[轉載]NACA報告-BMW801自動控制系統 譯文

[wl00669773 (Jerry shou)]

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°） -----------------±0.5
燃料消耗表（單位°） -----------------±0.5
點火提前角（單位°） -----------------±0.13
勻速器負載指示（分刻度）-----------------±0.53
進氣壓和大氣壓誤差保持在±0.05英寸水銀柱以內。壓力變化時的讀數誤差大約在±0.01
英寸水銀柱以內。
進氣溫度保持在需求值的±4°F以內。
主伺服控制桿的位置誤差在±0.1°以內。



六、測試結果：

1）進氣壓控制
測試結果和特性詳述：
可變基准進氣壓控制的作用是保持進氣壓符合特定引擎轉速和相應的功率，一直到增壓器
臨界高度為止。
引擎轉速和進氣壓的關係見圖5。這張圖來源於一台BMW 801D2引擎的工作曲線，引擎由陸
航裝備司令部下屬工程分部提供。在臨界高度以上，任何轉速下的進氣壓和大氣密度同時
下降，見圖6。

圖5
http://imgur.com/DlLi6O2


圖6
http://imgur.com/UR0wNbU

圖5表現的轉速-進氣壓關係由機械增壓器進氣控制桿控制，進氣門位置則通過設定主伺服
控制桿和進氣壓控制組合聯動。同時主伺服控制桿的位置決定進氣壓控制的變動範圍。


圖7
http://imgur.com/wvy0WHN
圖7表示了主伺服控制桿在各種位置下增壓進氣控制桿的角度限制對應關係。每個主伺服
控制杆位置會對應特定的進氣控制杆位置，具體的位置由進氣壓控制系統決定。



圖8
http://imgur.com/ZXTqtrn
圖8表示了主伺服控制桿角度和進氣壓的對應關係。對於任何圖7中主伺服控制桿角度，進
氣壓在圖8表示的範圍內波動。進氣壓控制系統中包含的這個特性用來防止進氣壓發生的
極小改變致使增壓進氣控制桿晃動。


圖9
http://imgur.com/et17X1X
圖9則是進氣壓控制系統的線圖，圖中控制閥處在平衡位置。系統達成平衡狀態的條件如
下：1、油壓和控制閥彈簧的合力與膜盒組的彈力大小相等方向相反；2、私服油壓系統的
接口被控制閥蓋住。任何對平衡狀態的擾亂都會使進氣控制桿的位置改變，從而導致進氣
壓力改變，直到系統建立新的平衡為止。若要設置不同平衡狀態下的進氣壓，可通過調節
膜盒組來達成，不過膜盒組的位置同時是主伺服控杆位置的因變量，所以不同主控制桿的
位置也會對應不同的進氣壓。


圖10
http://imgur.com/JDa3pNQ
圖10中的實線展示了測試中進氣壓隨主伺服控制桿角度的變化情況。這條曲線與陸航裝備
司令部提供的曲線相比偏左了2.8°。在初步調查中，混合比控制從貧油切換到富油時，
主伺服控制桿的角度比陸航裝備司令部提供的資料少2.8°，所以實線畫成這樣。
FW 190 A-1、A-2、A-3的手冊上寫到：“推動油門（主伺服控制桿），當進氣壓達到
1.14ATA、轉速達到2150轉/分時，引擎會從貧油轉換到富油運轉，同時進氣壓會降低
0.05ATA”。我們假定對於測試的這套系統，混合比在貧油和富油之間切換時的主伺服控
制杆位置與上述數據一致。引擎轉速對應的主伺服控制桿角度變化導致了2.8°的差異，
但是對於圖5中展示的引擎轉速與進氣壓的關係沒有影響。
進氣壓控制系統將進氣壓力下降0.05ATA用來抵消混合比從貧油變到富油帶來的一點動力
增長。
在測試中我們也注意到這樣的情況：混合比從富油到貧油的主控桿切換點角度，比從貧油
切換到富油的角度低2.8°。 FW 190 A-1、A-2、A-3的手冊上寫到：“收回油門（主伺服
控制桿），當進氣壓降到1.09ATA、轉速降到2150轉/分時，引擎會從富油轉換到貧油運轉
，同時進氣壓會增加0.05ATA”。增加進氣壓的理由與降低進氣壓的理由相反。圖11表示
了從富油切換到貧油時主伺服控制桿角度上2.8°的延遲。伺服機械系統的設計不可避免
的造成了這個延遲。


