vačkového hřídele u motoru Allison


Obr. č. 47 – pohon vačkového hřídele u motoru Hispano Suiza 12Y-31

Je tedy patrné, že rozvody jsou řešeny hlavně kombinací čelních a kuželových ozubených kol, přičemž čelní kola zároveň slouží k pohonu příslušenství. Tento způsob pohonu vačkového hřídele je velmi spolehlivý, ale použití kuželových kol vyžaduje vydatné mazání soukolí, což lze označit za jeho nevýhodu. Důležitým problémem je umístění hnacího kola rozvodového ústrojí na klikovém hřídeli. Umístění hnacího kola rozvodů není u motorů totožné, liší se u každého konkrétního motoru a to i u stejného výrobce. Např. motor Rolls-Royce Griffon (obr. č. 45) má hnací kolo na straně odběru výkonu (na straně vrtule), kdežto motor Rolls-Royce Merlin (viz. obr. č. 48) má hnací kolo na straně kompresoru a to mezi kompresorem a válci (červená šipka). Jeho umístění je tedy různé, ale z hlediska konstrukce motorů se jedná o důležitý parametr. Hnací kolo, které odebírá výkon k pohonu rozvodu, je optimální uložit v okolí uzlu torzního kmitání klikového hřídele. Tento teoretický požadavek ovšem v praxi nebývá splnitelný, protože u víceválcových řadových motorů s malým setrvačníkem (za což lze obecně považovat i tyto motory) by znamenal uložení tohoto kola poblíž středu klikového hřídele. To je z hlediska celkové konstrukce velmi obtížně splnitelné, proto u každé konstrukce volí výrobce jeho umístění individuálně. Toto umístění ovšem vyžaduje pečlivý rozbor vlivu torzních kmitů na rozvodový mechanismus. Obecně lze sdělit, že teoreticky by měly v místě uložení kola pohonu vačkového hřídele být malé torzní kmity.


Obr. č. 48 – motor Rolls-Royce Merlin

Dříve než bude přikročeno k dalším částem, je nutno mírně odbočit. V průběhu druhé světové války se totiž objevili i konstrukce leteckých motorů, které nemají s výše popsaným rozvodem nic společného. Jedná se hlavně o dva motory a to Napier Sabre a Bristol Herkules. Herkules je hvězdicový motor, ale zde bude udělána výjimka a jeho popis bude proveden zde.
Šoupátkový rozvod je ve svém principu převzat v parních strojů. Z dnešního hlediska se jedná o archaismus, ale v době druhé světové války byl používán u leteckých motorů. Proto je nutno provést jeho popis. Konstrukce šoupátkového rozvodu u motoru Napier Sabre je na tomto obrázku:


Obr. č. 49 – šoupátkový rozvod motoru Napier Sabre

Již z pohledu na tento rozvod je zřejmé, že rozvodový mechanismus je zcela odlišný od předchozích. Podstata šoupátkového rozvodu ovšem není z tohoto řezu dostatečně zřejmá, proto viz následující obrázek.


Obr. č. 50 – šoupátkový rozvod motoru (detail)

Z výše uvedeného obrázku č. 50 by již mělo být zřejmé, jak tento typ rozvodu funguje. U motorů s tímto typem šoupátkového rozvodu (typů je více), je mezi válcem motoru a pístem vloženo válcové šoupátko. Toto šoupátko poté plní funkci rozvodu, který zcela nahrazuje. Válcové šoupátko koná složený rotační a posuvný pohyb, který je vyvozován táhlem nakresleným ve spodní části obrázku. Touto částečnou rotací a posuvem šoupátko otvory vymezuje průřez sacího a výfukového potrubí, kterým je k válci přiváděna čerstvá směs a odváděny spaliny. Ve srovnání s klasickým rozvodem pomocí ventilů a vačkového hřídele, kde je ve válci relativně jeden pohyb (píst nahoru a dolů), jsou u tohoto typu šoupátkového rozvodu tři pohyby. První vykonává píst (nahoru a dolů), druhý šoupátko mezi pístem a válcem (rotace vůči válci, ale i pístu) a třetí šoupátko posuvem. Tento způsob řešení rozvodu má řadu výhod, ale i velké množství nevýhod, které se nikdy nepodařilo zcela eliminovat. To je hlavní důvod, proč se tento (teoreticky výhodný) způsob rozvodu přestal používat.
Hlavní výhody šoupátkového rozvodu lze shrnout ve dvou oblastech:

a) Mechanické výhody

Vyplývají z absence vačkové hřídele a ventilů. Konstruktéři pístových leteckých motorů postupem času dospěli do stadia, kdy se začali výrazně projevovat problémy s plněním válců a kmitáním rozvodových mechanismů. Jedním ze základních (zcela zásadních) parametrů kvality rozvodového ústrojí, je velikost průtočné plochy ventilů. Tato plocha je důležitá pro rychlost proudění plynů v hrdle kanálu a v sedle ventilu. Zde je nutné si uvědomit, že motor může být naprosto ideálně navržený, teoreticky vysoce výkonný, ale pokud není jak válce naplnit čerstvou směsí, tak tento motor nikdy požadovaného výkonu nedosáhne. Rychlost proudění plynů v hrdle kanálu je dána tímto výrazem:



Rychlost je v m/s. Význam jednotlivých veličin:



Velikost rychlosti proudění plynů ovšem není možno zvyšovat neúměrně. S jejím nárůstem totiž dochází k nárůstu hydraulických odporů, což snižuje stupeň naplnění válce (plnící účinnost, tedy střední efektivní tlak na píst a tedy i výkon motoru). Je tedy zřejmé, že se neustále pohybujeme v kruhu, výkon motoru je limitován skoro vším!
Rychlost proudění plynů je tedy nutno udržovat v jistém rozmezí. U leteckých motorů z druhé světové války není z dostupných zdrojů možno tyto hodnoty přesně zjistit. Relativně vysoká střední pístová rychlost těchto motorů ovšem způsobuje, že rychlost proudění plynů bude také vysoká. Ze vztahu ovšem vyplývají také možnosti jejího snížení. Mimo snížení střední pístové rychlosti přichází v úvahu také snížení plochy pístu. Tuto lze snížit pouze snížením průměru válce a tedy při konstantním celkovém zdvihovém objemu motoru, zvýšením počtu válců. Další možností je zvýšení počtu ventilů. Zde je ovšem obvykle nutno provést také úpravy tvaru spalovacího prostoru. Tímto směrem se také vydaly výrobci leteckých motorů a mimo jiné i proto došlo ke zvýšení počtu ventilů v motoru (ve válci). Tento vývoj v oblasti ventilů také mimo jiné způsobil zánik konstrukcí založených na šoupátkovém rozvodu.
Zde jsme ovšem poněkud předběhli. Starší konstrukce leteckých V-motorů měly obvykle dva ventily na válec. Aby bylo možno zajistit dostatečnou velikost průtočné plochy těchto ventilů, bylo nutno konstruovat velké ventily. Tímto ovšem narůstala hmotnost a tedy i jejich setrvačné síly. Nárůst setrvačných sil těchto relativně hmotných ventilů by mohl dospět až do stádia, že síla ventilové pružiny (zvýšená o jistou míru bezpečnosti) by nebyla schopna překonat tuto setrvačnou sílu. Následkem by bylo porušení pružiny a havárie motoru. Celé to rovněž úzce souvisí s maximálními dosažitelnými otáčkami těchto motorů.
Následkem tohoto vývoje bylo, že někteří konstruktéři začali hledat alternativy, které by je nenutily používat ventilový rozvod. Jednu z možností představuje právě šoupátkový rozvod, kde nedochází k žádnému z výše uvedených mechanických problémů.

b) Tepelné výhody

Zde pouze krátce, neboť tepelná bilance na ventilu bude podrobněji probrána v následujících částech této práce. Šoupátkový rozvod se z hlediska tepelné bilance výfukových ventilů konstruktérům jevil jako velmi výhodný, neboť zcela eliminovat tyto problémy.

Šoupátkové rozvody mají obecně větší průtočný průřez než ventilové. Hlavní problémy tohoto způsobu rozvodu je kvalita hnacího mechanismu šoupátek a vzájemná součinnost pístu – šoupátka – válce. Z dostupných zdrojů není možno hlavní nevýhody šoupátkových motorů přesněji zjistit. Obvykle jsou pouze vágně uvedeny problémy s výrobou šoupátek, nadměrná spotřeba oleje, krátká životnost, ovšem bez bližšího vysvětlení. Proto zkusíme nevýhody tohoto rozvodu zhodnotit volně, dle vlastního uvážení. Vlastně proč ne, nepíšeme žádná skripta nebo odbornou práci. Na dalším obrázku je znovu znázorněn šoupátkový rozvod z motoru Napier Sabre.


