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개인 운송: 지상, 해상, 항공
항공기 모터. 개인 수송
그들의 설계자가 기술적으로 능숙한 사람일 수도 있고 내연 기관 이론의 기본 원리에 충분히 익숙하지 않은 사람일 수도 있다는 것은 의심의 여지가 없습니다. 이 기사에서 우리는 지난 모스크바 초경량 항공기 회의에서 발표된 엔진에 대한 분석과 내연 기관의 매개변수 선택에 대한 몇 가지 조언을 제공하려고 노력할 것입니다. 이를 준수하면 상대적으로 비용이 많이 들고 긴 검색 시간이 단축됩니다. 경로를 탐색하고 기술적 위험 가능성을 크게 줄이는 데 도움이 됩니다. 랠리에서 선보인 모든 항공기 내연 기관은 세 가지 범주로 나눌 수 있습니다. 1. 직렬(보트, 오토바이, 스노모빌의 내연기관, 자동차), 큰 변경 없이 개조됨. 2. 직렬 모터의 부품을 광범위하게 사용하는 자체 설계. 3. 처음부터 만든 독창적인 개발. 경쟁 모터를 포함한 이러한 모터는 표 1에 요약되어 있습니다. 열 1은 수직으로 유효 최대 전력 N을 나타냅니다.전자 최대, 샤프트 M의 토크를 사용하여 프로펠러를 회전시키는 데 소비됩니다.cr 축 추력으로 변환됩니다. 동력 장치의 출력을 판단하고, 프로펠러-모터 그룹의 특성을 구성하고, 프로펠러를 선택하여 엔진과 연결하려면 외부 특성, 즉 엔진이 다양한 상황에서 개발할 수 있는 최대 출력 곡선이 있어야 합니다. 스로틀을 완전히 연 상태에서 속도를 높입니다. 모든 아마추어가 사용할 수 없는 브레이크 스탠드에서 테스트하면 정확한 데이터를 얻을 수 있습니다. 동력 및 크랭크축 속도의 지점이 하나 이상 있는 경우 이론적 계산을 기반으로 외부 특성을 구성하는 대략적인 방법이 있습니다(일반적으로 공장 데이터에 표시됨). 표 1(확대하려면 클릭)
이 방법은 연료 혼합물의 조성이 일정할 때 내부 손실을 극복하기 위해 소비되는 동력이 대략 속도의 제곱에 비례하여 변한다는 사실로 구성됩니다. 나타내다:N1 - 표시기 전원, l. 와 함께.; Ntr - 피스톤의 마찰력, 퍼징 중 펌핑 손실, 점화 장치 회전, 분배 장치 등을 극복하기 위해 소비되는 전력 Ne - 유효 전력; N1', Ntr', n' rpm - 현재 출력 및 회전수 값입니다. 다음 :N1'=N1*(n'/n), (1) Ntr'=Ntr*(n'/n)2. (2) 전원 Ntr 기계적 효율(ηм), 이는 크랭크축 속도가 0,8-0,9rpm인 엔진의 경우 4000-6000 범위이고, 고속 엔진의 경우 0,6-0,8입니다.예를 들어, 이 방법을 사용하여 RMZ-640 엔진의 외부 특성을 구성해 보겠습니다. 공장에서 선언한 최대 유효 전력: N전자 최대= 27리터 와 함께. 5250rpm에서 우리는 기계적 효율성 η을 받아들입니다.м=0,87, 표시 전력 N1=N전자 최대/²м\u27d 0,87 / 31 \uXNUMXd XNUMX리터. 와 함께. 마찰력: Ntr=N1-N전자 최대=31-27=4리터. 와 함께. 식 (1, 2)로 결정하자 N1', Ntr', Ne', 이전에 일련의 속도 값 n rpm으로 지정하고 그 결과를 표에 요약합니다. 2. 이 데이터를 바탕으로 외부 특성 N을 구성합니다.e=f(n)(그림 1). 표 2
