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RR灰背隼化油器的诞生、缺陷与改进
本文是在两位作者的基础上翻译再加上个人的一些补充内容完成的，众所周知，洋人写文章语句完全不通顺而且晦涩难懂，本文没有经过什么润色，不过还是能看懂的
自从1940年来，有关不列颠空战BOB时期英国灰背隼发动机的化油器以及德国的燃料喷射器之间的故事一直脍炙人口。由于各种不同的原因，这项课题的研究直到近年来才获得了充足的资料背书，因为大部分读者对这个话题的认知都来源于不同的书籍，但通俗史作家一般来说对机械并没有什么认知。
而另一个原因是，现在我们可以找到大量的文件证明重力给油式的化油器给皇家空军RAF的实战造成了严重的困扰，但其实大部分这种文件都是在1970s年代才解密的，这就使得对于BOB的技术性研究在战后近30年内其实都只能说是猜测，而后世的书大部分也都是在复读一样的内容罢了。(举个例子，航空部有关灰背隼的发展的文件直到1972年才解密。)
尽管我的书(指苏格兰机械专家calumdoglas在近两年出版的《Thesecrethorsepowerrace》)已经大量陈述了英国的燃料喷射器实际上在1930s具有无可比拟的先进地位(甚至是在1920s)，但剩下的内容就让ChrisStarr(前RAF机械工程师)来描述英国在喷油器这件事情上的失误决策吧，他还会详细说说灰背隼上的化油器到底发生了什么，他写的很好很详细，我在自己的书里无法像他这样详细地描述这些机械上的细节。
Chris写的这篇文章有相当多的技术细节，所以我会把这段写在前面，对一些术语进行解释，来让那些不太熟悉化油器的读者理解。
所谓的浮子式化油器本质上只是一个普通的保持在正常大气压下的燃料储存罐，而化油器的其他结构会用吸力将这个储存罐里的油吸出来进入发动机内。为了创造出这个“吸力”，发动机的化油器一般会有多个“节流阀”，吸入发动机的空气必须先经过这个节流阀再进入气缸。
这种节流阀本质上我们可以试做为这条进气道打造了一个可以调节宽窄的收缩点，由于空气必须加速才能通过这处窄点，于是这里的气压必定会降低，这也就是我们常说的文氏管，化油器的浮子室会连在这里设置一个量孔连接到喷油嘴，由于气压降低，燃料自然就被“吸出”了，同时被吹散雾化，和进气混合。
这处节流阀的作用就是调节吸入发动机气缸中的燃料多寡，而具体要吸多少油自然要取决于发动机需要多少燃料来维持一个合适的空燃比(空气和燃料的混合比率)。
由于这种结构简单的设计，我们可以知道燃料从这个喷油嘴里出来的时候压力必定比在浮子室内的要低，否则燃料也不能被吸出来，发动机就无法启动。
为了让浮子室和进气道保持这种几乎算得上微妙的压力差，浮子式化油器必须确保燃料不会在浮子室内被加压，否则进入发动机气缸里的燃料会大大增加，甚至无法让火花塞点火。因此，才有浮子的存在，我们都见过厕所水箱的浮子，这两者就是一样的。当浮子室内的燃料达到一定数量，它就会浮起来，堵住燃料进入浮子室的管道，防止浮子室内的燃料气压变得很低，从而无法让进气道吸取燃料。
而当发动机吸入了更多燃料后，浮子就会降下来，让燃料进入浮子室，等待被进气道吸取。
虽然这套系统的设计可以称得上精妙，但在飞机上就不是这么一回事了。浮子的行为逻辑完全可以被作用于它身上的外力、重力和重力作用的方向、以及搭载的飞机的加速度大小中改变。Chris接下来会详细阐明这个问题，但我这里还要说，根据战时的测试表明，即使是相当小的机体动作，都会让化油器理想的量油量发生巨大的变化，这不仅仅只存在于我们常听说的负G机动或者倒飞这类极端机动中。
这些浮子式化油器的这些固有问题基本上是无法解决的，但是可以使用各种小附件来缓解。举例来说，化油器吸取的燃料和空气的混合气会随着飞机爬升时高度的增加而密度产生改变，但是燃料本身的密度又不会发生改变，这就是一个基本上无法解决的基础物理问题，即使后来有各种纠正措施来修正量油问题，但没有一个能彻底解决。因此，对于一种能在二战军用活塞引擎上使用的化油器，我们在上文提到的所有只不过是基础的原理罢了，实际上化油器的具体构造要复杂的多。