圖11
http://imgur.com/4fLTftk

圖11另外表現出減少主伺服控制桿角度時的進氣壓力比增加角度時稍高，這個差異的原因
是進氣壓控制系統中膜盒組聯動有延遲。
圖8與圖10之間有一定差距。因為圖5展示的轉速-進氣壓關係與一份翻譯的德國報告所提
供的數據擬合相當好，那麼我們認為圖8與圖10這兩條曲線之間的差異很可能是膜盒組與
進氣壓控制之間的聯動調校不當造成的。

特性總結：
1. 機械增壓器臨界高度以下的高度，進氣壓是轉速的應變量。在臨界高度以上的高度，
進氣壓是轉速和大氣密度的應變量。
2. 在任何主伺服控制桿的特定位置和對應的轉速下，伺服控制系統的設計允許進氣壓在
一個很小範圍內波動，者用來防止油門波動從而增加進氣壓控制系統的穩定性。
3. 可變數據膜盒組是一種簡單有效而且很容易調節的手段，用來確定引擎轉速和進氣壓
的對應關係。
4. 進氣壓補償裝置，它設計來提供一種有效消除輸出動力上不良突改變的手段，這種改
變會伴隨混合比的突然變化。
5. 在伺服液壓油系統失效的情況下，組合聯動系統（combination linkage）允許對油門
位置有限的手動控制，讓引擎在應急狀態時有足夠的空氣在低動力下運行。



2）機械增壓器驅動比控制
測試結果和特性詳述：


圖12
http://imgur.com/eeTnufs
圖12表現了大氣密度對計算空氣流量的效果。假定在特定的引擎轉速上，空氣流量是指示
功率的指數，那麼圖12也表現了指示功率被空氣密度影響的趨勢。
如果到了機械增壓器低速檔的臨界高度就改變驅動比，輸出功率會突然降低，這是因為進
氣量下降（進氣量的降低是因為葉輪轉速上升伴隨的進氣溫度增加）和高速檔下增壓器需
要更多的功率驅動。
但是允許增壓器在其低速檔臨界高度以上工作的話，輸出功率則會緩慢下降，也能獲得在
特定轉速和高度下的最大功率。引擎以這種方式保持最大功率，直到以高速檔運作的引擎
能獲得足夠的功率收益來抵消額外的增壓器驅動功率需求時，才切換傳動比。
增壓器驅動比控制的作用就是在特定的高度改變驅動比，以獲得全高度的最優性能，並避
免動力在增壓器驅動比切換高度的不良突變。


圖13
http://imgur.com/Y5I7P8e

在控制閥達到一個確定點會讓增壓器驅動比切換，此時切換動作由可變數據膜盒組用一個
芯軸和一根彈動軸完成。裝置本身見圖13。控制閥運動和切換預定點與另兩個部件的位移
總量成比例關係，其中一個是可變數據膜盒組連接臂，另一個則是一根和可變數據膜盒組
關聯的可調軸。
可變數據膜盒組位移來源於主伺服控制桿的位置變化，而主伺服控制桿的位置和引擎轉速
完全關聯，因此傳動比切換可認為是引擎轉速的一個因變量。此外膜盒組受外界氣壓影響
時，與其關聯的可調軸的位置也隨之改變。傳動比切換發生在控制閥的一個固定位置，上
述兩個部件的運動總量就是一個常量。
結果上來講，更高的主伺服控制杆位置會帶來更大的膜盒組位移，傳動比切換就在更低的
高度發生。


圖14
http://imgur.com/hroZ58C
圖14展示了傳動比改變發生時引擎轉速和高度的關係。同時也顯示了切換發生的高度差大
約有5200英尺。對控制閥和套筒的檢查顯示控制閥到套筒兩側頂端的寬度不一樣，一邊為
0.02英寸，另一邊為0.019英寸。這個設計用來防止在切換高度附近飛行時傳動比經常切
換。
切換傳動比由往復閥動作來確定，往復閥在控制閥到達切換指定點瞬間把油壓加到最大，
從而完成切換。
膜盒組處於3英寸水銀柱絕對壓力下，所以外界氣溫改變對膜盒組的位移沒有影響。


