Изобретение относится к транспортному машиностроению и касается воздушного движителя, выполненного в виде воздушного винта при ограничениях его диаметра, и способа повышения силы тяги и КПД воздушного винта. Способ заключается в том, что выбирают расчетным методом оптимальное число монопланных базовых лопастей винта, обеспечивающих максимальный коэффициент полезного действия (КПД) и соответствующую этому КПД тяговую силу. Определяют разницу между потребной и расчетной силами тяги. Компенсируют полученную разницу тонкостенными полипланными рабочими поверхностями, присоединяемыми к базовым лопастям преимущественно на стороне, обращенной в направлении полета (подъема) при условии непревышения скорости звука окружными скоростями концов базовых лопастей винта и полипланных рабочих поверхностей: D·n max ≤6000, где D - ограниченный (заданный) диаметр сметаемой площади, м; а n max - максимальная скорость вращения воздушного винта, об/мин. Воздушный винт для реализации способа содержит широкие базовые лопасти и симметричные поперечные профили лопастей. Полипланные рабочие поверхности выполнены, например, в виде решетки с набором плоских взаимно перпендикулярных пластин и установлены на базовых лопастях, начиная с конца лопасти. Достигается увеличение силы тяги и повышение КПД воздушного винта. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 1 табл., 6 ил.
Изобретение относится к транспортному машиностроению и касается воздушного движителя, выполненного в виде воздушного винта.
Уровень техники определяется фактически монопланными винтами с ограниченным числом лопастей большого диаметра. Способ повышения силы тяги винта связан с увеличением числа лопастей винта, а повышение КПД достигается уменьшением сопротивления дополнительных аэродинамических несущих (рабочих) поверхностей в воздушной среде в дозвуковом диапазоне скоростей концевых элементов лопастей винта.
Аналогом осуществления указанного способа являются так называемые тандемные винты и решетчатые крылья . Как известно, главным недостатком этих крыльев является более низкое аэродинамическое качество, чем монопланных, на дозвуковых скоростях. Наибольшее практическое значение представляют несущие, стабилизирующие и рулевые решетчатые поверхности .
Описание прототипа и его недостатков
К ближайшим аналогам можно отнести многолопастные винты значительного диаметра самолетов и винтокрылые несущие и подъемные устройства вертолетов, отличающиеся исключительно большими диаметрами и малой поперечной жесткостью. При конструктивных ограничениях на диаметр винта и связанным с этим уменьшением сметаемой площади снижается сила тяги винта (подъемная сила), что является основным недостатком монопланных винтов малого диаметра. Недостатком многолопастных винтов является снижение КПД винта, связанное с возрастанием аэродинамического сопротивления таких винтов в осевом направлении. Снижение КПД винта ведет к увеличению расходов топлива, уменьшению дальности полета, грузоподъемности летательного аппарата и т.п. Недостатком винтокрылых конструкций являются разнородные продольные и поперечные колебания, снижающие безопасность эксплуатации вертолетов, особенно в пересеченной местности и в горных условиях (явление «земного резонанса» и т.п.).
Технической задачей, на решение которой направлен данный способ, является увеличение силы тяги воздушного винта при уменьшении длины его базовых лопастей и повышение его КПД с соответствующей экономией топлива. Увеличение силы тяги и повышение КПД достигается за счет дополнительных полипланных несущих поверхностей, присоединяемых к несущим поверхностям базовых лопастей и обеспечивающих достижение требуемых и, прежде всего, экономичных режимов движения летательного аппарата, например крейсерской скорости полета самолета или скороподъемности вертолета. При этом учитывается, что поглощаемая винтом мощность пропорциональна третьей степени числа оборотов винта и пятой степени диаметра винта. При постоянных значениях числа оборотов, диаметра винта и угла атаки лопастей поглощаемая мощность возрастает приблизительно пропорционально величине отношения развернутой поверхности базовых лопастей винта к величине сметаемой им площади. В результате мощность, поглощаемая винтом, приблизительно пропорциональна числу базовых лопастей винта , если дополнительные полипланные устройства не увеличивают развернутую поверхность базовых лопастей винта. Вместе с тем, задача ограничения диаметра винта возникает на гидросамолетах и некоторых машинах, относящихся к нетрадиционным конструкциям летательных аппаратов, например к аэромобилям, т.е. к транспортным средствам, преобразуемым в летательный аппарат по патенту РФ №2169085 .
Сущность способа повышения силы тяги и КПД многолопастного воздушного винта с ограниченным (заданным) диаметром сметаемой площади винта состоит в том, что расчетным методом выбирают оптимальное число монопланных базовых лопастей винта, обеспечивающих максимальный КПД и соответствующую этому КПД тяговую силу при заданной дозвуковой, например крейсерской скорости полета летательного аппарата, определяют невязку потребной и расчетной сил тяги, компенсируют полученную невязку тонкостенными полипланными несущими (рабочими) поверхностями, присоединяемыми к базовым лопастям преимущественно на стороне, обращенной в направлении полета (подъема) при условии непревышения скорости звука окружными скоростями концов базовых лопастей винта и полипланных несущих поверхностей:
D·n max ≤6000, где D - ограниченный (заданный) диаметр сметаемой площади в м, а n max - максимальная скорость вращения воздушного винта, об/мин. Указанные существенные признаки способа дополняются организацией взаимодействия воздушного винта с силовой установкой (двигателем).