同时，我们要知道，在航空器诞生的年代，引擎和化油器都是在地面上开发的，在地面上，上文提到的问题都不存在，压力和温度的变化也不存在。从历史上来说，第一次世界大战期间的飞机引擎，不论是寿命还是可靠性都非常糟糕，所以化油器的问题也没有得到优先级解决的地位。战后，高空飞行和高性能引擎的发展速度飙升，但这些成就大部分是依靠着增压器技术的发展而达成的，至于燃料输送技术？依旧不是提升飞机性能的重点。
我再重复多少遍都不为过，化油器的问题对RAF造成了巨大的麻烦，但是这项问题完全不是能在短短几个月内解决的，我们后来都知道，灰背隼的新式浮子式化油器解决了所谓“断油”的众多缺陷中最严重的一个，不过这也不是个足以称之为完善的解决方案，但足以防止RAF遭受更严重的损失——化油器的问题或多或少造成了战斗机的飞行性能下降，或者说导致飞机成为了德国空军的战绩。德国空军的飞行员或许有不少都通过利用Bf-109负G机动的优势成功摆脱了被击毁的下场。
(作为亲自参与了灰背隼发动机改进的StanleyHooker爵士在其自传《NotMuchofanEngineer》中也阐述了类似观点：“BOB中最可怕的敌人是装备了奔驰发动机的梅塞施密特Bf-109。它的燃料是由喷油器直接喷射到气缸里的，而灰背隼不同，它的燃料是由化油器泵入正被吸入增压器的空气中，增压器帮助混合之后再分配进气缸里。
德国飞行员很快就发现了灰背隼发动机的缺陷，如果他被一架喷火或者飓风咬到了6点，那他所要做的只是推杆然后进入俯冲。如果喷火要跟上Bf-109，那么负G力会把化油器浮子室内的燃料抛上顶部，这样油料就无法被吸出，导致气缸里只会进入空气，没有燃料自然无法燃烧，于是发动机就停转了。等到动力恢复，燃料回到浮子室的底部时，Bf-109早就跑远了。
我们的飞行员很快就发现，要解决这个问题只能在进入俯冲前快速翻滚进入倒飞状态以保持正G力，但这也称不上什么好方法……
……在空战中，就算是1000英尺的升限差或者5mph的速度差都会造成严重的后果。”
当然，这种观点虽然说不上错误，但实际上能对BOB产生的影响并不会像两位作者口中提到的那么大)
这个故事远不止是有关于当时战斗机引擎的燃料输送技术的讨论。
当劳斯莱斯在1930s开始设计新一代的1000hp级别发动机时，他们面前其实没有多少燃料输送装置可以选择，浮子式化油器可能是其中最理想的。因为这种类型的化油器以及成功在各种航空发动机上使用了数十年，可以说相当成熟。灰背隼被设计成一个使用增压器的V型12缸发动机，布局类似于RR之前在航空竞速赛中使用的R型发动机。其化油器布置在增压器进气口之前，同时为了缩短引擎长度而布置成了一个上吸式的化油器。这种布局也很类似于之前的茶隼引擎，茶隼的化油器采用的是Claudel-Hobson构型，其中燃料喷射的流量是靠化油器上的固定喷油嘴上进行物理调节实现的(或者说的明白一点，就是加个节流阀)，这需要飞行员控制混合气浓度和节气门位置，图1显示的就是一种典型的Claudel-Hobson构型化油器，这种构型明显比我们上文所阐述的原理要远远复杂，不过基础原理还是不变的。
虽然Claudel-Hobson构型的化油器和灰背隼并没有什么关系，但它的基本原理和构造也十分接近后者的化油器了：文氏管中的节流阀、为补偿瞬间提升马力时的燃油因密度比空气大而难以瞬间泵入到空气中因而设计的加速泵、浮子室内的燃料、还有燃料喷嘴。图1的右侧剖面可以看到带有高度补偿和适配发动机增压系统的Claudel-Hobson构型化油器是全套机械控制的，没有自动功能。按照RR的设计师A.A.Rubbra说，在设计灰背隼引擎的时候是按照带增压器的茶隼引擎的经验设计的，于是，灰背隼上就必须采用自动化油器控制系统来减轻飞行员的工作量。