최대(또는 이륙), 정격 및 작동 최대 출력이 있습니다. 최대 출력 N전자 최대 엔진이 지상에서 최대 속도로 작동할 때 얻어집니다. 이 모드는 엔진에 스트레스를 주며 3~10분으로 제한됩니다. 최대 10-15% 미만의 전력을 정격(N이놈). 1~1,5시간 이내로 오랫동안 사용할 수 있습니다. 작동 전력(N전자 전)가 최대값보다 25~30% 작으면 이 출력에서 엔진 작동 시간은 제한되지 않습니다. 전력 유형에 해당하는 회전수를 최대, 공칭 및 작동이라고 합니다. 엔진 출력 자체는 질량과 상관 관계가 있어야 하기 때문에 장점을 나타내지 않습니다(2열 참조). 질량은 항공기 엔진 설계에 큰 영향을 미치며 모든 부품의 응력 정도를 결정합니다. 건질량과 비행질량에는 차이가 있습니다. 항공에서 엔진의 건조 질량에는 일반적으로 기화기, 흡입 파이프, 마그네토, 점화 플러그 및 와이어, 시동 시스템 부품, 배기관 플랜지(파이프 자체는 아님), 디플렉터, 가솔린과 같은 많은 구성 요소가 포함됩니다. 그리고 오일 펌프. 건조 질량을 계산할 때 프로펠러와 허브, 후드, 배기관, 물 라디에이터, 발전기, 제어 및 측정 장비 및 이에 대한 배선은 고려되지 않습니다.프로펠러 구동 장치의 비행 중량에는 오일과 연료로 채워진 탱크를 포함하여 비행에 필요한 모든 장치의 무게가 포함됩니다. 엔진의 중량 품질에 대한 객관적인 기준인 비행 중량은 항공기의 목적과 유형에 따라 소모성 부하(연료, 오일)를 고려하기 때문에 불편합니다. 이러한 구성 요소의 총 질량은 쉽게 결정되지 않으므로 모터의 질량은 덜 완전하지만 보다 정확하게 정의된 건조 질량 개념이 특징입니다. 열 3은 특정 질량에 따른 다양한 출력의 모터에 대한 비교 평가를 보여줍니다. 지=지dv/N이맥스, 어디에서 Gdv - 엔진의 건조 중량, kg; N전자 최대 - 최대 전력, l. 와 함께. 비중을 계산할 때 일반적으로 모터의 건조 질량은 최대 출력과 관련이 있습니다. 비중은 항공기 엔진의 품질을 나타내는 가장 중요한 지표 중 하나입니다. SLA용 현대 서부 내연기관의 비중은 0,5~0,6kg/l입니다. s., 가장 대표적인 경우는 0,25-0,4 kg/l입니다. 와 함께. 예를 들어, 미국 회사 "Kolbo Corp"의 SLA용 XNUMX행정 내연 기관의 비중은 다음과 같습니다. g kg/l. 와 함께. N전자 최대 엘. 와 함께. 0,32 6 0,25 18 0,23 25 랠리에서 발표된 엔진에 대한 통계는 다음과 같은 지표를 제공합니다. 전체 ICE 차량의 34%가 0,61~0,91kg/l입니다. s., 나머지 66% - 1~2kg/l. pp.는 초경량 항공기용 특수엔진보다 4~5배 더 많은 수치이다.가장 좋은 지표는 M-18 경쟁 엔진에 대한 것입니다: g=0,34 kg/l. s., 최악의 경우 2,04kg/l. 와 함께. Dnepr MT-10 엔진. 유사성 이론에 따르면 기하학적으로 유사한 엔진의 경우 질량은 실린더 직경의 세제곱에 비례하고 출력은 직경의 제곱에 비례하는 것으로 알려져 있습니다. 지=지dv/N전자 최대=A*(디3/D2)=광고. 실제로 이러한 관계는 관찰되지 않습니다. 왜냐하면 많은 부품의 단면이 생산 조건에 따라 지정되기 때문에 크기가 다른 동일한 이름의 부품 간의 엄격한 기하학적 유사성은 불가능하기 때문입니다. 주조 두께, 강성, 설치 조건 등에 따라 이러한 단면 크기는 일정한 것으로 간주될 수 있습니다. 이후: Gdv=광고2. 통계에 따르면 중형 및 대형 엔진은 이 관계를 잘 따르고 있으므로 다음과 같습니다. 지=지dv/N전자 최대=A*(디2/D2)=A=상수. 이 의존성은 질량이 증가하는 방향으로 작은 D 영역에서 위반되며 위에 나열된 기술적 이유뿐만 아니라 마그네토, 스파크 플러그, 기화기 등과 같은 서비스 장치의 질량이 - 엔진의 크기에 거의 의존하지 않습니다. 대형 엔진 크기에서는 중요하지 않은 이러한 부품의 상대적 질량은 엔진 볼륨이 감소함에 따라 증가합니다(그림 2).