С целью минимизации расхода топлива силовой установкой скорость вращения винта, обеспечивающая крейсерский режим движения полета летательного аппарата, выбирается соответствующей числу оборотов силовой установки при минимальном удельном расходе топлива, с допустимым отклонением на уровне минус 5-10%.
В целях расширения скоростных режимов движения летательного аппарата скорость вращения винта, соответствующая крейсерскому режиму движения полета летательного аппарата, выбирается меньше числа оборотов силовой установки при минимальном удельном расходе топлива с условием, что соответствующий удельный расход топлива силовой установки не будет превышать минимальный удельный расход топлива больше, чем на 5-10%.
В целях расширения скоростных режимов движения летательного аппарата скорость вращения винта, соответствующая режиму движения с максимальной скоростью, выбирается больше числа оборотов силовой установки при минимальном удельном расходе топлива с условием, что соответствующий удельный расход топлива силовой установки не будет превышать минимальный удельный расход топлива больше, чем на 5-10%.
При этом на крейсерском режиме движения полета и при более высоких скоростях, ограниченных максимальным числом оборотов винта по указанной выше гиперболической зависимости от диаметра винта D, существуют близкие к оптимальным соотношения геометрических параметров полипланных несущих поверхностей:
b пп ≤b лв, где b пп и b лв - соответственно хорды планов и базовой лопасти винта; где 
с - толщина плана; 
где 
t - шаг планов; λ пп =l/b пп, где l - длина планов, l=(0,2-0,3)·D; ν=6°-10°, где ν - заострение кромок планов; m≤8, где m - число планов в одной обойме при m≤4, для m=5-8 полипланное устройство может быть размещено по обе стороны базовой лопасти; Н=(m+1)·t, где Н - высота полипланного устройства.
От указанных параметров зависят аэродинамические нагрузки на планы, увеличение силы тяги и КПД.
Приведенные параметры отображены на фиг.1, 2, 3, 5, 6. Следовательно, общее число планов по данному способу 
где k - число базовых лопастей винта.
Вместе с тем, сущность данного способа, выражаемая связью кинематических характеристик воздушного винта и поглощаемой им мощности с энергетическими характеристиками силового агрегата (двигателя), представляется при некоторых допущениях следующим балансом мощностей:
N т =N e -N в, где N т - мощность силы тяги воздушного винта при заданной скорости полета, Ne - мощность силового агрегата на соответствующем режиме полета и Nв - мощность, поглощаемая воздушным винтом и затрачиваемая на аэродинамическое сопротивление вращению винта. При этом расход топлива силовым агрегатом дается через удельный расход топлива g e (г/л.c. · час): G т =g e ·N e ·10 -3 , где G т - часовой расход топлива (кг/час). Указанные взаимосвязи отображает фиг.4.
Следовательно, отношение N т к сумме N т +N в дает принципиальную возможность определения КПД способа и устройства для его осуществления, причем как расчетным, так и опытным путем. Увеличение в разы силы тяги на базе полипланной конструкции воздушного винта сопровождается и повышением его аэродинамического сопротивления. Однако повышение соответствующей поглощаемой мощности отстает от повышения силы тяги и N т, поэтому КПД имеет тенденцию роста при указанных величинах т, т.е. числа планов в полипланном устройстве воздушного винта.
Таким образом, данный способ повышения силы тяги и КПД воздушного винта определяет более высокий уровень техники в рассматриваемой области, возможность его промышленного производства и использования в разных условиях эксплуатации. Это дает основания для защиты способа в качестве промышленной собственности.
Связь существенных признаков способа с решением технической задачи
Причинами ограничения диаметра воздушного винта могут служить разнородные требования производства и эксплуатационного использования летательного аппарата. В любом случае учет тактико-технических требований и связанный с этим диаметр винта приводят, в случае монопланных лопастей воздушного винта, к уменьшению тяговой или толкающей силы. Это вызывает необходимость увеличивать число воздушных винтов и, соответственно, силовых установок на летательном аппарате для обеспечения потребной скорости полета и скороподъемности. При этом, однако, могут возникать непредвиденные технические противоречия. Например, на гидросамолетах размещение на крыльях винтомоторных агрегатов обусловливает увеличение пикирующего момента от сил тяги, что требует соответствующей компенсации противоположно действующим моментам стабилизатора. Следовательно, наличие упомянутых противоречий влечет за собой дополнительные проблемы технического и экономического характера. В связи с отмеченным, применение полипланных лопастей винта может позволить наиболее просто и рационально решить основную техническую задачу, а именно исключить возникновение технических противоречий. Среди них отметим следующие: наряду с силой тяги обычно возникает проблема КПД, связанная в свою очередь с расходом и запасом топлива на борту летательного аппарата, ограничением грузоподъемности или дальности полета и пр. Исходя из системного подхода к проектированию и созданию конкурентно-способного объекта техники летательного аппарата, приоритетным является совершенство необходимых процессов преобразования энергии с максимальным КПД, который для воздушных винтов зависит от числа его лопастей (k). При увеличении числа лопастей от минимальных 2-3 КПД винта возрастает и достигает максимума при числе k=5-7, а при дальнейшем увеличении k КПД начинает снижаться.
Есть основание, прежде всего, найти число k, соответствующее максимальному КПД, а далее наращивать силу тяги воздушного винта путем увеличения числа тонкостенных несущих (рабочих) пластин полипланных поверхностей на базовых лопастях, не увеличивая таким путем проекцию винта на сметаемую площадь и не увеличивая существенно лобовое сопротивление воздушного винта и летательного аппарата, а также не увеличивая сопротивление воздуха вращению винта.
