之前预告过的BMW801的自动控制系统
文 非常长 也很难
这篇是NACA的测试报告
http://imgur.com/W2PpByJ
原译者也是ACUMV大老
译文出处: https://goo.gl/LR42EF
因为文章很长 可以先看结论 有时间再回头看文 …
也因为文很长 我只能把最基本的发动机改为引擎
如果哪里有对岸用词 可能要请看到的版友指正一下我更改 包含一些我不认识的专有名词
如果两岸翻译不同的也请指教
图片 尤其是前面的没做的很好 是我一张一张用小画家改的 请见谅…
前言
BMW 801是德国空军的主要引擎之一，著名的FW 190战斗机中大多数都使用该引擎，同时
JU88系列中的一些型号也是BMW 801引擎的用户。
发展概要
1928年BMW公司购买了P&W R-1690黄蜂引擎的生产许可，生产出来的型号被叫做BMW黄蜂。
很快BMW公司推出了黄蜂的改进型引擎BMW 132，该型引擎在包括JU52在内的多种飞机上使
用。
1935年RLM资助了两种比BMW-132大得多的气冷引擎设计，其中一种来自于勃兰登堡引擎公
司，另一种则来自于BMW。BMW在其最初的设计BMW 139上使用了很多BMW 132的部件，但是
该型号并不成功，在FW 190的原型机上出现了严重的冷却问题。
1938年BMW开始准备一个全新的设计，1939年又收购了勃兰登堡引擎公司，双方的设计融
合在一起形成了新的型号BMW 801。 BMW 801上遗留了一个BMW 139的老设计——每缸双气
门。气冷引擎不便在汽缸头安排数量太多的气门，同时双气门设计结构简单，但是气门开
口面积小，高转速时进排气效率较低，影响高转速功率。当然也运用了一些先进的设计，
比如充钠冷却气门，以此来提高气门阀的冷却效率；燃油喷射系统，可防止飞机在负G机
动时造成断油；还有本篇的主题：引擎自动控制系统。
暂无资料详细说明该系统的发展过程、于何时开始应用于BMW 801引擎，但是在缴获FW
190战斗机之后，美国国家航空咨询委员属下的飞机引擎实验室会对BMW 801D2的自动控制
系统进行了详尽的测试。以下为测试文件编译。
一、总览：
本测试的目的是以测试BMW 801D2航空引擎的液压自动引擎控制系统，以此来揭示引擎使
用的控制律参数和方式。测试展示了各种不同条件下的引擎特性，模拟条件包括1000英尺
到36000英尺高度大气压力下不同的进气压、空气温度、引擎转速。以测试结果和计算得
出的空气流量分析了进气压控制系统、增压器驱动比控制、桨距控制，混合比控制、点火
提前控制的功能和工作特性。控制系统参量之间的关联都以图片表示于下。报告也包括了
对伺服油压系统的压力特性和自动控制系统使用升限关系的详述，以及在伺服油压系统失
效时自动控制系统的运作分析。
二、引言：
随着可变桨距螺旋桨的引入，现代增压技术的发展，以及其他优化引擎性能的技术投入使
用，使得飞行员已经不可能任何飞行情况下都用手动控制系统来有效管理发动机。在军用
航空领域中这个问题尤为严重，以最少的操作量让成引擎以最佳工况运转非常必要。我们
认识到应当提供一种操作简单的引擎自动控制系统，这套操作系统能正确的关联引擎运作
的各种变量。
我们知道德国BMW 801系列航空引擎就在使用这样一种液压动力的自动控制系统。这套系
统中进气压、引擎转速、燃料空气比、点火提前角以及增压器传动比切换都通过座舱内一
根操纵杆来控制，同时能让引擎输出飞行员所需的动力。
应陆航航空技术勤务司令部的要求，国家航空咨询委在克利夫兰的实验室于1944年对BMW
801D2的自动控制系统进行了测试。我们对如何决定控制要素之间的关系和引擎控制律中
使用的特别方法尤为注意。
三、设备：
调查中使用的控制单元（编号7653）来自于一台BMW 801D2引擎（编号304068），所有的
密封都完好无损。这个控制单元和附件包被从引擎上取下来安装在测试台上，在测试台上
模拟各种不同的引擎工况。控制系统和对应的功能都绘制在图1上。控制系统和台架测试
需要的设备见图2。
图1
http://imgur.com/csDZkDW
图2
http://imgur.com/ma9Ophg
四、测试程序：
进气压控制：
在测试中进气压随着主伺服控制杆的不同位置变化（安装在控制系统这一侧的主伺服控制
杆用来传递驾驶舱内操纵杆运动）。在这个流程中，我们可以确定进气压和增压器控制杆
的变化范围，这两者与主伺服控制杆的位置对应。关闭增压器进气控制杆得到可用进气压
的上限数据，打开增压控制杆则可得到下限数据。
增压传动比控制：
为了获得增压器传动比切换的高度数据，在主伺服控制杆的不同位置模拟了多个外界气压
值。大气压力变化速率相当于每分钟3000到4000英尺的高度变化。测试中控制单元维持在
通常环境温度下，这与飞行时所处的温度大致相当。
桨距控制：
我们用一个校准过的位置指示器来反映桨距控制系统的匀速器负载，记录了各种不同主伺
服控制杆位置下的数据。
混合比控制：
保持进气压力不变，以不同外界气压和进气温度条件进行了台架测试，这种测试用来确定
混合比控制系统在临界高度以下的操纵特性。对于临界高度以上的系统测试则保持外界压
力不变，改变进气压力和进气温度。
我们记录了各种不同测试条件下的油料表消耗位置。以此计算出了各个不同位置下的燃料
流量，可见图4。燃料喷射泵的台架测试也是在实验室中进行的。
图4*(原译者忘记而跳过3的样子 我怎样都找不到图3)
http://imgur.com/q6JdH3n
根据FW 190 A-1、A-2、A-3的手册（英国航空部翻译 1943年7月）资料，引擎在2150转/
分时会从贫油混合比切换到富油混合比。除了混合比变化和燃油喷射泵快速切断以外，主
伺服控制杆的位置和混合比控制系统没有关系。引擎转速低于2150转/分时，主伺服控制
杆都保持在贫油位置，引擎转速高于2150转/分是主伺服控制杆都保持在富油位置。
我们计算了引擎不同工况下的空气流量，变量包括了大气密度变化、引擎转速以及恒定的
充气系数（假设为95%，这个系数表示一次工作循环过程中，实际进入气缸内的可燃混合
气的重量,与在一个大气压力和温度为15°C时，可能充满气缸容积的可燃混合气的重量的
比值）。进气温度以我们计算的空气流过增压器造成温度上升幅度来决定。
点火提前角控制：
在“提前-延迟”控制导轨上的不同位置获取了各种不同的点火提前角数据。用一个校准
过的位置指示器来指示给控制导轨的运动，这样在任何模拟的引擎工况下都能获得点火提
前角数据。
五、测试精度
位置指示器的校准相当不错，所以测试中的误差仅限于以下值：
机械增压控制干（单位°）

英国航空部的翻译时间XDDDDD

?NACA是美国国家航空咨询委员会

辛苦了

推

先推再看XD

109航程好像也是差不多的状况，实际上有办法飞更远

推

辛苦你了，优质的好文章喔后面1500公里有点吓死人

推

推顺便一提，泵就是英文pump的英译呀 XD

我查字典知道发音就知道是音译了 但是以前真不知道