Kontynentalny XI-1430
|
|
| I-1430 | |
|---|---|
| I-1430-11 w Narodowym Muzeum Lotnictwa i Kosmosu | |
| Typ | Tłokowy silnik lotniczy |
| Producent | Silniki kontynentalne |
| Pierwszy bieg | 1939 |
| Główne zastosowania |
Lockheed XP-49 McDonnell XP-67 |
| Numer zbudowany | 23 |
Silnik Continental XI-1430 Hyper (często identyfikowany jako IV-1430) był chłodzonym cieczą silnikiem lotniczym opracowanym w Stanach Zjednoczonych w ramach partnerstwa między US Army Air Corps i Continental Motors . Był to „oficjalny” wynik wysiłków USAAC nad hipersilnikami , które rozpoczęły się w 1932 roku, ale nigdy nie weszły do powszechnej produkcji, ponieważ nie były lepsze niż inne dostępne silniki, kiedy w końcu dojrzały. W 1939 roku I-1430-3 został wyznaczony jako silnik napędzający Curtiss XP-55 , niezwykle radykalny (jak na tamte czasy) projekt myśliwca z silnikiem pchającym, który nie wszedł do produkcji.
Rozwój
Pod koniec lat dwudziestych Harry Ricardo napisał artykuł na temat projektu zaworu tulejowego, który doprowadził do wysiłków USAAC w zakresie hipersilnika. Twierdził, że cel 1 KM/cal sześcienny był niemożliwy do osiągnięcia w przypadku silników z zaworami grzybkowymi. Zespół inżynierów USAAC w Wright Field postanowił przetestować to twierdzenie, pokonując je. I-1430 był wynikiem eksperymentalnych wysiłków w Wright Field w celu zbudowania cylindra o dużej mocy przy użyciu konwencjonalnych zaworów grzybkowych . Inżynierowie, kierowani przez Sama Herona, zastosowali różne techniki, aby podnieść dopuszczalne obroty, co było kluczem do zwiększenia mocy bez konieczności stosowania większego silnika.
USAAC był zainteresowany bardzo dużymi projektami bombowców i silnikami, które można było zakopać w skrzydłach, aby poprawić opływowość. Na podstawie tego wymogu zaprojektowali 12-cylindrowy silnik ustawiony poziomo, wykorzystujący dwanaście oddzielnych „hiper” cylindrów. Chociaż ten rodzaj układu, z całkowicie oddzielnymi cylindrami od siebie i skrzyni korbowej, był powszechny w chłodzonych cieczą rzędowych 6-rzędowych państw centralnych z czasów I wojny światowej , jak w niemieckim Mercedesie D.III prawie dwie dekady wcześniej - i był używany ze znaczącym sukcesem w chłodzonym cieczą silniku lotniczym Allied Liberty L-12 z 1918 roku - przestał być używany na rzecz silników o filozofii projektowania silnika monoblokowego , z blokiem cylindrów , który łączył cylindry i skrzynię korbową , co doprowadziło do powstania znacznie sztywniejszych silników, które lepiej radziły sobie ze zwiększoną mocą.
USAAC zaproponował silnik o pojemności około 1200 cali sześciennych (20 l), mając nadzieję, że mniejszy rozmiar silnika doprowadzi do zmniejszenia oporu, a tym samym do poprawy zasięgu. Do 1932 roku zachęcające wysiłki USAAC skłoniły armię do podpisania kontraktu rozwojowego z Continental Motors Company na dalszy rozwój konstrukcji silnika. Kontrakt ograniczył rolę Continental do budowy i testowania, pozostawiając Armii rzeczywisty rozwój inżynieryjny.