特性總結：
1.增壓器傳動比改變由轉速和外界氣壓決定。
2.因為增壓器在其低速檔在其臨界高度以上也會繼續工作。所以當高度繼續上升時，引擎
能保持任何特定轉速下的最佳性能，增壓器驅動比切換造成的動力變動也可預見。
3.可變數據膜盒組是一種簡單主動且容易調整的手段，用來協調傳動比切換點與轉速和高
度的關係。
4.控制閥的設計消除了不同傳動比之間的不必要切換，這個設計讓一定高度內增壓器既能
以低速又能以高速運行。因為預設的高度範圍很大，增壓器從高速切換到低速的高度比理
想的切換高度低很多。所以當飛機下降高度時，任何轉速下動力輸出都會有難以預料的波
動（也會在不合適的高度切換到低速檔），而且實際動力會比理論最佳性能差。
5.在伺服油壓系統失效的時候，傳動比切換會失效。增壓器會保持在之前的驅動比工作。

3）槳距控制
測試結果和特性詳述：
槳距控制的作用是通過可變槳距螺旋槳來限制引擎轉速，這樣也就同時保證了轉速和進氣
壓的關係需求。按FW 190 A-1、A-2、A-3的飛行手冊陳述，允許偏離預設轉速的最大轉速
差距是±30轉/分。

引擎轉速通過一個飛錘調節器和與其組合的伺服活塞閥維持。調節器的複雜由主伺服控制
桿決定。對於每個不同的調節器負載，槳距會在一個區域內變動。確切的槳距則是由空速
和空氣密度決定。因為沒有進行引擎和螺旋槳共同測試，槳距和勻速器負載指示的具體關
係無法獲得。
主伺服控制杆位置降低時勻速器負荷指示上有一個明顯可見的延遲。造成延遲的因素是勻
速器和控制單元之間的可動纜線安裝。這個延遲意味著主伺服控制杆位置降低時引擎轉速
的改變比位置增加時要高。具體的關係可見圖15，這張圖也展示了手動控制時勻速器負載
區間。

圖15
http://imgur.com/M6f8d4Z
特性總結：
1 因為勻速器負載決定引擎轉速，而活動纜線的移動延遲會導致負載延遲產生，所以理想
的轉速和進氣壓對應就無法實現。
2. 在伺服油壓系統失效的時候，引擎轉速能手動通過電動槳距控制桿控制。


4）混合比控制
測試結果和特性詳述：
混合比控制用來調節燃料和空氣的比例，讓引擎輸出理想的動力，機械裝置見圖16。

圖16
http://imgur.com/PggW85i
膜盒組的運動（進氣壓力、增壓空氣溫度、大氣壓力的改變）使跟隨調平器旋轉，一頭連
接控制閥，另一頭收凸輪影響。控制閥的位移會打開不同的油壓通路，使噴射泵中的柱塞
旋轉，通過這種方式來調節燃油的噴射量。伺服活塞運動則用來轉動凸輪，凸輪又反過來
影響跟隨調平器，使控制閥回到平衡位置，液壓油供給終止，伺服活塞也跟著停止運動。
凸輪外形被設計來適配給每一個膜盒組位置與對應的伺服活塞位置，這樣膜盒組就可以在
各種不同的條件下都能控制燃油的流量。
控制噴射泵的速度-流量特性或者凸輪的外形，這兩者可能決定了高效率和高動力之間的
燃油流量區別。



圖17
http://imgur.com/M1UPn4p

圖18
http://imgur.com/FgHmI85
我們計算得到增壓器合適燃料空氣比例見圖17和18，圖17表示低速檔的情形，18則是高速
檔（17,18均分為增加高度降低高度，這裡只有增加高度情形的圖）。使用一般化油器的
引擎使用自動貧油設置也可以達到如圖所示的巡航時燃料空氣比例。但是巡航區間則不提
供相當於一般化油器引擎上自動富油設置的燃料空氣比例。

圖19
http://imgur.com/DxLriuj

圖19表現燃料流量隨著進氣壓上升而增加，無論是在臨界高度以下還是以上。


圖20-a
http://imgur.com/8HhWGYm

圖20-b
http://imgur.com/cWax1ur
圖20表現在臨界高度以下，大氣密度降低時，燃料消耗增加。在臨界高度以上，當大氣密
度下降時燃料消耗跟著下降。

圖21
http://imgur.com/i7hW6VW


圖22
http://imgur.com/Q68ydvU
燃料消耗曲線（圖19,20）的趨勢和空氣流量曲線（圖21,22,12）的趨勢表明燃料消耗和
空氣流量以及相應的燃料空氣比一致。混合比控制在巡航動力下（1450到2150轉/分）的
主要目的是在相應的輸出下保證最大的燃油經濟性。控制系統在兩個檔位臨界高度以下的
表現看起來達成了設計目標，低速擋臨界高度以上表現也令人滿意。對於高速檔臨界高度
以上的巡航速度，控制系統運作的就沒那麼好了，因為各種燃料空氣比例之間的差距比上
幾種工況要大