Obr. č. 51 – šoupátkový rozvod motoru Napier Sabre

Mírně předběhneme a uvedeme, že síla z tlaku plynů ve válci a setrvačná síla se v pístním čepu rozkládá do dvou složek. Jedna z nich (přibližně nakreslená na obrázku), je kolmá na osu válce. Tato složka síly střídavě přitlačuje píst na jednu a druhou stranu válce. Zde je nutno si uvědomit, že tato síla opakovaně mění svůj směr. To klade požadavky zejména do oblasti mazání, neboť hrozí vytlačování oleje z kluzných ploch. Porušení tohoto mazání obvykle způsobí velice rychlé zadření pístu. Podrobněji se tomuto budu věnovat v dalších částech práce.

Poznámka:

V této části práce budou použity termíny bez dalšího vysvětlování, proto pokud někdo neporozumíte tomuto textu, prostě ho přeskočte a berte to, co je uvedeno výše.

Za klíčový problém lze považovat přechod píst – šoupátko a poté šoupátko – válec. Přechod píst – šoupátko pracuje v režimu hydrodynamického mazání hlavně okolo střední části zdvihu. Při horní a dolní úvrati a také při rozběhu a doběhu přechází do mezního mazání. Výše popsaný tlak pístu na stěnu válce je relativně malý, větší je tlak nejvrchnějších pístních kroužků. Maximální teplota mazacího oleje je klíčová pro zachování podmínek hydrodynamického mazání, obvykle se uvádí, že při teplotách oleje kolem 180 st. C, nesmí jeho viskozita poklesnout pod 2 . Při porušení těchto podmínek nemusí být hydrodynamické mazání zachováno. Mazací schopnosti v oblasti mezního mazání se obvykle částečně zlepšují přísadami v oleji. Z hlediska mazací vrstvy je její zachování důležité, protože může vést k oleštění válce, v našem případě šoupátka. Zde je velice důležitá jeho kvalita povrchu a zejména jeho drsnost. Tato by měla být nízká, ale ne úplně nízká, protože jinak se na její stěně nemůže olej zachytávat a dojde k porušení mazací vrstvy. Poté při velmi zatížených motorech (což jsou i letecké motory) dochází k příděrům a záděrům pístu. To opětovně zvyšuje opotřebení válce (šoupátka) a nakonec dojde k jeho tzv. „vyleštění“. Důsledkem je zvýšení teploty horních částí pístu, pokles viskozity oleje pod dostatečnou úroveň, vznik abrazivních úsad na horní části pístu apod. Tento proces může končit zadřením pístu, zničení šoupátka apod. Zde by bylo možno hledat jednu z hlavních příčin relativní „nespolehlivosti“ motorů se šoupátkovým rozvodem (i když třeba motory Bristol byly celkem spolehlivé). Styk šoupátko – stěna válce nebude řešen, neboť chybí jakékoliv podklady (případné mazání, konstrukce válce, materiály apod.).

Konec poznámky.


2) Hvězdicové motory

Druhým typem leteckých motorů, které byly používány za druhé světové války, jsou hvězdicové motory. V této části práce bude věnována pozornost pouze odlišnostem od V-motorů, které se objevují v jejich konstrukci.

a) Celkové uspořádání

Z hlediska celkové konstrukce je hvězdicový motor koncipován jako pístový spalovací motor s válci, které jsou umístěné v kruhu kolem klikového hřídele (bude používáno toto označení). Jednotlivé válce spolu svírají stejný úhel. Při větším počtu válců lze motor konstruovat jako vícehvězdicový, kruhy válců se poté řadí za sebou. Na klikovém hřídeli je umístěn excentr s vačkami (v podstatě rozvod OHV). Tento excentr se otáčí p-1 krát pomaleji než kliková hřídel a má (p-1)*0,5 vaček. Počet válců musí být vždy lichý (viz. níže).
Z hlediska vyvážení je možno hvězdicové motory plně vyvážit vývažky na klikovém hřídeli. Momenty u tohoto motoru nevznikají. Ojnice jsou umístěny na jednom klikovém čepu. Pro správnou činnost hvězdicového motoru je klíčové zapalování jednotlivých válců. Na následujícím obrázku je nakresleno schéma hvězdicového motoru se sudým a lichým počtem válců:


Obr. č. 52 – schéma hvězdicového motoru

Horní motor má 9 válců, spodní 8 válců. Mezi motory je napsána podmínka zapalování jednotlivých válců. V případě 9-ti válcového motoru je tato podmínka 80 st. Válce tedy musí zapalovat v pořadí 1-3-5-7-9-2-4-6-8. Poté znovu následuje 1 a cyklus se opakuje. Postupně tedy přijdou do pořadí všechny válce motoru. V případě 8-mi válcového motoru na spodním obrázku je podmínka zapalování 90 st. Pořadí válců tedy bude 1-3-5-7. Poté přijde na řadu znovu válec 1. Je tedy zřejmé, že přesně polovina válců nikdy nezapálí. Proto musí být počet válců hvězdicového motoru vždy lichý, tím je zaručena jeho správná činnost. U víceřadých hvězdicových motorů platí tato podmínka také. Například dvouřadý 9-ti válcový hvězdicový motor zapaluje ve výše uvedeném pořadí 1-3-5-7-9-2-4-6-8, ale mezi každé zapálení vstupuje druhá řada válců. Tedy 18-ti válcový hvězdicový motor bude zapalovat 1 (první řada) - 5 (druhá řada) - 3 (první řada) - 7 (druhá řada) - 5 (první řada) - 9 (druhá řada) - 7 (první řada) - 2 (druhá řada) atd. Pořadí válců u víceřadých hvězdicových motorů se ovšem značí z čelního pohledu, bez ohledu na řadu válců postupně. Proto s tímto označením bude zapalování 1-12-5-16-9-2-13-6-17-10-3-14-7-18-11-4-15-8 a cyklus se opakuje. U hvězdicových motorů není jiná alternativa, pořadí zapalování musí být dodrženo.

Na následujícím obrázku je konstrukce klikového hřídele hvězdicového leteckého motoru:


Obr. č. 53 – kliková hřídel hvězdicového motoru Pratt & Whitney

Na tomto obrázku je provedení pro dvouřadý hvězdicový motor:


Obr. č. 54 – kliková hřídel hvězdicového motoru Pratt & Whitney

Povšimněte si zejména umístění hlavní kliky a vedlejších klik.

V následující tabulce jsou střední pístové rychlosti a „čtvercovost“ hvězdicových motorů. Platí pro ně totéž co pro V-motory, proto již nebudou samostatně rozebírány.



Z hlediska celkové koncepce nejsou jiné podstatné rozdíly (Samozřejmě mimo zcela odlišného tvaru, stavební plochy apod., ale zde je řešena činnost motoru a ne zástavba do letadel).

b) Hlava motoru

Hlavy a válce hvězdicového motoru jsou konstruovány odlišně. Hlavní důvody jsou ovšem v odlišném způsobu chlazení, proto bude tato část řešena v následující části práce. Zde bude hovořeno pouze o ventilovém rozvodu, který je konstrukčně také odlišný od V-motorů. Na následujícím obrázku je řešení ventilového rozvodu hvězdicového leteckého motoru:


Obr. č. 55 – rozvodový mechanismus hvězdicového leteckého motoru

V případě např. 9-ti válcového hvězdicového motoru tedy excentr s vačkami bude rotovat 8 krát pomaleji než kliková hřídel (p-1) krát a bude mít 4 vačky. Celkové uspořádání rozvodu hvězdicového motoru je na následujícím obrázku:


Obr. č. 56 – rozvodový mechanismus motoru BMW 801

Pro samotný rozvodový systém jinak platí vše, co bylo uvedeno u V-motorů. Z tohoto obrázku je také dobře patrné, že u hvězdicových motorů se skutečně jedná o jistou modifikaci systému OHV. Zde bude pravděpodobně i nevýhoda hvězdicových motorů ve srovnání s V-motory, neboť systém OHV má obecně horší vlastnosti (zejména větší hmotnost a s tím související nevýhody v oblasti dynamiky). V činnosti samotných ventilů rozdíl žádný není. Radiální motory jsou 2-ventilové (jeden sací a jeden výfukový). Víceventilová konstrukce teoreticky není vyloučena, ale při studiu zdrojů nebyl nenalezen žádný hvězdicový motor z druhé světové války, který by měl více než 2 ventily.