4열에는 리터 출력 값이 표시되는데, 이 값은 엔진의 완성도를 위한 중요한 매개변수입니다. 아시다시피 모터의 힘: N전자 최대=(피e*Vs*n최대)/(225*i), 어디에서 Pe - 평균 유효 압력, kg/cm2, Vs - 엔진 변위, cm3, n - 회전 속도, rpm, 나는 - 전술. 여기에서 리터 전력이 표현됩니다. Nл=N전자 최대/Vл, 나. 에스./엘. 리터 출력이 증가하면 엔진의 크기와 무게가 감소합니다. 리터 출력 측면에서 가장 높은 수치는 XNUMX행정 엔진 IZH-Sport, N의 경우입니다.л=91,5리터. s./l, Skoda 39행정 엔진에서 가장 작은 80리터. s./l. 제시된 엔진의 약 XNUMX%가 N을 가지고 있습니다.л 46에서 63리터. s./l. 서양에서 널리 사용되는 UAV용 80행정 엔진인 "Rotaps", "Hirt", "Kyun", "Kawasaki"는 Nl = 105...XNUMXhp를 갖습니다. s./l. 따라서 랠리에서 선보인 엔진에는 부스팅을 위한 예비비가 있습니다. 유사성 이론에 따르면 리터 출력은 실린더 직경에 반비례한다는 것이 알려져 있습니다. 즉, Nл=A/D, 동안 f시원한=F시원한/Us=D2/D3=A/D 어디에서 f시원한 - 실린더 부피에 대한 냉각 표면의 비율, F시원한 - 냉각 표면, Us 는 실린더의 부피이고, 즉, 실린더 직경이 감소함에 따라 단위 부피당 냉각 표면적이 증가하여 작은 직경의 실린더의 냉각 성능이 향상되고 열 손실이 증가하며 열 효율 θ가 감소합니다.t, 그러나 동시에 이를 통해 압축률을 높이고 eta 감소를 보상할 수 있습니다.t즉, 열효율의 증가를 기 대해서는 안됩니다. 5열은 엔진의 사이클 시간을 나타냅니다.400행정 또는 450행정 중 어떤 엔진이 UAV에 더 적합한지 결정해 보겠습니다. 연료 소비 수준부터 시작해 보겠습니다. 200행정 내연기관의 경우 250~2g/hp/h이고, XNUMX행정 내연기관의 경우 XNUMX~XNUMXg/hp/h입니다. 즉, XNUMX행정 엔진의 특정 소비량입니다. XNUMX행정 엔진보다 평균 XNUMX배 더 높습니다. 그러나 후자는 더 큰 질량과 더 큰 공기 저항으로 인해 SLA에 덜 유익한 것으로 판명될 수 있습니다. 왜냐하면 유효 출력의 일부가 더 무거운 엔진을 공중에서 움직이고 유해한 저항을 극복하는 데 소비되기 때문입니다. 따라서 비행 효율성은 톤 킬로미터당 연료 소비량으로 가장 완벽하게 특징 지어집니다. 이 지표는 효율성 외에도 프로펠러 엔진 설치의 공기 저항량, 프로펠러 효율성 및 기타 여러 지표, 즉 정도를 결정하는 전체 요소 집합을 고려합니다. 항공기의 완성. 10행정 및 1행정 엔진의 엔진 총 질량과 시간당 연료 공급량을 계산해 보겠습니다. SLA에 사용되는 출력과 용량이 유사한 Dnepr MT-10 및 Vikhr 엔진을 살펴보겠습니다. g에서 MT-XNUMX의 경우 XNUMX시간 동안 연료 비축c\u200d 7,2g / hp h - XNUMXkg 및 g의 "회오리 바람"c=400g/hp.h - 12kg. 