之前預告過的BMW801的自動控制系統
文 非常長 也很難
這篇是NACA的測試報告
http://imgur.com/W2PpByJ
原譯者也是ACUMV大老
譯文出處: https://goo.gl/LR42EF
因為文章很長 可以先看結論 有時間再回頭看文 …
也因為文很長 我只能把最基本的發動機改為引擎
如果哪裡有對岸用詞 可能要請看到的版友指正一下我更改 包含一些我不認識的專有名詞
如果兩岸翻譯不同的也請指教
圖片 尤其是前面的沒做的很好 是我一張一張用小畫家改的 請見諒…
前言
BMW 801是德國空軍的主要引擎之一，著名的FW 190戰鬥機中大多數都使用該引擎，同時
JU88系列中的一些型號也是BMW 801引擎的用戶。
發展概要
1928年BMW公司購買了P&W R-1690黃蜂引擎的生產許可，生產出來的型號被叫做BMW黃蜂。
很快BMW公司推出了黃蜂的改進型引擎BMW 132，該型引擎在包括JU52在內的多種飛機上使
用。
1935年RLM資助了兩種比BMW-132大得多的氣冷引擎設計，其中一種來自於勃蘭登堡引擎公
司，另一種則來自於BMW。BMW在其最初的設計BMW 139上使用了很多BMW 132的部件，但是
該型號並不成功，在FW 190的原型機上出現了嚴重的冷卻問題。
1938年BMW開始準備一個全新的設計，1939年又收購了勃蘭登堡引擎公司，雙方的設計融
合在一起形成了新的型號BMW 801。 BMW 801上遺留了一個BMW 139的老設計——每缸雙氣
門。氣冷引擎不便在汽缸頭安排數量太多的氣門，同時雙氣門設計結構簡單，但是氣門開
口面積小，高轉速時進排氣效率較低，影響高轉速功率。當然也運用了一些先進的設計，
比如充鈉冷卻氣門，以此來提高氣門閥的冷卻效率；燃油噴射系統，可防止飛機在負G機
動時造成斷油；還有本篇的主題：引擎自動控制系統。
暫無資料詳細說明該系統的發展過程、於何時開始應用於BMW 801引擎，但是在繳獲FW
190戰鬥機之後，美國國家航空諮詢委員屬下的飛機引擎實驗室會對BMW 801D2的自動控制
系統進行了詳盡的測試。以下為測試文件編譯。
一、總覽：
本測試的目的是以測試BMW 801D2航空引擎的液壓自動引擎控制系統，以此來揭示引擎使
用的控制律參數和方式。測試展示了各種不同條件下的引擎特性，模擬條件包括1000英尺
到36000英尺高度大氣壓力下不同的進氣壓、空氣溫度、引擎轉速。以測試結果和計算得
出的空氣流量分析了進氣壓控制系統、增壓器驅動比控制、槳距控制，混合比控制、點火
提前控制的功能和工作特性。控制系統參量之間的關聯都以圖片表示於下。報告也包括了
對伺服油壓系統的壓力特性和自動控制系統使用升限關係的詳述，以及在伺服油壓系統失
效時自動控制系統的運作分析。
二、引言：
隨著可變槳距螺旋槳的引入，現代增壓技術的發展，以及其他優化引擎性能的技術投入使
用，使得飛行員已經不可能任何飛行情況下都用手動控制系統來有效管理髮動機。在軍用
航空領域中這個問題尤為嚴重，以最少的操作量讓成引擎以最佳工況運轉非常必要。我們
認識到應當提供一種操作簡單的引擎自動控制系統，這套操作系統能正確的關聯引擎運作
的各種變量。
我們知道德國BMW 801系列航空引擎就在使用這樣一種液壓動力的自動控制系統。這套系
統中進氣壓、引擎轉速、燃料空氣比、點火提前角以及增壓器傳動比切換都通過座艙內一
根操縱桿來控制，同時能讓引擎輸出飛行員所需的動力。
應陸航航空技術勤務司令部的要求，國家航空諮詢委在克利夫蘭的實驗室於1944年對BMW
801D2的自動控制系統進行了測試。我們對如何決定控制要素之間的關係和引擎控制律中
使用的特別方法尤為註意。
三、設備：
調查中使用的控制單元（編號7653）來自於一台BMW 801D2引擎（編號304068），所有的
密封都完好無損。這個控制單元和附件包被從引擎上取下來安裝在測試台上，在測試台上
模擬各種不同的引擎工況。控制系統和對應的功能都繪製在圖1上。控制系統和台架測試
需要的設備見圖2。
圖1
http://imgur.com/csDZkDW
圖2
http://imgur.com/ma9Ophg
四、測試程序：
進氣壓控制：
在測試中進氣壓隨著主伺服控制桿的不同位置變化（安裝在控制系統這一側的主伺服控制
桿用來傳遞駕駛艙內操縱桿運動）。在這個流程中，我們可以確定進氣壓和增壓器控制桿
的變化範圍，這兩者與主伺服控制桿的位置對應。關閉增壓器進氣控制桿得到可用進氣壓
的上限數據，打開增壓控制桿則可得到下限數據。
增壓傳動比控制：
為了獲得增壓器傳動比切換的高度數據，在主伺服控制桿的不同位置模擬了多個外界氣壓
值。大氣壓力變化速率相當於每分鐘3000到4000英尺的高度變化。測試中控制單元維持在
通常環境溫度下，這與飛行時所處的溫度大致相當。
槳距控制：
我們用一個校準過的位置指示器來反映槳距控制系統的勻速器負載，記錄了各種不同主伺
服控制杆位置下的數據。
混合比控制：
保持進氣壓力不變，以不同外界氣壓和進氣溫度條件進行了台架測試，這種測試用來確定
混合比控制系統在臨界高度以下的操縱特性。對於臨界高度以上的系統測試則保持外界壓
力不變，改變進氣壓力和進氣溫度。
我們記錄了各種不同測試條件下的油料表消耗位置。以此計算出了各個不同位置下的燃料
流量，可見圖4。燃料噴射泵的台架測試也是在實驗室中進行的。
圖4*(原譯者忘記而跳過3的樣子 我怎樣都找不到圖3)
http://imgur.com/q6JdH3n
根據FW 190 A-1、A-2、A-3的手冊（英國航空部翻譯 1943年7月）資料，引擎在2150轉/
分時會從貧油混合比切換到富油混合比。除了混合比變化和燃油噴射泵快速切斷以外，主
伺服控制桿的位置和混合比控制系統沒有關係。引擎轉速低於2150轉/分時，主伺服控制
桿都保持在貧油位置，引擎轉速高於2150轉/分是主伺服控制桿都保持在富油位置。
我們計算了引擎不同工況下的空氣流量，變量包括了大氣密度變化、引擎轉速以及恆定的
充氣係數（假設為95%，這個係數表示一次工作循環過程中，實際進入氣缸內的可燃混合
氣的重量,與在一個大氣壓力和溫度為15°C時，可能充滿氣缸容積的可燃混合氣的重量的
比值）。進氣溫度以我們計算的空氣流過增壓器造成溫度上升幅度來決定。
點火提前角控制：
在“提前-延遲”控制導軌上的不同位置獲取了各種不同的點火提前角數據。用一個校準
過的位置指示器來指示給控制導軌的運動，這樣在任何模擬的引擎工況下都能獲得點火提
前角數據。
五、測試精度
位置指示器的校準相當不錯，所以測試中的誤差僅限於以下值：
機械增壓控制干（單位°）