Drugi cylinder został dodany do Hyper No. 1, aby stworzyć silnik przeciwstawny do oceny 12-cylindrowego silnika z przeciwstawnymi tłokami. Po uruchomieniu zmodyfikowanego silnika z różnymi kombinacjami średnicy cylindra i skoku okazało się, że wysokie temperatury płynu chłodzącego wymagane do utrzymania wymaganej mocy były niepraktyczne. Następnie skonstruowano trzeci wysokowydajny jednocylindrowy silnik o niższych parametrach eksploatacyjnych. Ten jednocylindrowy silnik został oznaczony jako „Hyper nr 2” i stał się poligonem doświadczalnym do opracowania cylindrów, które miały stać się silnikiem Continental O-1430 („O” od „przeciwnego”). Wymagałoby to dziesięcioletniego okresu rozwoju, który zmienił układ najpierw na pionowy silnik V-12, a później na odwrócony silnik V-12, zanim stał się wystarczająco niezawodny, aby rozważyć pełną produkcję jako Continental I-1430 w 1943 roku.
W trakcie prac rozwojowych zainteresowanie koncepcją „zakopanego silnika” osłabło. Ulepszenia w konwencjonalnym usprawnieniu, zwłaszcza osłona NACA , wyeliminowały potrzebę zakopanego silnika w celu poprawy wydajności. Dodatkowo, gdy projekty bombowców, takie jak B-17 , wykorzystujące silniki gwiazdowe do zasilania, zaczęły wchodzić do produkcji, potrzeba nowych projektów bombowców stała się mniej nagląca, a armia zwróciła uwagę na nowe modele pościgowe. W tej roli O-1430 nie był zbyt przydatny, więc Continental zmodyfikował podstawowy projekt w V-12, a następnie w odwrócony V-12, I -1430 .
Projekt
I-1430 posiadał cylindry z „półkulistymi” komorami spalania i, podobnie jak zaprojektowany w 1936 r. Junkers Jumo 211 odwrócony silnik V12 niemieckiego lotnictwa, wykorzystujący podwójne zawory wydechowe, z I-1430 z dodanymi zaworami wydechowymi wypełnionymi sodem we własnym wielozaworze projekt. Chociaż zachował oddzielne cylindry, zmiana na układ V umożliwiła odlanie poszczególnych głowic cylindrów jako jednego elementu. Zamontowana na obu końcach płyta w kształcie litery Y zapewniała sztywność, jednocześnie zawierając napędy wałków rozrządu. Continental zbudował pierwszy silnik I-1430 w 1938 r. I pomyślnie przetestował go w 1939 r. W tamtym czasie była to niezwykle konkurencyjna konstrukcja, oferująca co najmniej 1300 KM (970 kW) z 23-litrowej pojemności skokowej; współczesny Rolls-Royce Merlin oferował około 1000 KM (700 kW) z pojemności skokowej 27 l, podczas gdy współczesny niemiecki konkurent 35-litrowego silnika Junkers Jumo 211, odwrócony silnik V12 Daimler-Benz DB 601 , oferował nieco więcej moc przy 1100 KM (820 kW), ale był znacznie większy, przy pojemności skokowej 33 l, z około 19 000 egzemplarzy wyprodukowanych w różnych wersjach.
Chociaż silnik generował wyjątkową moc jak na swoją pojemność skokową, powodem, dla którego nie został wprowadzony do produkcji, mogła być jego waga. W produkcji były zarówno Rolls-Royce / Packard Merlin V-1650, jak i Allison V-1710 , o podobnej mocy i lepszym stosunku mocy do masy. V-1710 ważył 1395 funtów, 385 funtów lżejszy niż I-1430, a stosunek mocy do masy wynosił 1,05. Merlin V-1650 ważył 1640, 25 funtów więcej niż mniejszy i niesprawdzony Continental z mniej więcej tym samym stosunkiem mocy do masy wynoszącym około 1,00. Nie wydawało się, aby XI-1430 był rozwiązaniem jakiegokolwiek ważnego problemu. Dopiero w 1943 roku IV-1430 o mocy 1600 KM (1190 kW) został szeroko przetestowany w Lockheed XP-49 , zmodyfikowanej wersji P-38 Lightning . Miał być również używany w wersji produkcyjnej Bell XP-76 , która została anulowana przed rozpoczęciem produkcji. W 1944 roku był również testowany w McDonnell XP-67 .