Таким образом, первые существенные признаки предмета изобретения причинно-следственно связаны с решением поставленной технической задачи способа.
Важнейшими существенными признаками являются признаки тонкостенных полипланных несущих поверхностей, обеспечивающих минимизацию их сопротивления и поглощаемой воздушным винтом энергии, т.е. снижение сопротивления воздушного винта и повышение его КПД. Последняя причинно-следственная связь особо отчетливо проявляется при сравнении данного способа со способом применения тандемных винтов. Этой же цели служит ограничение (недопущение) сверхзвуковых окружных скоростей на концах лопастей винта, выраженное приведенным выше численным условием, ограничивающим максимальное число оборотов винта в гиперболической зависимости от диаметра винта.
Для пояснения и подтверждения приведенных положений рассмотрим результаты проектных расчетов воздушного винта для тяжелого аэромобиля (масса G=3 т). Мощность двигателя по упомянутому выше патенту РФ №2169085 N макс ≤600 л.с. Ограничение диаметра (D) воздушного винта на этом летательном аппарате обусловлено тем, что он не должен превышать габаритной ширины аэромобиля, так как в противном случае аэромобиль не будет сертифицирован для дорожных условий эксплуатации по требованиям к безопасности дорожного движения. По указанной причине диаметр воздушного винта должен быть ограничен (D≤2 м).
Выполним оценку расчетной силы тяги винта (Т р) и его КПД (η) для заданной техническими требованиями крейсерской скорости v=200 км/ч и скорости вращения винта n=2000 об/мин для ряда значений числа базовых лопастей винта k=4-8.
| N (л.c.) | k | Тр (кг) | η (%) |
| 400 | 4 | 399,0 | 0,74 |
| 6 | 407,9 | 0,755 | |
| 8 | 405,9 | 0,752 | |
| 500 | 4 | 491,0 | 0,727 |
| 6 | 497,5 | 0,737 | |
| 8 | 489,9 | 0,726 | |
| 600 | 4 | 565,4 | 0,698 |
| 6 | 581,5 | 0,718 | |
| 8 | 579,0 | 0,715 |
Расчеты выполнены А.Н.Кишаловым.
Полученные данные дают основания выбрать расчетное число k=6 лопастям и силу тяги, равную для монопланного винта Т р =581,5 кг. Однако для поддержания крейсерского режима полета при указанном n задана по техническим требованиям сила тяги, равная T т >T p . Следовательно, невязка ΔТ=Т т -Т р ≈Т р ≈0,5 Т т.
Для получения заданного Т т необходима дополнительная площадь полипланных рабочих поверхностей, примерно равная площади базовых лопастей. Распределяя эту площадь на неполной длине монопланных лопастей, получаем рекомендации для дальнейших операций проектного расчета и по изготовлению опытных образцов полипланного устройства воздушного винта. Вместе с тем отметим, что существует резерв повышения силы тяги при увеличении числа оборотов воздушного винта вплоть до n max , обеспечивающих получение соответствующей максимальной скорости. Сопоставляя условие непревышения окружными скоростями на концах лопастей винта скорости звука, можно убедиться, что оно выполнимо: n max =6000·D -1 =3000 об/мин.
Следовательно, проектируемый летательный аппарат имеет запас повышения скорости полета за счет увеличения числа оборотов воздушного винта сверх того, которое обеспечивает крейсерскую скорость полета. По приведенным данным можно убедиться также, что в случае необходимости допустимо пытаться получать более высокую тяговую силу и при более низких числах оборотов винта путем увеличения числа полипланных несущих поверхностей.
Следовательно, применение данного способа представляет также потенциальную возможность уменьшения эксплуатационных расходов топлива, когда заданное число оборотов винта, соответствующее крейсерской скорости n к, не совпадает в определенных пределах с числом оборотов силовой установки, соответствующим минимальным удельным расходам топлива.
Таким образом, данный способ расширяет пределы комплексного повышения эффективности системы «силовая установка - воздушный винт», или короче «двигатель - движитель», повышает тяговую силу Т и КПД, имеет промышленное значение и может быть представлен для патентной защиты промышленной собственности.
Конкретизируем причинно-следственные связи признаков и технических результатов способа.
Возможность повышения КПД обусловлена тем, что повышение силы тяги достигается использованием тонкостенных полипланных несущих поверхностей, обладающих значительно меньшим аэродинамическим сопротивлением, чем базовые лопасти воздушного винта. Поэтому повышение тяговой силы пропорционально увеличению числа полипланных рабочих поверхностей, тогда как воздушное сопротивление винта увеличивается в существенно меньшей пропорции. Это изменяет в желательном направлении баланс мощностей и КПД воздушного винта по следующему выражению:
η=1/,
N т - мощность силы тяги монопланного винта;
N в - мощность поглощаемая монопланным винтом;
ΔT - коэффициент увеличения силы тяги винта с полипланным устройством;
ΔC - коэффициент увеличения сопротивления винта с полипланным устройством;
При этом делается допущение, что известные компоненты обобщенного КПД монопланного винта сохраняют свои значения при оснащении винта полипланным устройством .