Konec druhé části

[lkala]

Chlazení leteckých motorů

Další částí práce je problematika chlazení leteckých pístových motorů. Této části leteckých motorů nutně konstruktéři museli věnovat nejméně stejnou pozornost, jako výše uvedeným mechanickým problémům. U leteckých motorů z druhé světové války jsou známy četné příklady problémů s chlazením, které nutně vyvolává vysoká tepelná zátěž jednotlivých dílů konstrukce. Tato zátěž vyplývá z požadovaných výkonů, jejichž neustálé stupňování velmi zdůrazňovalo problematiku chlazení. V této části práce je nutno V-motory a hvězdicové motory opět rozdělit, neboť každá z těchto konstrukcí používá jiné chladící médium.

Poznámka:

Jsou známé příklady vzduchem chlazených V-motorů a naopak vodou chlazených hvězdicových motorů. Tyto motory byly ovšem zcela okrajové, nedostali se nikdy do běžné služby a proto těmto výjimkám nebude věnována pozornost. Případní zájemci o problematiku vzduchem chlazených V-motorů nechť se obrátí na internet, lze zde najít zajímavé příklady.

Celý popis systému chlazení z důvodu přehlednosti opět rozdělíme do podkapitol:

a) Obecný pohled

Motory obou koncepcí mají chladící médium. V praxi jsou vzduchem chlazené hvězdicové letecké motory, kapalinou chlazené jsou V-motory.
V následujícím odstavci jsou shrnuty nejdůležitější výhody a nevýhody kapalinou chlazených motorů:

1) Výhody:

a) Snadnější spouštění motoru při chladných podmínkách (lepší možnost předehřání motoru).
b) Menší vnitřní pnutí jednotlivých součástek z důvodu rovnoměrnějšího odvodu tepla, zejména v kritických oblastech kolem válce a hlavy motoru.
c) Menší sklon k detonačnímu zapalování (viz. dále).
d) Zpravidla nižší hmotnost motoru.

2) Nevýhody:

a) Nutnost použití kapaliny.
b) Nutnost důkladného utěsnění přetlakového chlazení.
c) Kavitační a korozivní opotřebení válců.
d) Ztrátový výkon pro chladící soustavu.

Výhody a nevýhody vzduchem chlazených motorů jsou prakticky opačné. Obecná schémata chlazení obou typů jsou na tomto obrázku:


Obr. č. 57 – obecná schémata chlazení V-motorů a hvězdicových motorů

Pro oba modely chlazení jsou klíčové některé body v konstrukci spalovacích motorů vidlicové i hvězdicové koncepce. Tyto body jsou u obou koncepcí shodné a jsou uvedeny v tomto přehledu:

1) Koruna pístu, první pístní drážka

Na následujícím obrázku je typické rozložení teplot na pístu a rozdíly v chlazení vzduchem a kapalinou:


Obr. č. 58 – tepelné zatížení pístu

Píst je při činnosti motoru namáhán mechanicky a tepelně. Tepelná zátěž každého pístu záleží na více vlivech. Snahou každého konstruktéra spalovacího motoru je pokud možno co nejnižší přestup tepla do pístu. Prioritní je zajistit, aby co možná nejvíce tepla odvádělo chladící medium přes stěnu válce. Důvodem je zejména obtížná konstrukce chlazení pístu a také její účinnost. Tato podmínka samozřejmě nejde splnit dokonale, proto je nutné zajistit pokud možno co nejlepší odvod tepla z pístu. Množství tepla, které do něho přestoupí, je závislé na teplotě a rychlosti proudění plynů v době hoření. Optimální z tohoto hlediska jsou tedy motory s vysokými otáčkami, což ovšem není případ námi řešených motorů. Letecké motory z období druhé světové války jsou relativně „pomaloběžné“, provozní otáčky se pouze málo liší od hodnoty 3000 ot./min. Další podstatný vliv má velikost dna pístu (jeho tvar) a vlastnosti plynu.
Maximální teploty u zážehových motorů jsou vždy na dně pístu uprostřed jeho průměru. Vzduchem chlazené motory vykazují vyšší teploty pístu, než motory chlazené kapalinou. Pro vliv tvaru platí, že nejvíce tepelně zatížené jsou vypouklé nebo vyduté písty. Na následujících obrázcích jsou vybrané písty motorů.


Obr. č. 59 – písty motoru Rolls Roys Merlin (1943) – nové písty


Obr. č. 60 – písty motoru Rolls Roys Merlin (starší varianta s delším pláštěm)


Obr. č. 61 – píst motoru Wright R-3350

Jak již bylo uvedeno výše, písty motorů patří z hlediska chlazení do kategorie tzv. „kritických míst“. Hlavním důvodem je zejména velmi vysoká teplota v místech prvního pístního kroužku, na jeho koruně a dně. Tato teplota má klíčový význam pro kvalitu mazání (a tím i spolehlivost a životnost celého motoru). Překročení tepelné odolnosti oleje v důsledku nedokonalého chlazení pístu v těchto místech způsobují intenzivní tvorbu úsad (karbonu), což má negativní vliv z hlediska detonačního spalování (viz. další kapitola). V případě, že teplota v kritickém místě pístu u prvního kroužku přesáhne hodnotu při které se úsady z oleje mění na karbon, může dojít v relativně krátké době k úplnému zadření pístu. Usazující se karbon totiž vyplní všechny vůle, které má pístní kroužek, a ten poté ztratí pohyblivost. Tím se přeruší ideální těsný styk kroužku se stěnou válce. Následně dojde k dalšímu snížení odvodu tepla z pístu, jeho roztažení a zadření. Největším problémem je, že v případě používání paliva s velkými přísadami olova (což z důvodu oktanového čísla letecké motory v této době měli) a vysokými teplotami ve spalovacím prostoru (což je také náš případ), může k tomuto procesu dojít v řádově hodinách provozu. Kritické teploty oleje je obvykle udávají nad 250 st. C, ale tato hodnota je individuální pro konkrétní olej. Z dostupných zdrojů nejde tuto teplotu u námi řešených leteckých motorů přesněji zjistit.
Na následujícím řezu motorem DB 601 je patrný způsob chlazení válce motoru a pístu. Povšimněte si také mazání drážkou u pístního čepu.


Obr. č. 62 – chlazení a mazání pístu u motoru DB 601

Na následujícím obrázku je schematicky nakreslena deformace pístu vlivem kombinace mechanického a tepelného působení: .


Obr. č. 63 – deformace pístu

Je tedy zřejmé, že důležitým faktorem je také délka pístu. Při použití kratších pístů je nižší klopení pístu.
Na následujících obrázcích jsou zničené písty leteckých motorů z důvodu nedostatečného mazání mezi stěnou válce a pístními kroužky. Tyto obrázky je nutno brát jako ilustrační, neboť nejsou z leteckých motorů z druhé světové války.


Obr. č. 64 – zničený píst leteckého motoru po porušení mazacího filmu


Obr. č. 65 – spodní strana pístu s nánosem karbonu

2) Výfukový ventil

Představuje další klíčový problém chlazení motorů, leteckých zejména. Teplotní procesy na výfukovém ventilu a jeho chlazení sodíkem bylo vysvětleno již výše. Zavedením chlazení ventilu sodíkem se podařilo vyřešit část těchto problémů.

V dalším textu již budou odděleně probrány jednotlivé způsoby chlazení leteckých motorů.

1) Chlazení kapalinou

Pro motory chlazené kapalinou se vžilo toto označení, ale ve své podstatě je každý tento letecký motor chlazen kombinací více vlivů:

1) Hlava válců, válce, písty a rozvod jsou chlazeny pomocí kanálů v hlavě, kterými proudí chladící médium.
2) Zbylé části vlastního motoru jsou chlazeny a mazány současně mazacím olejem.