在灰背隼引擎的化油器竞标中，SkinnersUnion公司的可变喷射化油器胜于了Claudel-Hobson构型，于是灰背隼就用上了SU型化油器，但其自动化控制仍然十分感人，飞行员面前依旧有一个需要自己操作的混合气浓度控制杆，不过在其他方面实现了一定程度上的自动化控制。
在这时候，我们开篇提到的浮子式化油器的各种天生缺陷已经被认识到了，但尚无办法解决。
浮子式化油器很容易受到姿态或者加速度的影响，究其原因是其采用了很简单的浮子来调节燃料的供应。从浮子室到文丘管里的燃料预设的调节是不经受任何加速度或者姿态偏移状态的，这两点如果产生任何变化，浮子式化油器的量油能力都会受到影响。
与此同时在德国，燃料喷射器的开发工作已经在1928年就开始了，根据RLM帝国航空部于1933年的指示，大型航空发动机都要采用燃料喷射器而非化油器。燃料喷射器主要就是用来优化多缸发动机每个气缸的空燃比，优化大气门重叠角下的燃料消耗，消除进气管中的文丘管设计，简化飞行员的工作量，防止化油器上易结冰的缺点，并防止由于倒飞或者G力造成的燃料供给混乱。这些问题一直都是浮子式化油器解决不了的，直到1943年，压力式化油器和燃料喷射器才在盟军引擎上提到了浮子式化油器。(需要注意的是，燃料喷射器也不尽是优点，构造极其复杂，造价高昂和易导致发动机积碳都是极其严重的问题，尤其是对于高压缩比使用高芳烃含量燃料的德国发动机来说。)
最初的量产型灰背隼化油器型号是SUAVT32/135，是双文丘管构型的上吸式双腔化油器，每根文丘管直径约3.3英寸，我们看图2会更直观一点，也就是普通的浮子式化油器镜像了一下的布局。左边由膜盒气压计控制，随飞机高度变化而改变量油，右边的则是同样由膜盒气压计控制的，随发动机进气压变化而改变量油。
化油器还带有一个自动加速泵和怠速油路，前者在上文也有提到，后者则是为了防止进气量过低时文丘管内的低压不足以雾化燃油造成发动机停转设立的。文丘管内节流阀的控制依旧是由飞行员控制的。
不过，在量产型灰背隼上RR的增压控制器可以通过连杆和差速器限制节流阀的位置，从而对流入文丘管的空气量进行限制防止发动机过度增压。增压控制器也有各种能够超越限制的手段，我们在二战活塞机上常见的战斗档Combatpowerrating——各种国家的叫法不一样，但本质是一样的——就是通过超限强行打开节流阀来实行超压的。
由于浮子式化油器是依靠一种非常微妙的压力差将燃料吸入到文丘管里并雾化的，所以任何偏离垂直和水平基准都会对量油造成严重的影响，从而改变浮子室内燃料喷出到文丘管里的位置。最严重的是，如果在负G力下，浮子室内的燃料可能会处于一种相对平常状态完全颠倒的情况，就像你拿着一瓶水在空战快速进行圆周旋转，那瓶子里的水就会紧贴在瓶底一样，这会对发动机的混合气产生巨大的影响，这就是我们常说的负G断油。
哪怕是在1930s，飞机进行正G机动或者倒G机动都很常见，所有人都知道化油器有这样的一个巨大缺陷，但英国人似乎并没有采取什么行动去解决化油器的这个问题。而且，在高速飞行时飞机哪怕没有倒飞都会被负G力作用，只需要向下推杆将机头朝向下方就会产生负G力，英国人在1941年才采取措施解决了这个问题。
另一个问题是化油器结冰的问题。我们之前就提到了文丘管是依靠进气道突然收窄，造成气流在收窄处形成一个低压将燃料吸出并雾化。根据理想状态方程式pV=nRT，p(压强)、V(气体体积)、T(温度)、n(气体mol)、R(理想气体常数)，当气体流经文丘管的窄处时，V、n、R值不变，P压强降低，那么T温度就会一并降低，再加上燃料具有极高的比热容，一经低压导致的雾化就会从空气中吸收大量热量，进一步导致温度下降，有出处指出雾化会降低25°C的气温，但条件不是很明确。