Разумеется, необходимо учитывать, что мощность, поглощаемая винтом, пропорциональна третьей степени числа оборотов винта, как было отмечено выше . По этой физической причине вариации числа оборотов винта в значительной мере влияют на вариации поглощаемой винтом мощности. Так, в пределах изменения числа оборотов на 5-10% поглощаемая мощность изменяется на 16-33%. Использование этого явления позволяет получить дополнительные возможности повышения КПД и снижения удельных расходов топлива силовой установкой преимущественно для винта, работающего с постоянным числом оборотов, соответствующим, например, минимальному удельному расходу топлива
Таким образом, представленный способ повышения силы тяги и КПД воздушного винта с учетом особенностей скоростных характеристик силовой установки и характеристик расходов топлива открывает дополнительные возможности повышения эффективности системы двигатель-движитель.
Для реализации представленного способа повышения силы тяги и КПД требуется устройство воздушного винта преимущественно с широкими базовыми лопастями и симметричным поперечным профилем лопастей. С целью снижения поглощаемой мощности и повышения эффективности полипланных несущих (рабочих) поверхностей они выполняются, например, в виде решетки с набором плоских взаимно перпендикулярных пластин и устанавливаются на ограниченной длине базовых лопастей, начиная с конца лопасти. Базовые лопасти выполняются с переменной толщиной, не превышающей от конца до конца (т.е. от комля до конца) 10% длины хорды лопасти, суммарная толщина дополнительных планов не превышает 1/3 толщины базовой лопасти, а толщина пластин планов и расстояние между ними должны относиться к хорде b пп, как указано выше, т.е. 
a 
причем передние и задние кромки дополнительных планов выполняются заостренными.
При этом уровень техники повышается вследствие учета кругового движения полипланного устройства. Пластины, соединяющие полипланные несущие (рабочие) поверхности, выполнены цилиндрическими с радиусами цилиндрических поверхностей, равными расстояниям этих пластин от центра вращения винта, а образующие цилиндрических поверхностей наклонены от нормали к плоскости симметрии базовой лопасти на средний угол атаки базовых лопастей, устанавливаемый на крейсерском режиме полета, причем наклон образующих цилиндрических поверхностей выполняется в направлении вращения винта (навстречу повороту лопасти), в результате эти образующие оказываются параллельными оси вращения винта.
С целью обеспечения коротких пробегов при взлете и посадке летательного аппарата планы полипланного устройства устанавливаются с собственными углами атаки при нейтральном положении базовой лопасти.
С целью повышения эффективности полипланного устройства на всех стадиях полета от старта до посадки планы выполняются профилированными вдоль базовой лопасти на расстоянии 30-50% хорды от передней кромки плана с отгибом пластины плана на угол γ, причем с возможностью увеличения угла отгиба в направлении к оси вращения винта в соответствии с зависимостью угла от длины плана l п и расстояния от конца базовой лопасти l i по выражению:
tgγ i =(l+l i /l n)tgγ o , где γ o - начальный угол отгиба плана, образуемый с плоскостью асимметричного поперечного сечения базовой лопасти и определяемый у конца базовой лопасти (см. фиг.5 и 6).
С целью повышения жесткости планов в продольном и поперечном направлениях и снижения уровня шума преимущественно для несимметричного профиля базовой лопасти планы выполняются криволинейно-гофрированными, причем радиусы кривизны изменяются вдоль базовой лопасти и равны расстояниям вершины каждого отдельного гофра до центра вращения винта.
С целью обеспечения жесткости и прочности, уменьшения вибраций и уровня шума неразборное соединение планов между собой и базовой лопастью выполняется преимущественно высокотемпературной пайкой, причем с аморфизацией слоев припоя, например резким глубоким охлаждением.
Вместе с тем, с целью обеспечения ремонтопригодности и повышения приспособленности к различным условиям эксплуатации винт оснащается съемными с базовых лопастей сменными (модульными) полипланными устройствами, различающимися по степени увеличения силы тяги, например для равнинных и высокогорных условий. Данное обстоятельство является важным как для разработанного для патентования способа, так и устройства для его реализации.
Учитывая возможность использования данного способа и устройства в различных климатических и погодных условиях, с целью борьбы с обледенением винт оснащается противообледенительным устройством.
Описание устройства в статике.
На фиг.1, 2, 5 и 6 показана структура базовой лопасти воздушного винта с полипланным устройством, которое служит для повышения силы тяги и КПД. На фиг.1 обозначены следующие структурные элементы устройства: 1 - базовая лопасть с осью вращения 2, 3 - пластина плана, 4 - крышка обоймы планов, 5 - соединительные пластины планов.
Базовая лопасть на указанных фигурах воздушного винта представлена в нейтральном положении при отсутствии угла атаки (α=0). Установленное на базовой лопасти полистанное устройство содержит пластины планов с дополнительными рабочими поверхностями, которые увеличивают общую аэродинамическую несущую поверхность с базовой лопастью. Размещение полипланного устройства, начиная от конца базовой лопасти, повышает его эффективность как в статике, так и в динамике. В статике полипланное устройство снижает массу данного устройства в сравнении с монопланным устройством воздушного винта большего диаметра. Это преимущество особенно наглядно проявляется на винтокрылых машинах и, что очень важно, за счет укорочения лопастей повышается безопасность вертолетов в условиях эксплуатации в пересеченной местности при полетах на малой высоте, маневрировании и т.п.
Вместе с тем, полипланное устройство увеличивает продольную и поперечную жесткость базовой лопасти, что позволяет уменьшить ее толщину, а в динамике увеличивает силу тяги при минимизации общей массы полипланного устройства и базовой лопасти. Фактически полипланное устройство образует совместно с базовой лопастью строительную конструкцию типа фермы, что соответственно резко увеличивает собственные частоты колебаний лопасти, снижает амплитуды колебаний и внутренние напряжения в материалах конструкции. Тем самым повышается усталостная прочность воздушного винта.