엔진과 연료의 총 질량은 Dnepr MT-67,2 엔진의 경우 10kg, Vikhr 엔진의 경우 36kg입니다. 따라서 25행정 엔진을 기반으로 하는 프로펠러 설치는 35행정 엔진을 기반으로 하는 프로펠러 설치보다 훨씬 무겁습니다. SLA의 VMU 질량은 빈 SLA 질량의 XNUMX~XNUMX%를 차지하므로 매우 중요합니다.UAV 제조에 새로운 재료, 기술 및 프로파일을 사용하면 기체 질량이 낮은 설계가 등장하게 됩니다. 이 경우 VMG의 상대적 질량은 더욱 증가합니다. XNUMX행정 엔진은 특정 연료 소비가 결정적인 장거리 비행에서 XNUMX행정 엔진에 비해 부인할 수 없는 이점을 갖습니다. 우리는 이미 비중과 리터 출력에 대한 실린더 부피(표 1 참조)의 영향에 대해 이야기했습니다. 이제 실린더 크기가 표시기 효율성에 미치는 영향을 살펴보겠습니다. 지표 효율 θ는 다음과 같습니다.і - 엔진에 공급되는 모든 에너지에 대한 일로 변환된 열에너지의 비율. 부피는 직경 D의 세제곱에 비례하여 변하기 때문에3, 표면은 원통 직경 D의 제곱입니다.2, 유사한 설계의 엔진의 열 손실은 크기에 반비례합니다. 다른 조건이 동일하다면 실린더 직경이 증가할수록(동일한 피스톤 속도에서) 표시기 효율이 증가합니다.따라서 소형 내연 기관의 열효율은 상대적으로 낮고 특정 연료 소비량은 더 높아집니다. 표 1은 실린더, 피스톤의 치수 및 상대 스트로크 S/D를 보여줍니다. 이러한 매개 변수는 서로 밀접하게 관련되어 있으므로 함께 고려해 보겠습니다. 문제의 거의 모든 엔진은 XNUMX보다 작은 상대적 스트로크를 가지며, 짧은 스트로크 엔진은 긴 스트로크 엔진에 비해 여러 가지 장점이 있습니다. 여기에는 단면적이 큰 채널을 배치하여 충전량을 늘릴 수 있는 가능성이 있습니다. 실린더; 평균 피스톤 속도가 감소하여 기계적 효율성이 향상됩니다. 마지막으로, 단행정 내연기관은 장행정 내연기관보다 더 컴팩트합니다.다음 표시기는 피스톤 속도입니다. V결혼=(S*n)/30, 여기서 S - 피스톤 스트로크, m; n -크랭크 샤프트 회전 속도, rpm. 표에 제시된 엔진의 평균 피스톤 속도는 8,4m/s ~ 17m/s입니다. 이 표시기는 엔진 부품의 동적 부하, 실린더 충전 및 피스톤과 베어링의 마찰에 소비되는 에너지 양에 심각한 영향을 미칩니다. UAV용 특수 엔진의 평균 피스톤 속도는 12~15m/s입니다. 고려 중인 발전소의 크랭크샤프트 회전 속도(표 1 참조)는 4500rpm에서 8000rpm이다. 내연기관의 동력은 속도에 따라 결정되는 것으로 알려져 있습니다. 그러나 부스팅에는 엔진 부품의 회전 및 병진 운동 질량의 관성력이 급격히 증가하고(속도의 제곱에 비례) 결과적으로 마찰 손실이 증가하므로 기계적 강도가 증가해야 합니다. 엔진 부품의 변경 및 베어링의 작동 조건 변경. 반면, 속도 증가는 실린더 헤드, 피스톤, 점화 플러그의 냉각에 의해 제한됩니다. 