Na tomto obrázku je řez kapalinou chlazeným leteckým motorem:


Obr. č. 66 – řez chladící soustavou kapalinového chlazení motoru DB 601

Na tomto obrázku je velmi dobře patrný systémech vedení chladící kapaliny motoru (zelená barva). Jak již bylo uvedeno výše, konstruktéři věnovali velkou pozornost chlazení stěn válce a hlavy okolo ventilů. Chlazení motoru tedy není rozloženo rovnoměrně, extrémně tepelně zatížené části jsou chlazeny více. Zde hlavně výfukový ventil (ventily) a stěna válce zhruba na úrovni prvního pístního kroužku v horní úvrati pístu. U tohoto motoru je maximální vrstva omývající kapaliny asi 21 mm na úrovni doběhu pístních kroužků v horní úvrati, což samo o sobě svědčí o velkém tepelném zatížení motoru. Chladící kapalina tohoto motoru cirkuluje v uzavřeném přetlakovém okruhu. Každá chladící soustava kapalinou chlazeného motoru má jisté omezené chladící schopnosti. U přetlakových chladících soustav nesmí teplota chladící kapaliny překročit mezní hodnotu. Tato je individuální pro každý motor, ale při použití uzavřené přetlakové soustavy může být vyšší, než je bod varu chladící kapaliny za běžných podmínek. Hlavní části každé soustavy kapalinového chlazení leteckého motoru tvoří čerpadlo, potrubí, chladící plášť válců (viz. výše) a chladič. Na následujícím obrázku je znázorněna tato soustava:


Obr. č. 67 – schéma chladící soustavy motoru Allison V-1710

Pro pochopení systému chlazení kapalinou není třeba tento systém blíže rozvádět. Obecně lze říct, že v době druhé světové války měli konstruktéři chladící soustavy kapalinou chlazených leteckých motorů dobře propracovány a ve srovnání s vzduchem chlazenými motory s nimi nebyly takové problémy. Jako chladící kapalina se u leteckých motorů v tomto období používal výhradně Ethylenglykol. Tento se mísil v různých poměrech s vodou, tyto poměry byly u každých motorů různé. Například Rolls-Royce Merlin II měl 100 % Ethylenglykol, verze 66 měla 30 % Ethylenglykol a 70 % vody. Ústup od používání čistého Ethylenglykolu byl zaznamenán i u ostatních motorů, ale jeho přesný důvod se z dostupných zdrojů nepodařilo zjistit. Pravděpodobné důvody budou v oblasti jeho toxicity a hořlavosti a zároveň dostatečné koncentrace k zajištění dobrých chladících vlastností i v jeho poměru s vodou..

2) Chlazení vzduchem

Druhý způsob chlazení leteckých motorů, je chlazení proudícím vzduchem. Tento způsob se rozšířil výhradně u hvězdicových motorů.

Vzduchem chlazené letecké motory využívají vhodně usměrněného proudu vzduchu, který prochází motorem. Samotný průchod vzduchu motorem ovšem neposkytuje dostatečně účinné chlazení. Proto k jeho zvýšení je nutno „uměle“ zvýšit chladící plochu těchto motorů. K tomu slouží tzv. „žebrování“. Na následujícím obrázku jsou základní druhy žeber používané u vzduchem chlazených motorů:


Obr. č. 68 – základní tvary chladících žeber

Z této čtveřice žeber jsou teoreticky nejúčinnější žebra pod ozn. č. 4 (parabolická). V praxi se ovšem nepoužívají, neboť jsou výrobně značně nákladná. Nejvíce se rozšířila žebra pod ozn. č. 2 (lichoběžníková). Na následujícím obrázku je detail chlazení hlavy motoru BMW 801.


Obr. č. 69 – detail chlazení hlavy BMW 801 (pohled od vrtule)

Z hlediska optimálního chlazení motoru vzduchem jsou nejdůležitější tvar a rozměr použitých žeber a také rozteč mezi žebry. Přechod mezi žebrem a hlavou válců se může zaoblit, neboť tento tvar je výhodnější z hlediska proudění vzduchu i průchodu tepla. Válce s malou roztečí jednotlivých žeber mají vysoký odpor vzduchu, což snižuje účinnost chlazení. Rozteč žeber se u válců volí obvykle mezi 4-6 mm, u hlavy asi 4-8 mm. Hlava válců z lehkých slitin (viz. BMW 801) má ve srovnání s jinými materiály velkou výhodu v nižší provozní teplotě. Hliníkové slitiny mají vyšší tepelnou vodivost, což umožňuje rychlejší odvod tepla do chladícího vzduchu.
Výpočet vhodného tvaru a rozměrů jednotlivého žebra není snadná záležitost. Jedná se o řešení složité rovnice, které zde nemá smysl provádět. Výsledek této rovnice je uveden níže.


Obr. č. 70 – chladící žebro motoru



Kde je:



Výpočet je proveden pro obdélníkové žebro z důvodu snadnějšího řešení, pro lichoběžníkové se bude mírně lišit. Při úvahách nad účinností a kvalitou chlazení vzduchem můžeme z rozboru tohoto vztahu dojít k těmto výsledkům:

a) S rostoucí délkou žebra h klesá jeho účinnost a zároveň i teplota. Jinými slovy tedy zvětšování délky žebra má význam pouze do určité míry, poté je zbytečné.
b) Tloušťka žebra a tepelná vodivost materiálu má pouze malý vliv na účinnost žebra.
c) Rostoucí mezera mezi žebry má velký význam pro součinitel přestupu tepla. Tento fakt vyplývá z lepšího proudění vzduchu kolem chladícího žebra.

Z hlediska spolehlivosti chlazení leteckých motorů je klíčové zejména zajištění optimálního proudění vzduchu pokud možno kolem celého válce. V případě hvězdicových motorů to platí samozřejmě i pro druhou a případně i další řadu válců. S dalšími řadami válců bývaly v praxi problémy. Tento požadavek se zajišťuje prostřednictvím usměrňovačů, krytů a deflektorů. Na tomto obrázku je detail vedení chladícího vzduchu u motoru BMW 801.


Obr. č. 71 – detail proudění vzduchu u motoru BMW 801 (bílé šipky)

Zároveň si povšimněte uložení chladiče a usměrňování části proudícího vzduchu pro jeho chlazení. Na dalším obrázku je řez čtyřřadovým hvězdicovým motorem:


Obr. č. 72 – řez motorem Pratt & Whitney R-4360

Na dalších obrázcích je schéma umístění deflektorů u vzduchem chlazeného leteckého motoru:


Obr. č. 73 – schéma řízení průchodu vzduchu leteckým motorem


Obr. č. 73 – schéma řízení průchodu vzduchu kolem hlavy válce u leteckého motoru

Všechny výše uvedené obrázky jsou zařazeny jako ilustrační pro posouzení možností chlazení leteckých motorů vzduchem. U řezu motorem R-4360 je patrná zvláštní struktura umístění jednotlivých řad válců. Celý motor je stočen do housenkovitého tvaru. Důvody tohoto umístění jednotlivých řad je možno vysledovat u schémat deflektorů. V praxi konstruktéři zjistili, že u chlazení leteckých motorů vzduchem je relativně snadné chlazení prvních řad válců. U dalších řad je to již značně obtížnější, neboť svedení potřebného množství chladícího vzduchu pomocí deflektorů zde působí velké problémy. Tyto se projevily hlavně ve spolehlivosti chlazení dalších řad válců za ztížených podmínek. V tomto ohledu jsou známé problémy německého motoru BMW-801, ale z řezu je zřejmé, že tento problém řešili všichni výrobci vzduchem chlazených motorů. Na tomto obrázku je jeden ze způsobů rozvodu chladícího vzduchu hvězdicového motoru k zadní řadě válců:


Obr. č. 74 – řízení průchodu vzduchu kolem hlavy válců motoru BMW 801 A

Použití vzduchem chlazených motorů vyžaduje odlišnou konstrukci válce motoru. Na následujícím obrázku je typický válec hvězdicového leteckého motoru:


Obr. č. 75 – řez válcem motoru Nakajima Sakae 21

Válce hvězdicových motorů se nevyrábí v blocích, ale jako samostatné. Hlavní důvody jsou obtíže při výrobě žebrování. Vzduchem chlazené válce mají ve srovnání s kapalinou chlazenými vyšší teploty (viz. výše). Proto zde hrozí větší riziko porušení kolmosti osy válce z důvodu rozdílného teplotního roztažení jednotlivých dílů. K tomu přispívá hlavně velký teplotní spád mezi horní částí válce a klikovou skříní. Proto se válce těchto motorů řeší jako samostatné a ke klikové skříni se připojují šrouby.

Detail upevnění spodní části válce na klikovou skříň motoru je na tomto obrázku:


Obr. č. 76 – pohled na spodní část válce motoru BMW 801


Tímto je oblast nejdůležitějších rozdílů mezi leteckými motory chlazenými kapalinou a vzduchem vyčerpána.


Poznámka: Celá problematika chlazení motorů je samozřejmě značně složitější. V dalšímu textu bude více rozvedena, ale budou zde použity termíny bez bližšího vysvětlení. Proto pokud čtenář něčemu neporozumí, nechť tuto část přeskočí.

Hlavní rozdíl mezi chlazením kapalinou a vzduchem je v přechodu tepla. Kapalinou chlazené systémy motorů mají přechod z válce motoru do chladící kapaliny a následně z této kapaliny do vzduchu. Vzduchem chlazené motory mají přechod z válce přímo do vzduchu. Z hlediska správné činnosti pístového leteckého motoru (ale obecně každého pístového motoru), je klíčový hlavně přechod tepla z válce do chladícího média. Zde odkazuji na výše popsané problémy s mazáním.