在引擎轉速到達2150轉/分，進氣壓32.9英寸汞柱絕對值的時候混合比會從貧油跳到富油
。這個改變伴隨著在主伺服控制桿特定位置上的一個特殊伺服機械動作。
在高動力區（2150到2465轉/分）混合比控制系統提供足夠高的燃料空氣比，以滿足功率
需求。這時的燃料空氣比和一般化油器引擎的對應工況相當。引擎在高進氣壓下運作時保
持高燃料空氣比例，過量的燃油可冷卻氣缸以防止爆震和缸體溫度過高。
增壓器低速檔下高動力區的燃料空氣比在0.092到0.113之間。在增壓器高速檔且臨界高度
以下的時候則是0.103到0.130。在臨界高度以上燃料空氣比會被限制在0.096到0.116（見
圖17,18）。進氣壓和大氣密度對燃料消耗的關係見圖19,20。

混合比控制的設計消除了進氣溫度變化帶來的影響，保證大致不變的燃料空氣比例應對指
定的轉速和進氣壓，100華氏度（37.7攝氏度）到275華氏度（135攝氏度）（外界溫度）
的變化對於燃料消耗沒有明顯影響。但是增壓器低速檔到高速檔的切換導致進氣溫度增加
，這使得高速檔下的燃料空氣比對於低速檔下的比例更高。

特性總結：
1. 混合比控制應該設計來按照進氣壓、外氣壓和進氣溫度的變化控制燃料消耗。但是測
試表明進氣溫度對於燃料消耗毫無影響。
2.混合比控制在一般工況下都能有效的工作，除了這種情況以外：增壓器處於高速檔，引
擎以巡航動力運轉，在臨界高度以上上升或者下降高度時。
3.不同於通常的化油器引擎，這套系統沒有巡航速度下的自動富油設置。從巡航動力區到
高動力區的動力變化發生時，引擎會自動從低燃料空氣比切換到高燃料空氣比，因此在巡
航動力下不會有非經濟的混合比，也提供了廣泛的經濟巡航速度區間。
4.系統在伺服油壓系統失效的時候仍然能為應急使用提供足夠燃料。


5）點火提前角控制
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這一概念在一般資料中很少提及，因此先做出解釋：
點火提前角：引擎從點火時刻起到活塞到達壓縮上止點這段時間內曲軸轉過的角度稱為點
火提前角。
混合氣從點燃、燃燒到燒完有一個時間過程，最佳點火提前角的作用就是在各種不同工況
下使氣體膨脹趨勢最大段處於活塞做功下降行程。這樣效率最高，振動最小，溫升最低。
    影響點火提前量最大的因素是轉速，隨著轉速的上升，轉過同樣角度的時間變短，只
有更大的提前角才能得到相應的提前時間。
    理論上最小點火提前角為0度，但為了防止在做功行程才點燃混合氣(這樣會造成動力
的損失)，往往將點火提前角設為5度以上，這也是啟動轉速所需要的角度。最大點火提前
角也不能太大，一般不能超過60度，否則振動和溫升問題將凸顯，效率也將下降。
    點火過早，會造成爆震，活塞上行受阻，效率降低，熱負荷、機械負荷、噪聲和振動
加劇，這是應該防止的。點火過晚，氣體做功困難，油耗大，效率低，排氣聲大。不論點
火過早或過晚，都會影響引擎的工作效率。除了引擎轉速外，最佳點火角還受很多其它因
素影響：
    1、缸溫缸壓越高，混合氣則燃燒越快，點火提前角就要越小。影響缸溫缸壓的因素
有引擎壓縮比、氣溫、缸溫、負荷等。
    2、汽油辛烷值，其標號越高表示汽油的抗爆震能力越強，相應允許更大的點火提前
角。
3、燃氣混合比，過濃過稀的混合氣，燃燒速度都比較慢，需增加點火提前角，而燃氣混
合比主要看節氣門開度、海拔高度等。
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測試結果和特性詳述：
點火提前角控制系統的功能是通過控制點火時間來達成最大的燃油經濟性，在引擎以任何
進氣壓和燃料空氣比運行時都不造成爆震和氣缸溫度過高。
點火提前角由混合比控制軸的位置決定，這代表點火提前主要取決於燃料空氣比例和進氣
壓力。點火提前角變化方式見圖23。