속도가 증가함에 따라 실린더에서 열 제거가 증가하기 때문입니다. 또한 회전 속도는 평균 피스톤 속도에 의해 제한되며 퍼지 중 유압 손실이 급격히 증가하여(피스톤 속도의 제곱에 비례) 충전이 감소하고 엔진 출력이 감소합니다. 동시에 회전 속도를 특정 한계까지 높이면 θ가 향상됩니다.і. 표 1에는 평균 유효 압력과 압축비도 나와 있습니다. 전력 공식에서 전력을 증가시키는 두 가지 주요 방향이 있음이 분명합니다. 이는 속도와 압력 P를 증가시키는 것입니다.e. 앞서 우리는 속도가 전력에 미치는 영향을 살펴보았습니다. R을 어떻게 증가시킬 수 있는지 봅시다e. 이는 E 압축비를 높이면 쉽게 달성할 수 있습니다(XNUMX행정 엔진의 경우 유효 압축비가 사용됨). Eeff= (Veff+V참조 번호)/V참조 번호어디에서 Eeff - 배기 포트의 상단 가장자리에서 TDC까지 피스톤에 의해 설명되는 유효 부피, V참조 번호 - 연소실의 부피 (표 3 참조) 표 3
이 방법은 간단하고 출력을 높이는 것 외에도 연료 소비를 줄여주기 때문에 좋습니다. 그러나 단점도 있습니다. E의 증가는 압축 행정 말기의 온도 및 압력의 증가를 동반하여 연소 압력 P의 급격한 증가를 초래합니다.e따라서 더욱 내구성이 뛰어난 부품이 필요하게 되고 연료 및 오일에 대한 요구 사항이 더욱 까다로워집니다. 그러나 P 증가로 인한 전력 증가 효과e 물리적 한계가 15~20% 이상이므로 전력을 늘릴 수 없습니다. 10-12의 압축비에서는 출력 증가가 이미 미미합니다. 실질적인 이점의 관점에서 압축비를 어느 정도까지 늘릴 수 있습니까? 리프트 Pz 및 ηt E가 4에서 8로 증가함에 따라 추적할 수 있습니다. 계산 측면을 생략하고 결과를 제시합니다. 4, 5, 6, 7, 8과 같은 압축비 E는 연소 압력 P에 해당합니다.z 25,3kg/센티미터2, 34kg/cm2, 44,0kg/cm2, 54,2kg/cm2 65,5kg/cmXNUMX2. 이는 E가 7에서 8로 증가하면 효율성 θ가 증가함을 보여줍니다.t 4,6%에 불과한 반면, 연소 압력은 54,2에서 65,5kg/cm20, 즉 XNUMX% 증가합니다. 따라서 실제로는 최적의 압축비와 θ 사이에서 절충이 이루어져야 합니다.t (그래프 참조). 실제 사용을 위해 어떤 상황에서도 폭발하지 않는 연료를 작업할 때 최대 유익한 압축비 값을 권장할 수 있습니다. R을 높이는 또 다른 방법e 입구의 혼합물 압력을 증가시키는 것으로 구성됩니다. XNUMX행정 엔진의 경우 P가 증가합니다.e 흡기 및 배기에 공진 파이프를 사용하여 달성됩니다(1903년에 그가 발견하고 출력이 1923% 증가한 60년 Humo 엔진에서 처음 구현된 Cadenasi 효과). 예를 들어, 튜닝된 배기 시스템은 엔진 중량을 크게 늘리지 않고도 출력을 최대 30~40% 증가시키고 효율성도 향상시킵니다. 레이즈 Pe XNUMX행정 엔진은 훨씬 더 큰 어려움과 관련이 있습니다. 밸브 타이밍의 간단한 변경조차도 설계자에게 캠축 제조, 시트 보링 및 새 밸브 설치 등의 심각한 기술 및 설계 작업을 제공합니다. 