Увеличение эффективной площади полипланного устройства может осуществляться как с одной стороны (фиг.1 и 5), так и с обеих сторон (фиг.6) базовой лопасти воздушного винта, начиная с конца и заканчивая на длине 0,5-0,7 длины базовой лопасти для уменьшения концентрации напряжений от действия двухсторонних однонаправленных нагрузок.
Симметричный профиль относительно хорды лопастей (фиг.5а и 6а) предпочтительней, чем асимметричный (фиг.5,б и 6,б).
Технология изготовления решетчатых крыльев по данным представляет неразборные конструкции полипланных устройств, учитывая их одноразовое употребление в большинстве случаев (например, в ракетостроении). Для летательного аппарата многоразового использования характерно, наоборот, длительное многоразовое использование, которое обусловливает интерес к разборным конструкциям, например, должна учитываться не только ремонтопригодность, но и возможность использования различных по мощности полипланных устройств, учитывающих различные эксплуатационные условия и требования к полипланным воздушным винтам. Так, например, для равнинных и высокогорных условий полипланные устройства могут различаться числом и размерами планов, чтобы обеспечивать наибольшую эффективность летательного аппарата, требования экономии топлива и т.п.
Следовательно, на едином базовом воздушном винте могут быть использованы разные полипланные модули, выполняемые съемными и сменяемыми.
Таким образом, в разработках и НИОКР должны быть представлены разные конструкции полипланных воздушных винтов. Это обстоятельство должно найти отражение и в патентной защите данного способа и устройства для его осуществления.
Применение решетчатых крыльев для кругового движения лопастей воздушного винта усложняет задачу обеспечения минимального сопротивления воздуха полипланной конструкции. Дело в том, что при прямолинейном движении пластины планов могут быть плоскими и взаимно перпендикулярными. Для воздушного винта соединительные пластины, установленные перпендикулярно к лопасти винта, плоскими быть не могут, т.к. они в этом случае будут увеличивать воздушное сопротивление вращению винта (т.е. будут «загребать» воздух, сообщать ему движение вдоль лопасти, усиливая турбулизацию в зоне полипланных несущих поверхностей).
Для исключения этого неблагоприятного явления пластины, соединяющие полипланные поверхности, должны выполняться профилированными, а именно
цилиндрическими, с радиусами кривизны R 1 , R 2 ,…R n , равными расстояниям этих пластин от центра вращения винта (фиг.2). При таком выполнении пластин, соединяющих планы, они будут оказывать минимальное сопротивление вращению воздушного винта.
Кроме того, эти же пластины должны учитывать поворот базовых лопастей винта на угол атаки для создания силы тяги (подъема). Решение этой задачи следует искать для винтов с переменными углами атаки лопастей с учетом продолжительности работы воздушного винта с тем или иным углом атаки. В большинстве случаев наиболее правильным будет ориентировка на угол атаки, соответствующий крейсерскому режиму полета летательного аппарата. Учет угла атаки базовой лопасти в формообразовании соединительных пластин должен обеспечивать параллельность образующей цилиндрической поверхности оси вращения воздушного винта. Тогда будет обеспечена минимизация воздушного сопротивления этих пластин при круговом движении (в пределах сметаемого воздушным винтом круга).
Таким образом, в конечном итоге соединительные пластины полипланного устройства будут представлять косой срез цилиндрической поверхности, т.е. фактически отрезок эллиптической поверхности. Это обстоятельство необходимо учитывать, начиная с изготовления самых первых опытных образцов воздушного винта по данному способу. По сути, данные уточнения относятся к «ноу-хау» способа повышения силы тяги и КПД воздушного винта, а также устройства для его осуществления.
Наряду со спецификой формообразования соединительных пластин необходимо учитывать условия повышения эффективности несущих поверхностей планов во взаимодействии с базовыми лопастями.
Эти условия сопряжены с тремя ограничениями: первое - расстояние от базовой лопасти до следующей несущей поверхности плана зависит главным образом от толщины пластин плана, их отношение должно составлять порядка 1:10 (оптимум); второе - угол атаки плана β i должен быть больше угла атаки базовой лопасти α на несколько градусов (1°-5°), фиг.5 и 6; третье - то же самое может относиться к углам атаки следующих планов, т.е. β i -β i-1 =1°-5°.
Последнее ограничение может быть также связано с учетом разницы окружных скоростей на конце лопасти воздушного винта и в средней части лопасти, в зоне которой рекомендуется заканчивать полипланное устройство, где упомянутое соотношение 1:10 снижается до 1:8.
Теория и практика использования полипланных устройств решетчатых крыльев показывает , что чем тоньше планы, тем меньше требуется расстояние между ними, чтобы получить необходимую подъемную силу (или управляющую). Ограничением является прочность и жесткость планов, а также технологические проблемы надежности соединений, выполненных паяльным способом. При этом побочным негативным эффектом является расширение спектра звуковых явлений при уменьшении жесткости тонких планов.
Использование вместо плоских пластин планов гофрированных пластин с впадинами и выступами, соизмеримыми с толщиной планов, целесообразно, т.к. это резко увеличивает жесткость планов. Это можно оценить методами теории упругости, определяя так называемую цилиндрическую жесткость гофрированных пластин.