Přestup tepla ze spalovacího prostoru se obvykle považuje za tří-stupňový s touto strukturou:

a) První stupeň – přechod mezi spalovacím prostorem a stěnami válce.
b) Druhý stupeň – přechod tepla ve stěně válce.
c) Třetí stupeň – přechod tepla mezi vnější stěnou válce a chladícím médiem (kapalina nebo vzduch).

Pro účely úvahy nad rozdílem mezi vzduchem a kapalinou chlazenými motory je klíčový hlavně třetí stupeň přechodu, tedy přechod do chladícího média. Přechod tepla mezi vnější stěnou válce a chladícím médiem lze vyjádřit pomocí této rovnice:



Kde je:



Z porovnání chlazení mezi kapalinou a vzduchem vyplývá, že hlavní rozdíl je mezi hodnotou součinitele přestupu tepla. Vzduchem chlazené motory mají tento součinitel nízký, naopak kapalinou chlazené motory vyšší.
Při úvaze nad možností chlazení motoru vzduchem je z rozboru tohoto vzorce zřejmé, že je nízkou hodnotu součinitele přechodu tepla nutno kompenzovat. To je podmíněno dostatečným chlazením. Jako nejoptimálnější je u vzduchem chlazených motorů jeho kompenzace velkou plochou S, která je vlastně „uměle“ vytvořena žebrováním. Motory o vyšším výkonu by bez tohoto žebrování nebylo možno chladit, u nižších by bylo možno uvažovat o prostém chlazení „odfukem“ válců. Jinými slovy je tedy možno uvést, že nižší hodnota součinitele přechodu tepla u vzduchu je nahrazena větší plochou a tímto je možno dosáhnout stejného odvodu tepla, jako u motorů chlazených kapalinou. To je podstata chlazení motorů vzduchem.

Konec poznámky.

Konec třetí části

[lkala]

Palivo, detonační spalování, požadavky na palivo leteckých motorů

V poslední části tohoto pojednání se zaměříme na problematiku paliva leteckých motorů z druhé světové války. Tato část je ovšem zaměřena více do šířky, neboť oblast detonačního spalování a požadavků na paliva obsahuje i prvky z konstrukce motorů. Zároveň se zde zmíníme o možnostech zvyšování výkonu leteckých motorů z druhé světové války pomocí různých „nouzových“ systémů, které se v tomto období objevily.

Před rozborem paliv leteckých motorů a dalším popisem je pro ujednocení dalšího výkladu nutno nejprve vysvětlit některé pojmy:

1) Oktanové číslo – odolnost paliva proti samozápalu (klepání). Oktanové číslo vyjadřuje procentuální obsah izo-oktanu ve směsi izo-oktanu s n-heptanem. Čistý n-heptan má oktanové číslo 0, čistý izo-oktan má oktanové číslo 100. Palivo s oktanovým číslem 60 má tedy stejnou odolnost proti klepání, jako směs 60 % oktanu a 40 % heptanu. Oktanové číslo větší než 100 se někdy označuje jako výkonové číslo, tedy např. výkonové číslo 130 je totéž, jako oktanové číslo 130. Zde bude ovšem nadále používáno pouze oktanové číslo.

2) Oktanový požadavek motoru – minimální nutná a postačující hodnota oktanového čísla paliva, kterou motor potřebuje při standardním seřízení, aby se předešlo detonačnímu spalování i za těch nejnepříznivějších podmínek. Palivo s vyšším oktanovým číslem lze použít bez jakýchkoliv výhod, palivo s nižším oktanovým číslem způsobuje detonační spalování.

3) Rozptyl oktanového požadavku – každý motor má individuální oktanový požadavek. Platí tedy, že dva motory zcela stejné konstrukce, počtu motohodin apod., mají různé oktanové požadavky. Tento rozdíl bývá v rozmezí asi 7-10 jednotek.

4) Nárůst oktanového požadavku – oktanový požadavek nového motoru je nejnižší. S narůstajícím počtem motorohodin roste tento požadavek především vlivem úsad tvořících se v motoru a to až do určité hodnoty. Letecké benzíny z druhé světové války, u kterých je oktanové číslo zvyšováno velkými přísadami olova (z dnešního pohledu), nutně tvořili velké množství úsad. Olovo v palivu je z toho pohledu jedním z klíčových prvků. Nárůst oktanového požadavku vlivem úsad může být až o 10 (i více) jednotek.


a) Palivo pro letecké motory

Na počátku války používali britské letecké motory letecké palivo s oktanovým číslem 87. V létě 1940 došlo k přechodu na palivo s oktanovým číslem 100/130 a v polovině roku 1944 začala leteckým jednotkám spojenců dodávka paliva v oktanovým číslem 110/150. Německé letectvo používalo palivo označené jako B3 (87 oktanů) a C3 (97 oktanů). Účelem této kapitoly není rozbor oktanů v palivu, ale vliv a požadavky na konstrukci motorů. Proto oktanovým číslům jednotlivých motorů nebude věnována další pozornost. V různých diskuzích na toto téma, které lze nalézt na internetu, se opakovaně objevuje názor, že německé a spojenecké benziny jsou si ve skutečnosti zhruba ekvivalentní. Z důvodu nedostatku zdrojů k tomuto tématu (zejména způsoby měření, případně stanovování oktanového čísla), toto nelze rozhodnout.

1) Hoření směsi v zážehovém motoru

K osvětlení vlivu a požadavků motorů na palivo je nutno popsat alespoň v nejnutnějších základech teorii hoření směsi ve válci. Optimální průběh spalování směsi benzinu a vzduchu probíhá relativně pomalou rychlostí. Zažehnutí směsi elektrickou jiskrou vytvoří v okolí této jiskry ohnisko zážehu. Z tohoto místa se následně hoření šíří do dalšího objemu směsi. Rychlost proudění homogenní paliva je relativně pomalá. Její zvýšení se dosahuje turbulencí směsi, která vytváří ve válci sekundární ohniska zážehu. Tímto způsobem lze podstatně zvýšit rychlost hoření na rychlosti kolem 20-70 m/s. Potřebný okamžik lze spolehlivě řídit regulací předstihu zážehu. Tento způsob spalování je považován za normální.
Zvýší-li se teplota a tlak čerstvé směsi v průběhu kompresního zdvihu motoru natolik, že dojde k samovznícení směsi, dojde k rapidnímu zkrácení doby hoření. Tento jev může v motoru vyvolat zvuky, které zní jako klepání nebo zvonění. Z tohoto důvodu se hovoří o tzv. „klepání motorů“, správně detonačnímu spalování. Pro posuzování schopnosti paliva odolat tomuto samovznícení směsi je důležitá řada faktorů jak konstrukčního rázu, tak i vnitřních schopností tohoto paliva. Oktanové číslo je vnitřní schopnost paliva a je tedy pouze jedním z faktorů odolnosti směsi proti detonačnímu spalování.
Mezi nejdůležitější příčiny vzniku detonačního spalování patří tzv. „horká místa“ ve spalovacím prostoru. Teoreticky může být tímto „horkým místem“ jakákoliv jeho část. Velmi důležitý ukazatel „horkého místa“ je usazování úsad, hrany válců a ventilů a zapalovací svíčka. Toto jsou nejobvyklejší „horká místa“, která způsobují samozápaly. Tyto je nutné vhodnou konstrukcí spalovacího prostoru odstranit. Odolnost směsi proti spontánnímu vznícení je dána oktanovým číslem, velikostí předstihu zážehu, teplotě směsi a tlaku. Použití benzinu s dostatečně vysokým oktanovým číslem je „prevencí“ tohoto nežádoucího vznícení směsi.
Z hlediska detonačního spalování přeplňovaných leteckých motorů je nutné si uvědomit, že problematika oktanového požadavku motoru a problematika přeplňování spolu velice úzce souvisí. Při úvahách nad přeplňováním je nutno mít neustále na zřeteli potenciální hrozbu detonačního splování v motoru, což platí i obráceně. Výskyt tohoto druhu spalování v motoru je vlastně jakousi pomyslnou horní hranicí možností přeplňování za daných podmínek (podmínky použitého paliva, teploty směsi apod., viz níže). Zvyšování výkonů leteckých motorů bylo vlastně neustálé zvyšování této hranice.
Na každý přeplňovaný zážehový motor, letecký tedy nevyjímaje, je při posuzování hranice detonačního spalování možné hledět z těchto základních úhlů pohledu:

Hlavní faktory ovlivňující hranici detonačního spalování:

a) Oktanové číslo benzinu a vlastnosti směsi benzinu se vzduchem.
b) Velikost růstu tlaků a teplot ve válci na konci kompresního zdvihu. Tento vliv je možno vystihnout příspěvkem kompresoru (plnící tlak a teplota) a kompresním poměrem motoru.
c) Velikostí předstihu zážehu.
d) Otáčky motoru.
e) Náchylnost (konstrukce) spalovacího prostoru ke klepání.
f) Dostatečným chlazením stěn pracovního prostoru válce.
g) Vnitřním chlazením směsi použitím výparného tepla přidaných látek.