우리의 통계는 다음과 같은 P를 제공합니다.e: 9,5행정 내연기관용 10 ~ XNUMXkg/cm2, 3,6 행정은 6,6 ~ XNUMX kg / cm2, 40행정 엔진의 XNUMX%에서 Pe 5,1~6,5kg/cm 범위2, 이는 좋은 지표입니다. 동시에 RMZ-640 엔진(랠리에서 가장 일반적인 엔진 중 하나)에는 R이 있습니다.e 3,6kg/cm에 불과합니다.2, 이는 전력 증가를 위한 예비비를 나타냅니다. R을 데려온 후e 최대 5kg/cm2즉, XNUMX행정 내연기관의 평균값으로 증가합니다. N전자 최대 30-35 리터를받은 38-40 %. 와 함께. 저자는 이 엔진을 개선하기 위한 작업을 수행했습니다. 수정 사항은 주요 채널보다 2~3° 작은 단계의 XNUMX개의 추가 퍼지 채널, 피스톤의 창 및 E 증가로 구성되었습니다.eff. 이 수정을 통해 수정 전의 84kg에 비해 피치 H = 1,08m의 프로펠러 Ø = 0,5m에서 70kg의 추력을 제거할 수 있게 되었습니다. 표 1을 사용하면 나사 감소 값도 확인할 수 있습니다. 프로펠러의 효율은 동적 피치에 따라 달라지는 것으로 알려져 있습니다. λ=V/nc*D, 여기서 V - 비행 속도, m/s; nc - 초당 프로펠러 회전 수; D - 나사 직경, m. 스크류 효율은 λ=1-1,5에서 최대값을 갖습니다. λ 값이 높거나 낮을수록 나사의 효율이 감소합니다. 이는 비행속도와 프로펠러의 회전수가 일정한 비율을 이루어야 함을 보여준다. 최신 고속 모터의 경우, 특히 저속 항공기에 모터를 설치할 때 동적 피치 감소로 인해 프로펠러 효율이 0,3-0,5로 크게 떨어집니다. 따라서 프로펠러를 크랭크 샤프트에서 구동하는 것이 아니라 감속 기어를 통해 구동하는 것이 유리한 것으로 나타났습니다.SLA 엔진의 거의 절반은 프로펠러가 0,38에서 0,7로 감소하여 정적 추력이 80-100% 증가합니다. 따라서 저속 무인항공기에 설치된 고속 모터에 감속기어박스를 사용하는 것이 매우 바람직하다. 표 1은 프로펠러 D가 정적 추력에 미치는 영향을 보여줍니다. 프로펠러 추력 Р=L a*р*nc2*D4, 여기서 a는 추력 계수입니다. p - 공기 질량 밀도; Nc - 프로펠러 회전수, s; D - 나사 직경, m. 프로펠러의 직경을 증가시킴으로써 추력의 이득이 더 중요하다는 것을 알 수 있습니다. 예를 들어, D가 5% 증가하면 추력이 21% 증가하고, 10% 증가하면 추력이 46% 증가합니다.UAV용 내연기관에 대한 건설적인 솔루션의 가능한 방법에 대해 간략하게 살펴보겠습니다. 두 가지 방법이 있는 것 같습니다. 첫 번째는 작업 프로세스 매개변수의 최적화와 함께 최신 유망 기술을 사용하여 새로운 엔진을 만드는 것입니다. 두 번째는 이미 존재하는 것을 기반으로 하고 필요한 수정을 통해 장기적인 실천을 통해 입증된 개발입니다. 첫 번째 경로는 최상의 결과를 제공하지만 많은 재료비, 연구 및 이론적 작업이 필요합니다. 