我们都已知发动机进气管吸入的空气富含水蒸气，且高度越高，温度越低，那么如果飞机超过一定高度，这两种效应加起来就会导致进气温度在流经文氏管之后远远低于0摄氏度，这时空气中的水蒸气就会在文氏管的窄处和之后的位置结冰，冰会严重阻碍燃料和空气的混合气进入发动机气缸，足以导致发动机停机。灰背隼的SU化油器通过在节流阀内置了热滑油和在文丘管周围布置热的发动机冷却液管路来防止化油器结冰，但却可能会造成进气被过度加热，且额外的机油和冷却液管路也可能会导致不必要的泄露。
除开如上我们陈述的大量SU浮子式化油器的问题，其还有回火和气缸混合气分配不平衡的问题，但RR还是在灰背隼I、II、III、IV、V、VIII、X、XII和30系列型号上使用了同种化油器。如果仔细研究图2，我们就能轻易理解SUAVT32/135型化油器的结构和功能。燃料的供应由浮子控制，以保持燃料水平面位置略低于燃料喷嘴的位置，每一个文丘管对应一个燃料喷嘴，同时燃料也可适用于怠速油路、加速泵还有主燃油喷嘴(或称怠速泵，本质上这三个装置效果是一样的，只是适用的场景不同)，这三个都是靠膜盒气压计控制的，共有两个膜盒气压计，一个用以感知高度，一个用以感知发动机增压，可以选择是使用富混合气还是贫混合气，以此就能控制化油器的喷油量。
浮子室上还置有一个排气口(43)，它的用处是平衡浮子室内和文丘管窄处的压力。在怠速时，几近关闭的节流阀(38)会导致气体在节流阀后方的区域形成另一个低压，怠速油路喷嘴(9)就设立在这里，这股低压也会把燃料从浮子室内吸出来保证发动机运转。随着节流阀的打开，气流又开始涌进来，文丘管的窄处低压效应增强，燃料就会从主燃料喷嘴(30)被吸出，并在低压下雾化。当节流阀突然增大，加速泵就会将燃料从加速泵的喷嘴(25)处喷出并进入气体中，这是为了防止节流阀突然增大导致密度更高的燃料无法及时被泵入密度较低空气中，由此导致混合气过稀发动机停转，这种情况叫WeekCuting。
至于燃料无法均匀地分配到每一个气缸里的问题，通过一个非常暴力的方法解决了，就是把每个气缸分配到的混合气都富油化到一定程度，那么分配到混合气最稀薄的气缸也不会导致火花塞无法点火。
还有增加发动机进气压力时导致的回火的问题，回火是因为发动机的气缸在进气门打开的时候缸内混合气还在燃烧导致的，常见的背景就是飞行员需要突然增加发动机马力，导致混合气变稀薄，点火后燃烧速度变慢，使得进气门打开时火焰冒出点燃进气道内的混合气，虽然加速泵可以一定程度上缓解这个问题，但还需要靠在发动机进气管口处安装一个消焰器，这个消焰器是由细小的条状镍-银合金制作的，可以熄灭进气道内被点燃的火焰，防止发动机故障，但是这玩意的维护可以说丝毫不便宜，而且它也一定程度上阻碍了发动机动力，毕竟进气管内任何一丝一毫弯折或者别的凸出物都会让混合气被“吸取”能量，这一块也是德国人做的比较好，在进气门前的进气道管壁都比较光滑：
最初的灰背隼SUAVT32/135化油器有一个奇怪的缺陷，其在怠速油路中缺少一个SlowRunningCutOff装置，SRCO，直译就是在怠速时切断燃料供应的装置。Claudel-Hobson构型上就有SRCO装置，它的用途主要是通过停止对化油器中怠速油路的燃料供应来实现快速关闭发动机的功能。既然没有SRCO，那么早期的灰背隼在关闭油门杆后，需要等待发动机浮子室内的燃料液面下降，然后再关闭磁电机的开关。这个过程不仅麻烦而且浪费时间，甚至还有可能在关闭发动机后在进气道内留下危险的可燃物。大约在灰背隼III的时候，SRCO装置才被装回了发动机里，通过在操作面板上的一个拉环控制的电缆上启动。
以上所述就是灰背隼的化油器直到BOB开始之前的大致状态，但是自从1933年灰背隼的浮子式化油器被确定之后，其他国家的化油器和燃料喷射系统实际上都有了很大的进步。在英国，燃料喷射系统并没有得到RAE即皇家空军研究院的青睐，而其他国家化油器的一些发展和进步也被忽视了，特别是来自美国的Bendix-Stromberg公司开发了全新的压力式化油器系统，这种化油器没有了带通风孔的浮子式、浮子还有文丘管里的燃料喷嘴，采用压力计来调节和计量燃料，然后再喷入到进气道内。