圖23
http://imgur.com/AtJJCbb
為了讓引擎易於啟動、運行平緩，怠速和啟動部分的點火提前角比較小。
當引擎處於巡航動力中以貧油燃燒時，為了保證最大的燃油經濟性，點火提前角也會隨著
增加。進氣壓繼續上升時點火必須再次減少以防止爆震。
引擎從巡航動力區切換到高動力運轉時，點火提前角會減少很多，以配合進氣壓力和進氣
溫度增加，防止爆震。
在臨界高度以下引擎高動力區運轉時，點火提前保持在一個中間位置。在臨界高度以上，
因為進氣壓下降，增加點火提前角也不會有爆震危險。


特性總結：
1. 巡航動力下的點火提前角是進氣壓的應變量。
2. 臨界高度以下在高動力區運轉時，點火提前保持不變。臨界高度以上，點火提前主要
跟隨進氣壓變動而變動。
3. 在伺服滑油系統失效的時候，巡航動力下點火提前會變更到31°。全動力下會變到26
°



伺服油壓系統
測試結果和特性詳述：
伺服油壓系統在2萬4千英尺以上高度會收到氣壓降低的影響，伺服油壓泵的壓力會低於有
效控制的最低需求（大約100磅/平方英寸絕對壓力）。圖24表現了高度對伺服油壓泵壓力
的影響。在2萬4千英尺以上每增加1千英尺高度，油壓會減少大約12.5磅/平方英寸。在3
萬2千英尺的時候油壓接近於0。

圖24
http://imgur.com/PiHpIOi
油壓系統齒輪泵的輸出壓力降低量與液壓油中混入的空氣體積大小成反比。當油壓系統在
8.1英寸水銀柱絕對壓力的環境中工作時（相當於3萬2千英尺高度），液壓油中混入的氣
泡體積擴展太大，以至於齒輪泵的輸出壓力近乎於零。在2萬4千英尺3萬2千英尺的高度上
，這個效應會讓自動控制系統運作遲緩，甚至完全失效。可見伺服油壓系統的問題是限制
整個自動控制系統有效使用升限的重要因素。

特性總結：
伺服油壓系統的輸出壓力特性限制了引擎自動控制系統的有效高度。測試表明有效高度上
限在2萬4千英尺到3萬2千英尺之間。


應急控制
在伺服油壓系統失效的時候，引擎自動控制系統對油門位置也會提供有限的手動控制，可
以提供應急的巡航動力。另外也有一個手動的電動槳距控制，能在緊急情況下操作槳距。
但是這個電動槳距控制沒有自動勻速功能。

當故障發生時，增壓進氣控制桿會定在圖7中下限曲線上的某一位置。確切的控制桿角度
根據主伺服控制桿失效時的情況會掉到0°到23°。也可手動操作控制桿停留在圖7中下限
曲線上的任意一點。

當故障發生時，伺服系統中一個彈簧驅動的活塞會給燃料噴射泵定位，確保能注入足夠的
燃料保證引擎應急運行。對應1450轉/分到2465轉/分的燃料使用量在295到710磅/小時之
間。
因為點火提前角靠混合比控制系統的控制軸角度確定，這時的點火提前決定於故障時引擎
的工作狀態。如果巡航動力下發生故障，點火提前會變更到31°；在全動力下則會變到26
°。此外，增壓器驅動會保持在發生故障當時使用的檔位運作。


---------------------------------報告完---------------
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對於控制系統的額外補充說明：
自動系統核心是主伺服控制桿（main-servocontrol-lever）。用於各處的機構聯動，它
與飛行員的油門桿相連，油門桿產生的角度變化帶動主伺服控制桿變化，後者的角度變化
再帶動其他子系統運作。
另外可變數據膜盒組（variable-datum capsule stack）在進氣壓控制、驅動比控制、混
合比控制系統中均有使用，膜盒組在各種不同壓力下的位移不同，再與其他方式配合，從
而確定子系統如何運作。
汽油引擎的理想空燃比是14.7，這意味著14.7公斤空氣和1公斤汽油混合能完全燃燒，較
低空燃比時功率最大（即富油燃燒，相對的則是貧油燃燒），更高空燃比則可降低油耗。
 NACA的報告中使用的是燃料空氣比，反過來計算的話理想燃空比是0.068。自動控制系統
在增壓器以低速擋運轉，轉速1300轉/分到2150轉/分之間提供的燃料空氣比在0.064到
0.068之間，平均值稍低於理想燃空比。因為在高空空氣稀薄，引擎需要額外的燃油協助
降溫，高速檔時在同樣轉速區間的燃空比在0.69到0.88之間，臨界高度以上區域的燃空比
也較臨界高度以下區域的更高。
伺服油壓系統在高空性能下降，使整個控制系統趨於失效。注意油壓系統本身是由引擎提
供動力，在臨界高度以上引擎功率下降的時候，自動控制系統的狀態無疑在對高空性能雪
上加霜。除了提高引擎本身的高空動力性能以外，並沒有什麼其它特別有效的解決方式。
此外增壓器直徑為13.3英寸，高速檔傳動比8.31:1，低速擋傳動比5.31:1。