От применения гофров можно ожидать также и положительного аэродинамического эффекта: ламинаризации прилегающих слоев потока воздуха вдоль гофра, задержки отрыва потока от поверхности плана при нестационарности потока и увеличении его скорости.
Отмеченные признаки и особенности гофрированных пластин позволяют несколько увеличить углы атаки планов.
Следовательно, учет разнородных явлений, связанных с работой полипланного устройства, позволяет совершенствовать и повышать эффективность устройства воздушного винта, т.е движителя летательного аппарата.
Таким образом, данный способ повышения силы тяги и КПД осуществим представленным устройством воздушного винта для разнообразных условий эксплуатации самолетов, вертолетов, аэромобилей и др. объектов авиационной техники.
Работа устройства полипланного воздушного винта рассматривается при автоматическом регулировании числа оборотов, обеспечивающим наиболее экономичное использование всей мощности двигателя при различных режимах полета. Вместе с тем рассматриваются условия работы полипланного воздушного винта с позиций удовлетворения требований короткого взлета и посадки, минимизации моментов инерции и гироскопических моментов при управлении вектором тяги винта .
Известно, что винты с автоматическим регулированием оптимизируют условия взлета и набора высоты, повышают предел достижимой скорости. Это поясняется в системе «двигатель-движитель» на фиг.4. Кроме того, необходимо принимать во внимание, что воздушные винты с автоматическим регулированием повышают управляемость транспортного средства, преобразуемого в летательный аппарат , при движении в дорожных и внедорожных условиях, на крутых подъемах, особенно при использовании управления вектором тяги.
Однако, учитывая приоритетные требования высокой топливной экономичности и повышения КПД, в основном работа полипланного устройства винта рассматривается при постоянных оборотах в области А (фиг.4), соответствующей наибольшим КПД и экономии топлива при крейсерском режиме полета. Данное положение сохраняет свою силу и при постановке и решении задачи короткого взлета и посадки летательного аппарата. Вместе с тем, при решении задачи короткого взлета работа воздушного винта с полипланным устройством может рассматриваться в зоне более высоких чисел оборотов, ограниченной внешней характеристикой двигателя и зоной В (фиг.4) поглощаемой мощности винта, т.е. при (Ne-Nв)≥Nт.
При постановке задачи обеспечения короткого взлета и посадки (при взаимодействии с колесными тормозами шасси) пробег до остановки летательного аппарата может быть сокращен почти вдвое. При этом сила торможения, развиваемая винтом, может превышать силу тяги. Соответственно возрастает и поглощаемая винтом мощность. Комплексное совершенствование тяговых и толкающих характеристик воздушного винта с полипланным устройством легче достигается при двухстороннем размещении полипланного устройства, т.е. с обеих сторон базовой лопасти (фиг.6). В тех случаях, когда необходима компенсация гироскопических моментов воздушного винта при управлении, например, вектором тяги , целесообразно использование двух противоположно вращающихся винтев, что ограничивает условия размещения полипланных устройств. Для преодоления этого технического противоречия могут быть использованы профилированные пластины планов, что схематично отражают фиг.5,б и 6,б.
Таким образом, полипланное устройство наряду с повышением тяговых характеристик воздушного винта ограниченного диаметра расширяет возможности совершенствования и других важных функциональных и эксплуатационных свойств летательного аппарата. При этом работа полипланного устройства сопряжена с меньшим сопротивлением вращению винта, т.е. обусловливает меньшую поглощаемую мощность винта, что повышает его КПД.
Рассмотрим подробнее работу базовой лопасти с двухсторонним и симметричным расположением полипланного устройства (верхнего и нижнего, фиг.6а). В этом случае при α=0 и вращении винта при углах атаки верхних β i и нижних β j планов возникают практически уравновешенные разнонаправленные силы Т i и T j . При увеличении подачи топлива в двигатель и росте числа оборотов автоматическое регулирование обеспечивает поворот базовой лопасти на угол α и вместе с этим выводит все полипланное устройство на положительные углы атаки и, соответственно, на однонаправленные силы Т. Суммарная сила тяги базовой лопасти и планов быстро нарастает, в результате взлет ускоряется и укорачивается. При приземлении все происходит в обратном порядке. После прохождения нейтрального положения (α=0) базовой лопасти и планов полипланного устройства возникают отрицательные углы атаки и отрицательно направленные силы Т, т.е. тормозные силы. Тем самым процесс торможения интенсифицируется, и путь остановки укорачивается в два-три раза по сравнению с торможением только колесными тормозами.
Сложность течения воздуха в полипланном устройстве имеет своими следствиями, по меньшей мере, три эффекта: 1 - возможность повышения силы тяги воздушного винта и его КПД; 2 - возможность создания тормозной силы воздушным винтом при изменении направления его вращения при неизменном угле атаки базовой лопасти, или при неизменном направлении вращения, но с изменением угла атаки базовой лопасти с положительного на отрицательное, и 3 - возможность обледенения воздушного винта и полипланного устройства вследствие эффекта Джоуля-Томпсона.
Если первые два эффекта должны быть отнесены к положительным результатам данного способа и устройства, то третье явление требует мер по борьбе с обледенением, главным образом, при повышенной влажности воздуха и относительно низких температурах, например в горных и высотных условиях эксплуатации летательного аппарата. Последнее требует, однако, экспериментальной проверки, т.к. неизбежные вибрации элементов конструкции полипланного устройства могут оказывать разрушительное действие на ледяное покрытие (корку) на тонколистовых планах. Увеличение силы тяги и КПД, а также возможности укорочения в несколько раз пробегов при взлете и посадке летательного аппарата на основе данного способа и устройства следует отнести к более высокому уровню авиационной техники и необходимости защиты промышленной собственности.