그리고 항공기 피스톤 엔진을 생산하는 기술 문화가 가스터빈 엔진으로의 전환으로 인해 대부분 사라졌기 때문에 이러한 내연 기관을 만드는 데 걸리는 시간은 길어질 것입니다.두 번째 방법은 기술적 위험이 적고 훨씬 더 짧은 시간 내에 구현할 수 있습니다. 엔진 제작의 초기 기반은 우리 업계에서 생산되고 아마추어가 널리 사용하는 Vikhr, RMZ-640, Neptune 및 Privet이 될 수 있습니다. 이 기계는 작고 "이마"가 작으며 동적으로 균형이 잡혀 있으며 토크가 균일하고 크랭크샤프트 회전 속도가 낮습니다. 엔진의 설계 특징과 관련하여 대부분의 내연 기관(78%)이 최적의 것으로 간주될 수 있는 5000-6500rpm의 크랭크축 회전 속도를 가지고 있음을 알 수 있습니다. 0,4~0,6 나사의 감속을 적용하면 컴팩트한 기어박스(V 벨트 또는 단순 기어)를 얻을 수 있습니다. 속도가 증가함에 따라 프로펠러의 감소가 증가하고 V-벨트 전송을 위한 구동 풀리의 적용 각도 감소로 인해 다중 벨트 풀리로 전환해야 하며 이로 인해 길이가 증가합니다. 프로펠러 샤프트 콘솔의 직경(및 결과적으로 설치 중량) 또는 유성 기어(V. Frolov 엔진, n=8000rpm)로 전환해야 합니다. 잘 설계되고 제작된 소형 내연기관용 기어 감속기의 비중은 0,14~0,15kg/l이다. s., 높은 엔진 속도에서는 비중의 전체 이득을 "먹을" 수 있습니다. 저자는 UAV용 1,5행정 내연기관에 대한 또 다른 솔루션을 제시합니다. 엔진의 비중은 실린더 직경에 반비례한다는 점을 기억하고 크랭크 샤프트 회전 속도를 2,0-2400rpm으로 제한하여 엔진 볼륨을 2600-7 리터로 늘릴 수 있습니다. 적당한 평균 피스톤 속도(8-XNUMXm/s)는 기계적 효율성에 유익한 영향을 미칩니다. 이러한 엔진에서는 가스 역학을 구성하는 것이 더 쉽고 이로 인해 실린더 충전율이 증가합니다. 저압 직접 연료 분사 시스템은 특정 연료 소비 측면에서 이러한 엔진을 XNUMX행정 기계와 동등하게 만듭니다. 니코실 코팅이나 세라믹이 있는 라이닝되지 않은 실린더를 사용하면 비중이 더욱 감소합니다. 이러한 엔진은 기어박스를 갖춘 동일한 출력의 고속 내연기관보다 가벼울 수 있습니다. 결론적으로 우리는 배기 소음 억제와 관련하여 향후 집회를 위해 UAV 설계자에게 제기되는 또 다른 문제에 주목합니다. 랠리 엔진의 87%는 머플러 없이 작동되었습니다. 배기 창 절단부에서 2m 거리에 머플러가 없는 130행정 내연 기관의 배기 음압은 140-XNUMXdB에 이르며 이는 감각의 통증 역치에 해당합니다. 그러한 힘의 소리에 노출되는 것은 매우 피곤하고 해롭습니다. XNUMX행정 내연 기관의 경우 출력과 효율성을 높이기 위해 튜닝된 머플러가 바람직합니다. 논의된 내용을 바탕으로 UAV용 내연 기관 생성에 대한 일반적인 접근 방식을 공식화할 수 있습니다.
저자: V.Novoseltsev
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