Stále je ovšem nutné mít na zřeteli, že všechny tyto vlivy spolu úzce souvisí. Nejdůležitější jsou podrobněji popsány níže.

a) Oktanové číslo, kvalita směsi

Na obrázku č. 77 je graf vyjadřující závislost meze detonačního spalování na teplotě plnícího vzduchu. Mez detonačního spalování je vyjádřena plnícím tlakem.
Šrafovaná oblast je jisté „bezpečné“ optimum pro danou oktanovou hodnotu paliva. Z grafu vyplývá, že nižší teplota směsi umožňuje vyšší plnící tlak (a také vyšší výkon motoru). Kladný vliv má také oktanové číslo motoru a rovněž bohatost směsi. Tzv. „bohatá směs“ (větší poměr benzinu oproti vzduchu než v optimálním případě) umožňuje použít vyšší plnící tlak při daném oktanovém čísle motoru a teplotě směsi. Důvod je v tom, že větší množství paliva ve válci způsobí, že při odpaření tohoto paliva dojde k ochlazení spalovacího prostoru.
Závislost je vyjádřena při konstantních otáčkách motoru.


Obr. č. 77 – vliv teploty směsi na mez detonačního spalování

b) Vliv kompresního poměru motoru

Hodnota kompresního poměru motoru vlastně vyjadřuje „nastavené“ konečné tlaky a teploty na konci kompresního zdvihu. Na dalším obrázku je graf vyjadřující závislost kompresního poměru na mezi detonačního spalování.


Obr. č. 78 – vliv kompresního poměru na mez spalování

Graf popisuje situaci při konstantních otáčkách, oktanovém čísle 100 a bohaté směsi (0,9). Kompresní poměr je na ose x, na ose y je plnící tlak.

c) Vliv předstihu zážehu

Velikost úhlu předstihu zážehu je uvedena na obrázku č. .


Obr. č. 79 – vliv předstihu zážehu na mez detonačního spalování

2) Možnosti a způsoby zvyšování meze detonačního spalování u leteckých motorů za druhé světové války

Z důvodů uvedených výše, které všechny bez výjimky ovlivňují maximální dosažitelný výkon motoru, byla pozornost konstruktérů leteckých motorů silně zaměřena na oblast možností zvýšení meze detonačního spalování. Tato snaha se zaměřila jak do oblastí úpravy plnícího vzduchu použitím chladičů, tak i na možnosti vnitřního chlazení směsi. Problematika chlazení plnícího vzduchu je popsána výše, proto již nebude opakována. Zde je vhodné pouze zdůraznit vliv chladnější směsi na úroveň detonačního spalování (viz. obr. č. 77). O možnostech vnitřního chlazení směsi hovořeno nebylo, proto bude tato část popsána zde. Vnitřní chlazení směsi většině čtenářů nic neřekne, ale v podstatě nejde o nic jiného, než vhodné snížení teploty směsi použitím látek, které mají velké výparné teplo. Při odpaření následuje snížení teploty. Na tomto principu jsou založeny všechny vstřikovací systémy vody, metanolu apod., které byly u leteckých motorů používány pod různými zkratkami.
Zde je velmi důležité, aby si čtenář uvědomil, že žádný z těchto systému nemůže přímo zvýšit výkon motoru. Naopak, všechny tyto systémy přímo výkon motoru snižují, protože snižují teplotu hoření. Z tohoto důvodu je poté výkon motoru nutně nižší, než při hoření bez těchto látek v palivu.

Poznámka:

V dalším textu budou použity výrazy bez dalšího vysvětlování.

Vše vyplývá z těchto rovnic:



Konec poznámky.


Skutečnost, že výkony leteckých motorů u systémů vstřikování vody, směsi vody s methanolem, případně oxidu dusného rostou, totiž vyplývá z něčeho jiného. Tímto způsobem lze snížit nebezpečí detonačního spalování snížením teploty směsi (viz. výše) a zároveň zvýšit plnění válce. Do konstantního objemu spalovacího prostoru je za dané teploty totiž možno dodat pouze určité množství směsi a toto množství s klesající teplotou směsi roste. Tyto dva efekty poté způsobí zvýšení výkonu motoru s některým z těchto systému. Tento vliv je ovšem lepší označit jako nepřímý. Zároveň by bylo vhodné, aby si čtenář uvědomil, že se skutečně jedná o systém chlazení motoru. Všechny systémy vstřikování těchto přísad do motoru jsou chladící systémy, konkrétně zaměřené na vnitřní chlazení směsi. Nyní k jednotlivým systémům používaných u leteckých motorů za druhé světové války.

a) Systémy vstřikování vody a vody s přísadami methanolu (MW 30, MW 50)

Systémy vstřikování vody, případně vody s methanolem, fungují na výše popsaném principu. Jedná se o vnitřní ochlazení směsi, které „zvýší“ odolnost paliva proti detonačnímu spalování. Na dalším obrázku je výše uvedený graf teploty a tlaku:


Obr. č. 80 – vliv teploty směsi na mez detonačního spalování

V motoru, případně v sání před motorem nebo v kompresoru, dojde k vstříknutí přiměřené dávka vody, případně vody se směsí methanolu. Před vstřikem pracuje motor s tlakem v sání 0,17 MPa, tedy 1,73 ATA. Teplota směsi je 100 st. C, palivo má oktanové číslo 100. Po vstříknutí vody, nebo vody s methanolem, dojde k odpaření ve směsi vzduchu s benzinem. Tím dojde k ochlazení této směsi (vzduchu s benzinem). Dojde tedy k snížení teploty z bodu A do bodu M, např. o 20 st. C. Zatímco v okamžiku před vstřikem vody, nebo směsi vody s methanolem, pracoval motor v oblasti detonačního spalování (v oblasti mimo šrafovanou plochu), tak po ochlazení se již v oblasti detonačního spalování nenachází. Důležité ovšem je to, že nedošlo k poklesu plnícího tlaku motoru. Systém vstřikování vody nám tedy umožnil, aby motor pracoval s takovým plnícím tlakem, se kterým by v normálním případě pracovat nemohl. Princip činnosti všech systémů na vstřikování vody do směsi je stejný. Dále je zřejmé, že tento pokles teploty vytváří také výkonovou rezervu v motoru, kterou je možno využít. Konkrétně u našeho příkladu je možno následně zvýšit plnící tlak v krajním případě až na hranici detonačního spalování, tedy přibližně na 0,177 MPa (1,80 ATA). Tento proces je možno nazvat jako smysl vstřikování vody do motoru. Samozřejmě teoreticky platí, že čím více vody, tím větší ochlazení a zároveň větší nárůst výkonu (viz. graf). Toto ovšem platí pouze teoreticky, protože neúměrný pokles teploty by způsobil problémy s hořením ve válci. Tyto problémy by určitě převýšily výhody vstřikování vody.
Zde je ovšem třeba zdůraznit jednu velice důležitou věc, která u leteckých motorů musí platit. Je nutné, aby si čtenář uvědomil, že tento dodatečný tlak se musí někde vyrobit. Jediné zařízení, které ho může dodat je u leteckého motoru kompresor nebo turbodmychadlo. Problém nastane v okamžiku, kdy toto zařízení již není schopno tento tlak dodat. To zcela určitě nastane nad kritickou výškou (viz. první část této práce). Zde tedy již můžeme vstřikovat vodu, případně vodu s methanolem jak chceme, ale k žádnému nárůstu výkonu nedojde. Tento důležitý fakt je třeba si uvědomit.

Poznámka:

Nechť si tento fakt čtenář zkusí aplikovat i na oktanové číslo paliva. Zde je možno nalézt odpověď na otázku, proč je v různých memorandech o zavedení 150-ti oktanového paliva u spojeneckých letounů zdůrazňováno, že se jedná o palivo pro nízké nadmořské výšky. K memorandům viz. internet.