这种全新的化油器几乎一举解决了传统化油器的所有固有缺陷，除开有关负G和倒飞状态下所谓的断油问题，还会将燃料直接喷入到增压器进气口前，几乎消除了化油器结冰的危险。这种新的Bendix化油器在1938年于AllisonV-1710-C10上首次装备，不过Bendix化油器不是我们现阶段的重点，会放在以后再详细说，我们只要知道它相比灰背隼的SU化油器要先进的多。
在BOB时期，喷火和Bf-109的性能是相当接近的。Bf-109的DB-601发动机使用了燃料直喷系统，在各种机动姿态下都能保证发动机的运转，甚至在完全负G的状态下也能运行一段时间。但采用浮子式化油器的灰背隼喷火则会在各种机动姿态下出现故障，在负G下还会出现发动机停转的惨状。通过研究图2中的SUAVT32/135型化油器可以帮助我们理解这个问题。黄色的区块代表燃料，如果在负G状态下，燃料会被甩到浮子室的顶部，不受限制地流入浮子室的通气孔(43)，我们会发现浮子室的通气孔实际上是直接连接到发动机进气道里的，直接就布置在文丘管的窄处之前的一点位置。在持续零或者负G状态下，燃料浮子室内的浮子会随着液面不断上升，导致浮子控制的燃料阀被完全打开，从燃油箱中运送的燃料从燃料阀(33)中源源不断地进入浮子室内，这就会导致燃料几乎会淹没所有浮子室连通的地方，包括我们刚刚提到的通风孔、通风孔连接到文丘管前的浮子室进气口、燃料喷嘴，并借由这些地方一并进入发动机进气道，这就会导致发动机产生Richcut，也就是进入气缸的混合气其中燃料占的比率太高导致无法有效燃烧，发动机停转。我们所说的负G断油实际上并不是真的断油，而是化油器设计缺陷导致的混合气过富导致的。同时，这种情况我们仅谈论于灰背隼的SUAVT32/135型化油器上，不同的化油器会有不同的断油情况，因为负G条件下化油器的内部状况实在是过于紊乱，无法详细分解出每一种情况。
尽管当发动机进入负G时就会很快停止工作，但由于恒速螺旋桨的原因，使得其不得不驱动起一台死机，这就会导致螺旋桨不再输出动力，反而会导致一个类似制动器减速板一样的效果，而只有回复到正G数秒之后发动机才会恢复正常运行。对RAF来说，在BOB期间已经来不及采取任何方法来解决化油器的问题了。
在这之后，RR开始生产灰背隼XX，它使用了新型的化油器，SUAVT40/193，这种化油器加大了节流阀的尺寸，并使用3.75英寸直径的文丘管取代了3.3英寸的老版，由此获得了更大的进气流量，同时还安装了两个浮子室试图减少浮子式化油器在基准偏移的情况下遭受的严重问题，但这种化油器依旧不能在负G下工作。SUAVT40/193的构型和它的前辈可以说是较为类似，但看起来就完全不一样了，它被用于灰背隼XX、21、34、46，详见图3。
RAE的女性工程师BeatriceShilling想到了一个极其聪明又简单粗暴的方法来解决这个问题，shilling用一块黄铜制成的金属膜片，在其上钻了一个孔，塞进了化油器的浮子室中，这个金属膜片上的孔经过仔细研究，可以让发动机所需燃料数量的极值进入浮子室，因而在正常状态下，对浮子式化油器并不构成限制，而一但负G下浮子因为重量被顶开，燃料阀无限制地流入燃料，金属膜片就限制了这股燃料流量，使其保持在发动机能够正常运转的范围内而不发生RichCuting即负G断油，但很明显这个措施只能短暂抑制负G下断油的风险，但也足够飞行员在战斗中使用一些负G机动了。1941年Shilling的金属膜片被广泛使用，正式名称为“RAE限制器”，按照在飞机油箱通向浮子室的燃料阀出口处。
不过RR的努力当然不会止步于此，AVT40/193之后也被大量使用于各种引擎，似乎RAE最终选择了保留浮子式化油器的基本设计，并试图在此基础上改善负G能力，毕竟此前金属膜片的创新式设计遭到了严重失败。