ЛИТЕРАТУРА
1. Белоцерковский С.М., Фролов В.П. и др. Решетчатые крылья. - М.: Машиностроение, 1985. 320 с.
2. Морозов О.А., Белоцерковский С.М., Фролов В.П. и др. Весло. Авт. свид. №1512859 СССР, МКИ В63Н 16/04,1987, Б.И. №37, 1989.
3. Гошек И. Аэродинамика больших скоростей. - М.: Изд-во иностр. лит., 1954. 547 с.
4. Петраков В.М., Фролов В.П., Ципенко В.Г. Полифюзеляжный самолет. Авт. свид. №2111896 РФ, МКИ В64С 35/00.
5. Луканин В.Н., Дербаремдикер А.Д. Патент РФ №2169085, МПК B60F 5/02, 1999, Б.И. №17, 2001.
6. Белоцерковский С.М., Камнев П.И. и др. Решетчатые крылья в ракетостроении, космонавтике, авиации. / Под ред. Белоцерковского С.М., Фролова В.П., Подобедова В.А., Плаунова В.П. - М.: Новый Центр, 2007. 407 с.
7. Курочкин Ф.П. Проектирование и конструирование самолетов с вертикальным взлетом и посадкой. - М.: Машиностроение, 1977. 223 с.
Перечень чертежей
Фиг.1. Конструктивная схема лопасти воздушного винта с полипланным устройством на конце лопасти: 1 - базовая лопасть винта; 2 - ось вращения воздушного винта и направление действия силы тяги Т; 3 - пластина плана; 4 - крышка обоймы планов; 5 - соединительные пластины планов; D - диаметр воздушного винта; 1 и Н - соответственно длина и высота полипланного устройства.
Фиг.2. Вид на базовую лопасть с полипланным устройством по оси вращения винта: 6 - гофрированная поверхность крышки обоймы планов и радиусы кривизны R 1 и R 5 торцовых стенок обоймы планов и соединяющих стоек планов R 2 , R 3 , R 4 ; b - ширина лопасти (хорда). Обозначения 1-5 приведены на фиг.1.
Фиг.3. Типы полипланных устройств: а - рамное; б - сотовое; в - комбинированное.
Фиг.4. Пример внешней скоростной характеристики мощности поршневого двигателя внутреннего сгорания летательного аппарата с характеристикой удельных расходов топлива и схема согласования оптимальных режимов работы системы двигатель-движитель и минимизации расходов топлива при повышенном КПД воздушного винта: Ne - мощность двигателя в зависимости от скорости вращения коленчатого вала (n); g e - характеристика удельных расходов топлива;
А - зона экономичной работы воздушного винта на крейсерском режиме полета летательного аппарата; В - область характеристик поглощаемой воздушным винтом мощности в зависимости от скорости вращения коленчатого вала двигателя.
Фиг.5. Конструктивные схемы односторонней установки полипланного устройства на лопастях: а - лопасти с симметричным поперечным сечением и б - с несимметричным поперечным сечением: 1 - базовая лопасть; 7 - центр оси поворота базовой лопасти на угол атаки лопасти: +α при взлете и полете и -α при посадке и торможении после касания опорной поверхности при неизменном направлении вращения; 3 - планы полипланного устройства, обращенные в сторону полета (подъема) и установленные под собственными углами атаки β i и β m к горизонтали; 8 - направление вращения винта (см. фиг.1); Т л - сила тяги отдельной лопасти винта. Обозначения 1-3 приведены на фиг.1.
Фиг.6. Конструктивные схемы двухсторонней установки полипланного устройства на базовых лопастях воздушного винта: а и б - соответственно с симметричным и несимметричным поперечным сечением лопастей; 1-7 то же, что на фиг.1 и 5; 9 - планы полипланного устройства, установленные с противоположной стороны лопасти под углами и
1. Способ повышения силы тяги и КПД многолопастного воздушного винта с ограниченным заданным диаметром сметаемой площади винта, заключающийся в том, что выбирают расчетным методом оптимальное число монопланных базовых лопастей винта, обеспечивающих максимальный КПД и соответствующую этому КПД тяговую силу при заданной дозвуковой, например крейсерской скорости полета летательного аппарата, определяют разницу между потребной и расчетной силами тяги, компенсируют полученную разницу тонкостенными полипланными несущими (рабочими) поверхностями, присоединяемыми к базовым лопастям преимущественно на стороне, обращенной в направлении полета (подъема) при условии непревышения скорости звука окружными скоростями концов базовых лопастей винта и полипланных несущих поверхностей: D·n max ≤6000;
где D - ограниченный (заданный) диаметр сметаемой площади, м,
а n max - максимальная скорость вращения воздушного винта, об/мин.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что скорость вращения винта, обеспечивающая крейсерский режим движения летательного аппарата, выбирается соответствующей числу оборотов силовой установки при минимальном удельном расходе топлива с допустимым отклонением на уровне минус 5-10%.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что скорость вращения винта, соответствующая крейсерскому режиму движения летательного аппарата, выбирается меньше числа оборотов силовой установки при минимальном удельном расходе топлива с условием, что соответствующий удельный расход топлива силовой установки не будет превышать минимальный удельный расход топлива больше, чем на 5-10%.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что скорость вращения винта, соответствующая режиму движения с максимальной скоростью, выбирается больше числа оборотов силовой установки при минимальном удельном расходе топлива с условием, что соответствующий удельный расход топлива силовой установки не будет превышать минимальный удельный расход топлива больше, чем на 5-10%.