Do tego czasu zainteresowanie projektem w dużej mierze zniknęło; silniki tłokowe o tej samej lub większej mocy były powszechnie dostępne, na przykład Merlin znacznie się poprawił i oferował co najmniej 1500 KM (1120 kW), a wojsko i konstruktorzy samolotów już zaczynali koncentrować się na silnikach odrzutowych .
Dostarczono tylko dwadzieścia trzy silniki serii I-1430, później przemianowano je na XI-1430 , aby wskazać czysto eksperymentalne zastosowanie.
24-cylindrowy silnik typu H , XH-2860, oparty na XI-1430, został zaprojektowany, ale prawdopodobnie nie został zbudowany.
Specyfikacje (I-1430-1)
Dane z Aircraft Engines of the World 1946
Charakterystyka ogólna
- Typ: 12-cylindrowy, chłodzony cieczą, odwrócony Vee
- Otwór : 5,5 cala (139,7 mm)
- Skok : 5 cali (127,0 mm)
- Przemieszczenie : 1425 cu in (23,35 l)
- Sucha masa : 1615 funtów (732,6 kg)
składniki
- Valvetrain : górna krzywka z 4 zaworami na cylinder
- Doładowanie : Odśrodkowa przekładnia zębata o przełożeniu 5,97:1
- Turbosprężarka : 1 x turbosprężarka General Electric z chłodnicą międzystopniową
- Układ paliwowy: 1 x gaźnik z wtryskiem wstępnym Bendix-Stromberg PD-12P2 z automatyczną kontrolą mieszanki
- Rodzaj paliwa: benzyna lotnicza klasy 100/130
- Układ olejowy: zasilanie pod ciśnieniem 100 psi (689 475,73 Pa) z suchą miską olejową, olej klasy 100–120 SU (20,5–25,1 cs)
- Układ chłodzenia: ciecz, 50% glikol, 50% woda
- Przekładnia redukcyjna : 0,385:1 przekładnia redukcyjna czołowa
Wydajność
- Moc wyjściowa: * (przy starcie) 1600 KM (1193,1 kW) przy 3300 obr./min przy doładowaniu 61 cali (1549,4 mm) Hg / +15,5 funta (7,0 kg)
- (awaryjne) 2100 KM (1566,0 kW) przy 3400 obr./min na 25000 stóp (7620 m)
- (wojskowy) 1600 KM (1193,1 kW) przy 3300 obr./min na 25000 stóp (7620 m)
- (normalny) 1150 KM (857,6 kW) przy 3000 obr./min na 25 000 stóp (7620 m)
- (przelotowa) 920 KM (686,0 kW) przy 2780 obr./min na 25 000 stóp (7620 m)
- Moc właściwa : 1,47 KM / cu in (67,18 kW / l)
- Współczynnik kompresji : 6,5:1
- Jednostkowe zużycie paliwa : 0,47 funta/KM/godz. (0,286 kg/kW/godz.)
- Zużycie oleju: 0,025 funta/KM/godz. (0,015 kg/kW/godz.)
- Stosunek mocy do masy : 1,45 KM/funt (2,384 kW/kg)
Zobacz też
Porównywalne silniki
Powiązane listy
Notatki
Bibliografia
- Balzer, Gerald (2008). Tajne amerykańskie myśliwce silnikowe z okresu II wojny światowej . Minnesota, USA: Prasa specjalistyczna. ISBN 978-1-58007-125-3 .
- Gunston, Bill (1986). Światowa encyklopedia silników lotniczych . Wellingborough: Patrick Stephens. s. 47–48.
- Biały, Graham (1995). Silniki tłokowe samolotów alianckich z czasów II wojny światowej . Towarzystwo Inżynierów Motoryzacyjnych, Inc., s. 375–378.
- Neal, Robert J.; Packard jako konstruktor silników lotniczych - silniki z zapłonem iskrowym: 1923–1939 miernik momentu obrotowego, tom. 7 nr 3 Lato 2008 w Towarzystwie Historycznym Silników Lotniczych
Wilkinson, Paul H. (1946). Silniki lotnicze świata 1946 . Londyn: Sir isaac Pitman & Sons Ltd.