以P-51B/C戰鬥機使用的V-1650-3引擎為範例對不同的控制系統做一些比較和探討：

整體上來講，V-1650-3（merlin系列）採用了一些自動控制子系統，但沒有整合為一個總
控制系統，仍然需要多根操縱桿控制，這也是同期引擎的主要控制方式。

1、 進氣壓控制：
V-1650-3引擎安裝了進氣壓自動限制系統，當油門處於軍用動力位置時進氣壓會被控制系
統限制在61英寸汞柱高度，油門推到戰鬥應急功率時進氣壓限制會增加到67英寸汞柱高度
（使用100/130#航空汽油時），這兩個限制值可由地勤調整，當然其它不同油門位置對應
的進氣壓上限也不同。
進氣壓控制對於飛行來講非常重要，一旦超過額定進氣壓則很容易造成爆震，損壞引擎，
而進氣壓本身會受到飛行速度的影響，飛行速度越高，進氣壓越高，例如俯衝加速時引擎
進氣壓很容易超過額定進氣壓。因此雖然自動化程度和使用方式不一，這類獨立的自動限
制系統在當時已成為主流，多數航空引擎均有使用，戰鬥機上已少見無任何進氣壓限制系
統的引擎。


對不同標號汽油的兼容性問題：
BMW 801系列通常使用C3汽油，按C3汽油的進氣壓和壓縮比設定，如果改為使用標號較低
的B4汽油，把油門推滿會產生爆震。唯一的使用方法只有將油門桿保持在低位。而
V-1650-3的獨立子系統可以直接調節進氣壓上限，即使改用低標號汽油也可通過降低進氣
壓上限來保證飛行員的油門桿操作便利性。不過這主要是後勤方面的問題，不應當強求自
控系統設計。
反過來要提高性能時，整合的自動控制系統也只能靠安裝額外的組件超越控制引擎，FW
190 A-8的應急動力系統就是這樣的組件。安裝了組件之後若要使用應急動力，也會多出
一個操作步驟：將油門推滿之後按動應急動力按鈕。
對於獨立子系統的V-1650-3，使用高標號燃油（如著名的100/150#）時，則只需要將應急
動力下的進氣壓上限調整到75英寸汞柱，對於油門操作方式無額外影響。



2、 增壓傳動比控制：
V-1650-3也使用了傳動比自動切換系統，將座艙內的開關撥到自動位置，引擎爬升時傳動
比切換高度為20500英尺，下降時為19500英尺。
BMW 801下降時切換高度和爬升時切換高度差距5200英尺。這個高度差會產生這樣的結果
：飛機爬升到了1萬5千英尺，一場混戰之後高度掉到了8千英尺，此時增壓器應該使用低
速檔，但是控制系統仍然停留在高速檔運轉，無論再爬升還是平飛加速都會因為功率不足
受到影響。
此時飛行性能可參考圖a的藍色虛擬線。橫線表示下降高度時在較低高度切換增壓器檔位
的影響。



圖a-0
http://imgur.com/9YIYbEK

圖a-1
http://imgur.com/xqeGlmh
而V-1650-3引擎的切換高度差僅有1000英尺。在如上述情況發生時，引擎功率輸出受到的
影響會小很多，不過也因為高度差較小，容易導致在短時間內多次切換傳動比，傳動和離
合器會產生額外磨損。
當時多數型號的引擎沒有使用自動系統，依靠飛行員手動切換驅動比，對於這些引擎則不
會有上述問題，而採用了無極變速的DB605也沒有影響。
從報告本身可以發現，理想的增壓器切換高度隨著引擎工況的不同而不同，對於手動控制
的引擎，飛行員幾乎不可能在所有情況下都在合適的時機切換傳動比，而自動控制系統雖
然有一點小問題，卻能有效的管理引擎。