Systém MW 30 a MW 50 byl použit u německých motorů. Zkratka MW znamená německy methanol a voda a číslo 50 znamená poměr vody a methanolu. MW 50 má 49,5 % vody, 50 % methanolu a 0,5 % oleje. Systém MW 30 má 30 % methanolu, 69,5 % vody a 0,5 % oleje. Použití MW bylo omezeno výškou. Například u motoru DB 605 AS bylo (dle manuálu) přípustné použití systému MW 50 do výšky 8,5 km, u motoru BMW 605 A do výšky 6 km.
Systémy vstřikování vody u leteckých motorů používali také spojenci a to většinou pod označením „Water injection“ nebo „WEP“. Druhý výraz ovšem nutně neznamená pouze vstřikování vody.
Odpovědi na otázky o používání těchto systémů je možno nalézt na tomto webu, již zde byly řešeny.

b) Systémy vstřikování oxidu dusného (GM-1)

Systém GM-1, který byl použit u německých leteckých motorů pro zvýšení výkonu ve velkých výškách, je založen na částečně jiném principu. Do válce motoru je mimo směsi vstřikován také oxid dusný (rajský plyn). Ten se při hoření směsi rozpadá na kyslík a dusík. Dusík následně ve válci funguje na podobném principu, jako voda uvedená výše. Dusík tedy ochladí směs s podobnými důsledky, které jsou popsány u vstřikování vody. Mimo dusík se ovšem oxid dusný rozpadá ještě na kyslík. Tento způsobí ochuzení směsi (více vzduchu než benzinu). Následně můžeme přidat více benzinu k vyrovnání tohoto ochuzení, aniž by vznikla příliš bohatá směs. Výsledkem těchto dvou procesů je nárůst výkonu motoru.
U leteckých motorů je důležité, že na rozdíl od MW 30 nebo MW 50 lze systém GM-1 použít i ve velkých nadmořských výškách. Není totiž nutné dodávat dodatečný tlak kompresorem nebo dmychadlem. Dostatek kyslíku ke spalování se vyrobí přímo rozkladem oxidu dusného. To je velmi důležitý rozdíl mezi oběma systémy. Na následujícím obrázku je schéma systému GM-1.


Obr. č. 81 – schéma systému GM-1

Otázky doby použití a konkrétní zvýšení výkonu motoru je také možno najít na tomto fóru.

c) Ostatní systémy zvyšování výkonu -C3-Einspritzung

C3-Einspritzung je systém použitý u německých motorů na vstřikování benzinu do sání kompresoru. Otázkou zůstává, zda lze tento systém obecně označit jako systém zvyšování výkonu. U daného motoru, kde byl použit, zcela určitě, ale obecně spíše ne. Principu a výhodám komprese směsi ve srovnání s kompresí čistého vzduchu jsme se okrajově dotkly již v druhé části této práce. Jde o to, že komprese směsi je účinnější, než komprese čistého vzduchu. Při takto umístěném vstřiku benzinu dojde k snížení teploty směsi a to umožní kompresoru její vyšší stlačení. Problém obecného označení tohoto systému jako systém zvyšování výkonu motoru je v tom, že spojenecké motory ve většině případů používali karburátor před kompresorem. Proto kompresor stlačoval směs vzduchu a benzinu. To mělo kromě několika nevýhod (viz. výše) výhodu v tom, že tyto motory měly zjednodušeně vzato tento systém neustále. Je to ovšem zjednodušený pohled, samotný C3-Einspritzung byl pravděpodobně účinnější než umístění karburátoru před kompresor.

S tímto rovněž souvisí výhody a nevýhody použití karburátoru, případně přímého vstřikování. Toto srovnání není zařazeno v této práci a bylo by na hodně dlouhou diskuzi. Jenom ilustrativně lze uvést, že spojenecké letecké motory nepřešly na systémy přímého vstřikování a to i přes to, že na problémy s karburátory narazily velmi brzo (bitva o Británii). Logickým krokem by byl přechod na přímé vstřikování, ale spojenecké letecké motory i nadále používali upravené karburátory. To je samo o sobě důležitým ukazatelem.

Konec čtvrté části

Závěr

Závěrem by bylo vhodné uvést, že se jedná pouze o malý nástin do problematiky leteckých motorů. Jako autor textu si nedělám patent na rozum, určitě se zde objeví nějaké chyby a nedostatky. Proto bych chtěl požádat všechny, kteří by byly ochotni přispět k případnému dalšímu rozvoji, aby tyto chyby uvedli. Totéž se týká případných zdrojů, které jsou hlavním limitem. Je nutno si uvědomit, že se vždy jedná o motory staré 60 let a dostupné informace nejsou nijak velké. Odjíždět studovat materiály někam do ciziny samozřejmě v našich podmínkách nelze.
Hlavně bych ocenil jakékoliv informace o mechanice, dynamice a konstrukci hvězdicových motorů v češtině. Po poměrně dlouhém hledání jsem dospěl k názoru, že odborná literatura na toto téma v českém jazyce asi neexistuje.

Případné dotazy adresujte do fóra.

Použité zdroje

1) http://www.palba.cz (nejlepší server)
2) http://www.terra.es/personal2/matias.s/fw190.htm
3) http://www.airpower.au.af.mil/airchroni ... becker.htm
4) http://www.oldengine.org
5) http://www.missthriftway.com
6) http://www.enginehistory.org
7) http://www.woodvale-rally.org.uk
8) http://rwebs.net
9) http://aviation-ancienne.forumactif.com
10) http://www.j-aircraft.org
11) http://warbirdsforum.com
12) http://www.nefo.med.uni-muenchen.de
13) http://www.ww2aircraft.net
14) http://en.wikipedia.org
15) http://www.centennialofflight.gov
16) http://www.eagle.ca/~harry/aircraft/tem ... /index.htm
17) http://www.physik.uni-wuerzburg.de
18) http://www.spitfireperformance.com/
19) http://bredow-web.de
20) http://www.ec.erau.edu
21) Příručka pilota ULL, Josef Zika, ISBN 80-238-7195-1
22) Spalovací motory I, Macek, Suk, Praha 1994, ISBN 80-01-00919-X
23) Letectví a kosmonautika, ročník 1981, 1982, 1986
24) Spalovací motory III, Matějovský, Novák, Němec, Praha 1994, ISBN 80-01-00250-0
25) Konstrukce spalovacích motorů, Tesař, Šefčík, Pardubice 2003, ISBN 80-7194-550-1
26) Originální manuály a příručky k jednotlivým motorům
27) Vlastní zdroje

[Thór]

Ikala- nevím jak tenhle článek okomentovat, že by vynikající? To asi nebude dostatečné.....Ač se ve spoustě věcí orientuju pouze mlhavě a okrajově jsem nadšen. Tohle ocení na plno jenom ty největší kalibry mezi Palbáky-specialisty.Je to super

P.S. myslím že v knize Velký Cirkus, je termín " 20 boostů přípusti", nevíš o co se jedná (jak bych si to měl pro mě pochopitelně přeložit?), je to vyjádření jednotek plnicího tlaku?.......

[skelet]

s otevřenou "hubou" padám na zadek a nevěřícně koukám! Bravo!

[Hans S.]

Ano, článek je sehr gut. To je pak radost se tady na Palbě pohybovat

P.S. myslím že v knize Velký Cirkus, je termín " 20 boostů přípusti", nevíš o co se jedná (jak bych si to měl pro mě pochopitelně přeložit?), je to vyjádření jednotek plnicího tlaku?.......

Velký cirkus není dobré brát zcela jako literaturu faktu, hlavně starší vydání balancovala kdesi mezi literaturou faktu a takřka až beletrií. 20 boostů přípusti bude opravdu vyjádření plnicího tlaku. Britové jej měřili v librách na čtverečný palec. Toto bude téměř jistě hodnota ze Spitfiru (plnicí tlaky na RR Merlin se za WW2 pohybovaly, pokud vím, maximálně do 25 lb/sq.inch), určitě ne Tempestu (asi do 13 lb/sq.inch). Pokud vím, tak Clostermann za války na ničem jiném, co by přicházelo v úvahu, nelétal.

[Thór]

Hans-díky Clostermann sice zkoušel i Typhoon, ale bojově na něm nelétal.
P.S.-pokud si předstvuješ tuhle kvalitu článků obecně, tak končím s příspěvky. Na tohle nemám a nikdy mít nebudu...............

[Hans S.]

Typhoon používal podobný (nebo dokonce snad stejný) motor, jako Tempest. Pochybuji, že se u něj používaly vyšší plnicí tlaky.

Thór, tvoje články jsou rozsáhlé a pěkně se čtou - vůbec se mi líbí kvalita článků, které poslední dobou na Palbu přibývají, kvalita roste Ale zde bych to neprobíral.