即使在有了Shilling的金属片这个权衡之际后，要解决的问题依旧是我们提过的那几个，但是这次需要一个更全面一劳永逸的方法去解决，于是浮子室的通气孔通过安装一个球阀来防止燃料倒灌进入进气道，而至于浮子在负G状态下随着液面上升而导致燃料流量过大则通过在浮子上安装了一个杠杆最大流速限制器，限制了浮子上浮的最大行程，从而限制了最大能流入浮子室的燃料流量，方法和RAE限制器接近，但更复杂。
(Theflowoffueltothemainjetswasmaintainedbyisolatingthejetorificeinachamberformedbyaplateandfedwithfuelfromshroudtubesthatactedasstandpipes,feedingfuelwheneitheruprightorinverted.这一块作者还提到了一个改善负G性能的措施，但我无法在结构图中详细找到这个位置和改进，无法翻译，希望有人能帮助在评论区指出这项改进的具体实现形式)
这样的新式化油器被称为AVT40anti-G，也被叫做RAE抗G力型化油器。
灰背隼发动机的发展仍在继续，为了适配使用二级二速增压器的新式灰背隼60系发动机，需要一个容积更大的化油器来匹配更多的进气和功率，这种新型化油器是RR/SUAVT44/199/1，用于灰背隼60、61、62，这款化油器本身不具备抗G力能力，之后的带有抗G力能力的化油器则是AVT44/208，用于专为战斗设计的灰背隼61、63和64。
1942年4月对喷火IX(AB505)进行了不同类型的化油器测试，实验指出“安装了最新式抗G力化油器的灰背隼61能够轻易从爬升改入俯冲”，但在同年7月进行的一次实验中，还在用老式无抗G力能力化油器的喷火IX则在与Fw-190进行的模拟对抗中“难以在俯冲中机动，因为发动机的化油器非常容易在这种状态下熄火。”
图6和7都是AVT44/199/1的结构图
对于下一型全新的灰背隼66发动机，RR最终放弃吊在浮子式化油器一根绳子上，转而决定引进美国Bendix–Stromberg的压力式化油器，这种化油器我们之前已经提过，在1938年就开始了生产。Bendix的化油器全套油路是完全加压的，省去了麻烦的浮子系统，其也完全不会受到负G力的影响，再加上不再依靠低压将燃料吸出，可以随意布置单点喷射的位置，因而就不会有我们提到的雾化低温结冰问题，同时也再也不需要从发动机滑油路和冷却剂路引两条线路来加热化油器了。
RR已经知道bendix单点喷射化油器(pressure、injection，这两个单词都可用于代表同一种化油器，即bendix的这种独创化油器)的存在很久了，像V-1710就大规模使用这种化油器，而pakard在美国生产V-1650时，从一开始就是要了bendix的PD16型化油器。对高功率型号的灰背隼66而言，RR需要一个容积更大的化油器，以bendixPD18为基础，修改为了8D44/1型化油器，如图8所示。
在美国，Packard生产的灰背隼66被成为灰背隼266或者V-1650-7，也就是P-51野马的发动机，它们使用的化油器就是PD18而非英国本土化的8D44/1，这可以说是二战盟军发动机开始向燃料缸内直喷系统迈出的一大步，基本上完全没有了浮子式化油器的弊病。英国人则在之后的灰背隼发展型上用上了SU自产的单点喷射器，在英国沙克尔顿轰炸机于1991年退役之前，这种单点喷射器一直在为狮鹫发动机提供动力。
原文自CalumDoglas个人网站放出，原作者ChrisStarr，前RAF机械工程师
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雷达卡
发表于 2025-5-6 13:26:56
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