3、 槳距/轉速控制：
V-1650-3引擎提供了一根轉速控制桿，飛行員並非直接控制槳距而是通過這根操縱桿直接
控制轉速。將這根操縱桿推滿時引擎轉速達到3000轉/分。拉到底時則為1800轉/分。
獨立的轉速/槳距控制桿是主流的控制系統設置方式，使用時自然複雜一分：通常情況下
最好先增加轉速，再推油門，反過來則應先收油門，再減少轉速。
此外這類系統與BMW 801的自動控制系統在功率檔位的設定上會產生差距。 V-1650-3的控
制系統同時以轉速控制桿和油門桿（進氣壓）來標定功率檔位，比如軍用動力是3000轉/
分61英寸汞柱，而戰鬥應急功率是3000轉/分67英寸汞柱。 BMW 801引擎只能以油門杆位
置（轉速）來標定功率，比如2700轉/分1.42ATA來作為最大功率，2400轉/分1.32ATA作為
軍用功率（原始德文意思略為不同，在這裡統一標準） ，雖然同時標定了進氣壓，但這
並非可控變量。


4、混合比控制：
V-1650-3使用了單獨的自動混合比控制系統。這個系統分為2檔：1、怠速/切斷 這一檔用
於引擎啟動時和關閉時；2、自動貧油/運轉 在引擎啟動之後即可切換到這一檔。自動控
制系統依據引擎轉速和進氣壓力來改變貧油/富油混合比，當轉速達到2700轉/分，進氣壓
達到46英寸汞柱時會從貧油切換到富油。
有些飛機上另外標了一檔：自動富油/全富油 在早期批次飛機上混合比控制分為3檔，這
一檔在應急動力時使用。後期批次引擎已將功能經整合到控制系統中，但是操縱桿區域的
標識沒有改動，這一檔位作廢，不能實際使用。
因為油門、轉速、混合比控制分離，在V-1650-3引擎上要使用戰鬥應急動力則應：將混合
比控制調到自動貧油（早期批次則為自動富油）檔，轉速操縱桿推滿到3000轉/分，最後
將油門推到應急功率位置。對於只有一根操縱桿的BMW 801引擎，則簡單的將油門桿推到
頭則可使用最大功率，例外情況可見上文。
當時仍然有一部分完全手動控制混合比的飛機。在追求滯空時間的情況下，自動控制系統
的混合比限制較大，不能靠盡可能降低燃料空氣比以追求極限滯空時間，全自動的德國引
擎和其他半自動的引擎在這一點上沒有區別。除了這一點以外，因為影響混合比因素太多
，完全手動控制的引擎在多數情況下都難以用理想的混合比運轉。


5、點火提前角控制：
實際上點火提前角從來不靠飛行員手動操作，只有使用自動系統（或者固定角度不變），
V-1650-3也不例外。另外Merlin系列是雙火花塞引擎，每個氣缸有2個火花塞，分別在進
氣門側和排氣門側，兩側的點火時機可以由地勤獨立調節。雙火花塞的好處是點火效率更
高，有助於提高引擎動力性能，壞處則是額外的增加了一套零件。
在V-1650-3引擎上點火提前角根據油門位置改變而改變，貧油混合比下點火提前角最大為
24°（兩側同），應急動力下則為最大50°（兩側同）。英國皇家空軍在100/130往
100/150#燃油轉換的測試中曾一度將其P-51使用的引擎點火提前角改為最大45°（進氣側
）、38°（排氣側），之後又統一為45°（兩側同）。


6、散熱片/散熱器風門控制：
測試報告沒有包括該部分，因為BMW 801引擎使用風扇強製冷卻，而非一般氣冷引擎使用
的散熱片，測試本身也不涉及此處。 V-1650-3則有自動散熱器控制，正常飛行時將開關
放在“自動”檔位上即可，散熱器風門會根據冷卻液和滑油溫度自行調節出口面積。其它
一些戰鬥機型號，如噴火、Bf 109等也使用了自動散熱器控制。手動控制的引擎則需要飛
行員經常注意引擎溫度，過冷和經濟巡航時減小、關閉風門，過熱時全開風門。