[lkala]

Zapoměl jsem poděkovat Hasnovi.s. za pomoc při sestavování tohoto článku na Palbu. Velmi mě pomohl, proto děkuji.
Dalo by se toho určitě napsat více, ale vše je limitováno dostupnými zdroji. Například o těch motorech se šoupátkovým rozvodem je toho skutečně málo, kromě jednoho výtřižku ze starého časopisu s nákresy, jsem nic jiného nenašel. Tento typ rozvodu se přestal používat, v dnešní době se s ním nesetkáš, proto je těžké nějak ho rozvádět. Boost je vždy plnící tlak, co přesně je 20 boostů přípusti je těžko říct, ale určitě se to bude týkat plnícího tlaku. Snažil jsem se to napsat maximálně netechnicky, ale pokud by někdo něčemu nerozuměl, napiště. Zkusím to vysvětlit jinak, samozřejmě pokud budu vědět.

[Tunac]

Smekám.
Budu si toto vlákno přečís na několikrát, je tam mnoho faktů.

[Pátrač]

Ikala - - ten čánek co jsi zde uvedl je něco neuvěřitelného.
Osobně bych Ti chtěl poděkovat -vrátil jsi mě o 25 let časem zpět na vysokou a k podplukovníkovi Medovarskému, který nás vyučoval konstrukci leteckých motorů.

Zkoušky jsem z toho dělal také a měl jsem tři otázky:

1. Hydraulický ráz ve hvězdicovém motoru
2. Vysokooktanová letecká paliva, výkonostní číslo leteckého benzinu
3. Motor AŠ 82V

K tomuto článke se ještě několikrát vrátím a možná i něčím po Tvém schálení přispěji.

Hluboce smekám a doufám že pro nás máš rozpracováno něco dalšího.

[Petr1]

K těm šoupátkovým rozvodům. To šoupátko vykonávalo rotační pohyb z důvodu oddělení plnění a vyprazdňování válce (čtyřtaktní motor). Hodně zjednodušeně. Odstraněním šoupátka zmizí většina problémů, změníme časování a máme dvoutaktní motor. Má sice větší spotřebu ale i řadu výhod. Nepokoušel se o to někdo? U tankových motorů se to v současnosti celkem prosadilo.

[Tempik]

Díky ze velmi pěkný, ucelený a přehledný článek. Dost věcí se mi osvětlilo a určitě jsem se dozvěděl i hodně nového. Určitě si ještě vzpomenu na nějaké dotazy, teď zpracovávám tu hromadu informací pohromadě. :-D

[Tempik]

Už vím!
Jak fungoval u britských motorů (merlin, grifon, sabre...) tzv. Combat Power, kdy byl zvednut plnící tlak ještě navíc? Bylo to jen zvýšením otáček motoru, tím pádem i otáček kompresoru, který pak dával o to větší tlak směsi do motoru, nebo tam byl třeba nějaký mechanický převod navíc, který roztočil kompresor o něco víc?

[Ekolog]

Děkuji za skvělý, opravdu excelentní článek. K šoupátkovým motorům. Letecké motory používaly téměř výhradně plášťových šoupátek a to buď jedno nebo i dvě šoupátka ve válci. Ta konají buď pohyb posuvný nebo otáčivý. Mělo to dvě zásadní výhody. Snížil se obrys motoru, následně čelní plocha konstrukce a tím i odpor vzduchu. Šoupátka umožňovala použít vyšší komprese, až o 2 stupně a tím dosáhnout vyšší termodynamické účinnosti motoru. U klasického ventilového motoru totiž směs při vyšší kompresi dostává detonaci od horkého výfukového ventilu. A čím větší vrtání, tím větší náchylnost k detonacím. K váhovému porovnání ventilového a šoupátkového motoru nemám informace. O plnění již byla řeč. Šoupátka jsou hnána klikami. U ventilového rozvodu se dá dosáhnout lepšího časování rozvodu tvarem vačky a tím i určité eliminace menších průřezů sacího a výfukového kanálu.
Šoupátka byla oblíbená už v počátcích letectví, ale výroba šoupátkového motoru byla velmi technologicky náročná.
Mazalo se i ricinovým olejem. Z praxe vím, že není náchylný k zadírání, ale podrobnosti o jeho použití neznám. Jen připomínám, že se létalo v otevřených kabinách, motory spotřebovaly mnoho oleje. Co to pak dělalo, když si pilot olízl rty nechám jen domyslet ...
Po II. sv. válce se objevila šoupátka na britských dopravních letadlech. Typ stroje bych musel hledat. Ale to byla labutí píseň šoupátek.

[lkala]

Petr1:

"K těm šoupátkovým rozvodům. To šoupátko vykonávalo rotační pohyb z důvodu
oddělení plnění a vyprazdňování válce (čtyřtaktní motor). Hodně zjednodušeně.
Odstraněním šoupátka zmizí většina problémů, změníme časování a máme dvoutaktní
motor. Má sice větší spotřebu ale i řadu výhod. Nepokoušel se o to někdo?
U tankových motorů se to v současnosti celkem prosadilo."

Netvrdím, že v nějakém prototypu letecký dvoudobý motor neexistoval, ale žádný
ze známějších leteckých motorů nebyl dvoudobý. Současné názory na tyto motory
jsou hodně různé. Někteří je považují do budoucnosti za velmi perspektivní,
jiní je dávno zavrhli. U leteckých motorů se neprosadily.
Nějaké letecké dvoudobé motory jsem našel před první světovou válkou, ale po
roce 1918 jsem již žádný nenašel.

Tempik:

"Jak fungoval u britských motorů (merlin, grifon, sabre...) tzv. Combat Power,
kdy byl zvednut plnící tlak ještě navíc? Bylo to jen zvýšením otáček motoru,
tím pádem i otáček kompresoru, který pak dával o to větší tlak směsi do motoru,
nebo tam byl třeba nějaký mechanický převod navíc, který roztočil kompresor o
něco víc?"

Já jsem se v té práci vyhnul regulaci leteckých motorů. To nebyla náhoda, udělal
jsem to záměrně. Po pravdě řečeno, tak v oblasti řízení leteckých motorů mi nejsou
některé věci zcela jasné a nechtěl jsem psát nesmysly. V současné době k té regulaci
motorů sháním další materiály, ještě se k tomu chci vrátit. Vydrž tak týden, nastuduji
ty nové materiály a potom se ti pokusím odpovědět.
Předběžně se dá říct, že je možné jak zvýšení tlaku, tak i zvýšení otáček ale i
zvýšení tlaku i otáček. Možná i snížení tlaku a zvýšení otáček, snížení otáček
a zvýšení tlaku apod. Musím se na to podívat, proto si beru tu lhůtu.

Ekolog:

Děkuji za informace o šoupátkách, jak jsem napsal skutečně se k tomu nedá
skoro nic sehnat. Pokud by jsi mě mohl doporučit nějaký zdroj na toto téma,
byl bych rád. Výfukový ventil je skutečně horké místo a pro detonační
spalování klíčové. U šoupátek by mě zajímalo hlavně to mazání. Při psaní
práce jsem někde (na webu, ale už přesně nevím kde) narazil na informaci,
že z hlediska spolehlivosti byla velmi důležitá také kvalita jejich klik, které
hodně často odcházely.


Pokud chce někdo přispět, samozřejmě může, budu rád. Do budoucna bych chtěl
tento článek ještě dále rozšířit.

[kopapaka]

Závěrem by bylo vhodné uvést, že se jedná pouze o malý nástin do problematiky leteckých motorů.

Ani nechci domyslet, jak by to vypadalo, kdyby ses pustil do podrobnějšího rozboru...
Jeden malý dotaz, co to bude příště? Nebylo by něco z oblasti Sovětských vrtulníků, jmenovitě motory TV2-117, TV3-117...?

[Ekolog]

Informace o šoupátkách snad jedině Technická knihovna v Praze. Mechanici, kteří se šoupátky pracovali již odešli, dnešní jsou zaměřeni jinak. Co se týká dvoutaktů v letectví používají se u malých letadel, kde nevadí jejich neúsporný chod. Dvoutakty se používaly jako letecké diesely s protiběžnými písty - Německo před II. sv. válkou. Slepá vývojová cesta.
Připomínám, že odstaněním šoupátka nevytvoříme dvoutakt, to je naprosté nepochopení tepelného cyklu zážehového motoru.
Malá životnost klik u šoupátkových motorů je podle mého mínění způsobena nárůstem středního tlaku, což materiály klik již neunesly.

[lkala]

kopapaka:
"Ani nechci domyslet, jak by to vypadalo, kdyby ses pustil do
podrobnějšího rozboru... Very Happy
Jeden malý dotaz, co to bude příště? Nebylo by něco
z oblasti Sovětských vrtulníků, jmenovitě motory TV2-117, TV3-117...?"

Zatím nechci opouštět pístové letecké motory. Další téma momentálně
neplánuji, chtěl bych průběžně doplňovat tohle o další kapitoly.