總結：
引擎自動化控制的優點非常明顯，操作簡單方便，可以減少錯誤操作，便於新手訓練使用
。對於老手也能減輕他們的飛行負擔，把更多注意力轉向態勢感知、編隊距離和舵面操作
等問題上。雖然有人認為用手動控制引擎由王牌飛行員使用能發揮出更好的性能，但是恰
好德國空軍的運作體制使得他們擁有最多的王牌飛行員，而這些飛行員使用的Bf 109和
Fw 190都是整合自動操作系統的飛機，筆者並未見過他們之中有誰認為手中的戰鬥機引擎
應改為手動操作。
在大洋彼岸，美國海軍對FW 190的模擬空戰測試報告中也認為單根操縱桿讓飛機容易操作
，雖然此時報告仍然認為手動控制部分較多的R 2800引擎有很多好處，不過在F4U5和F8F2
上使用的最後一代R 2800E系列引擎仍然添加了多個自動控制子系統。陸軍航空兵則在
P-47N-25上引入了更為整體式的自動引擎控制系統。英國勞斯萊斯設計生產的merlin系列
和帕克哈德許可生產的V-1650系列則一直是自動化程度較高的範例，雖然系統整合方式各
不相同，但是由此可見戰鬥機引擎操作自動化的優點受到了廣泛認可。




題外話：FW 190的航程
通常所說FW 190的航程僅有800-900公里，真的是這樣麼？
http://imgur.com/Yh9r84c



翻閱FW 190A8飛行手冊，如上圖A-8manual，可以看到內中的航程標定的3種巡航轉速，
2300、2100、2000轉/分。由本文2300轉/分實際已經在動力區使用富油燃燒，可認為這是
接戰前的高速巡航狀態。因為2150轉/分是巡航/動力區切換點，2100轉/分則是最大貧油
巡航速度。 2000轉/分稍低，仍然可認為是高速巡航。滯空時間都相當短，富油一個半小
時左右，貧油高速巡航2小時左右。
最大速度相仿的F4U-1D型戰鬥機在1500英尺高度的經濟巡航速度僅在175英里/時左右，
而FW 190 A-8在低空的巡航速度達到了273至320英里/時不等。可見被用來當成“短腿”
比較的航程數據與一般意義的最大航程數據標準完全不同。
若重新估算航程，以本測試的內容可知經濟巡航轉速可低至1450轉/分。如圖20所示，
1450轉/分在臨界高度以下的燃料消耗率在200lb/h到250lb/h之間。對於手冊中1102lb的
滿內油可以用5.5-4.4小時，航程可能會遠至1500公里左右。

http://imgur.com/0yg93aC
附:這張圖中（轉速-燃料消耗-巡航速度）1600轉/分@320kph@160L/h。看不清楚，速度應
該是TAS。 640升內油可以燒4小時（160L/H大約275lb/H）。圖後附帶的航程條件不明。

超長文完結

短時間內我是不會再轉引擎的文章了 應該會轉些戰史類的
這文真的很長很複雜 讓人豆頁痛
但是圖文兼具還有翻譯
所以我才費時間一張一張圖慢慢改…
蟹總的原圖是簡體的 所以他給我了原報告 解析度比較高 讓我方便改
相當謝謝蟹總

https://mega.nz/#!vUB0BLLC!ahUavt1lZ_OZdoDC-iXwZQUcYNARlDNvc3qU22gYcdo
原報告分享

圖的字可能不大 可是解析度夠高 應該是還好 有看不清楚的狀況就說一下
我還學到一課 原來水泵念水泵 我一直以為是水汞= = 所以前面有圖好像打錯了


以上 謝謝大家

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※ 編輯: wl00669773 (36.236.237.13), 08/25/2017 15:54:29
推 c22748872: 英國航空部的翻譯時間XDDDDD
→ wl00669773: ?NACA是美國國家航空諮詢委員會
推 GTHO: 辛苦了
辛苦是還好 就怕實在太長太復雜 沒人想看
※ 編輯: wl00669773 (36.236.237.13), 08/25/2017 18:21:57
推 PAULDAVID: 推
推 FW190Pilot: 先推再看XD
推 Theo57: 109航程好像也是差不多的狀況，實際上有辦法飛更遠
推 vt1009: 推
推 eszerfrm: 辛苦你了，優質的好文章喔
→ eszerfrm: 後面1500公里有點嚇死人
推 ak47123121: 推
推 Victory2: 推
→ Victory2: 順便一提，泵就是英文pump的英譯呀 XD
→ wl00669773: 我查字典知道發音就知道是音譯了 但是以前真不知道