5. Воздушный винт для реализации способа по любому из пп.1-4, преимущественно с широкими базовыми лопастями и симметричным поперечным профилем лопастей, отличающийся тем, что полипланные несущие (рабочие) поверхности выполняются, например, в виде решетки с набором плоских взаимно перпендикулярных пластин и устанавливаются на ограниченной длине базовых лопастей, начиная с конца лопасти, при этом базовые лопасти выполняются с переменной толщиной, не превышающей от конца до комля 10% длины хорды лопасти, суммарная толщина дополнительных планов не превышает 1/3 толщины базовой лопасти, а толщина пластин планов и расстояния между ними должны относиться как: 1:(90±10), причем передние и задние кромки дополнительных планов выполняются заостренными.
6. Воздушный винт по п.5, отличающийся тем, что пластины, соединяющие полипланные несущие (рабочие) поверхности, выполнены с радиусами цилиндрических поверхностей, равными расстояниям этих пластин от центра вращения винта, а образующие цилиндрических поверхностей наклонены от нормали к плоскости симметрии базовой лопасти на средний угол атаки базовых лопастей, устанавливаемый на крейсерском режиме полета, причем наклон образующих цилиндрических поверхностей выполняется в направлении вращения винта (навстречу повороту лопасти), в результате эти образующие оказываются параллельными оси вращения винта.
7. Воздушный винт по п.5, отличающийся тем, что планы полипланного устройства устанавливаются с собственными углами атаки при нейтральном положении базовой лопасти.
8. Воздушный винт по п.7, отличающийся тем, что планы выполняются профилированными вдоль базовой лопасти на расстоянии 30-50% хорды от передней кромки плана с отгибом пластины плана на угол γ, причем с возможностью увеличения угла отгиба в направлении к оси вращения винта в соответствии с зависимостью угла от длины l n плана и расстояния l i от конца базовой лопасти по выражению: tgγ i =(l+l i /l n)·tgγ o , где γ о - начальный угол отгиба плана, образуемый с плоскостью асимметричного поперечного сечения базовой лопасти и определяемый у конца базовой лопасти.
9. Воздушный винт по п.8, отличающийся тем, что планы выполняются криволинейно гофрированными, причем радиусы кривизны изменяются вдоль базовой лопасти и равны расстояниям вершины каждого отдельного гофра до центра вращения винта.
Назначение и виды авиационных силовых установок.Силовая установка предназначена для создания силы тяги, необходимой для преодоления лобового сопротивления и обеспечения поступательного движения самолета.
Сила тяги создается установкой, состоящей из двигателя, движителя (винта) и систем, обеспечивающих работу двигательной установки (топливная система, система смазки, охлаждения и т.д.).
В настоящее время в транспортной и военной авиации широкое распространение получили турбореактивные и турбовинтовые двигатели. В спортивной, сельскохозяйственной и различного назначения вспомогательной авиации пока еще применяются силовые установки с поршневыми авиационными двигателями внутреннего сгорания, которые преобразует тепловую энергию сгорающего топлива в энергию вращения воздушного винта..
На самолетах Як-18Т, Як-52 и Як-55 силовая установка состоит из поршневого двигателя М-14П и воздушного винта изменяемого шага В530ТА-Д35.
На многих спортивных самолётах используются двигатели Rotax:
КЛАССИФИКАЦИЯ ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ
Винты классифицируются:по числу лопастей - двух-, трех-, четырех- и многолопастные;
по материалу изготовления - деревянные, металлические, смешанные;
по направлению вращения (смотреть из кабины самолета по направлению полета) - левого и правого вращения;
по расположению относительно двигателя - тянущие, толкающие;
по форме лопастей - обычные, саблевидные, лопатообразные;
по типам - фиксированные, неизменяемого и изменяемого шага.
Воздушный винт состоит из ступицы, лопастей и укрепляется на валу двигателя с помощью специальной втулки.
Винт неизменяемого шага имеет лопасти, которые не могут вращаться вокруг своих осей. Лопасти со ступицей выполнены как единое целое.
Винт фиксированного шага имеет лопасти, которые устанавливаются на земле перед полетом под любым углом к плоскости вращения и фиксируются. В полете угол установки не меняется.
Винт изменяемого шага имеет лопасти, которые во время работы могут при помощи гидравлического или электрического управления или автоматически вращаться вокруг своих осей и устанавливаться под нужным углом к плоскости вращения.
Рис. 1 Воздушный двухлопастный винт неизменяемого шага
Рис. 2 Воздушный винт В530ТА Д35
По диапазону углов установки лопастей воздушные винты подразделяются:
на обычные, у которых угол установки изменяется от 13 до 50°, они устанавливаются на легкомоторных самолетах;
на флюгируемые - угол установки меняется от 0 до 90°;
на тормозные или реверсные винты, имеют изменяемый угол установки от -15 до +90°, таким винтом создают отрицательную тягу и сокращают длину пробега самолета.
К воздушным винтам предъявляются следующие требования:
винт должен быть прочным и мало весить;
должен обладать весовой, геометрической и аэродинамической симметрией;
должен развивать необходимую тягу при различных эволюциях в полете;
должен работать с наибольшим коэффициентом полезного действия.
На самолетах Як-18Т, Як-52 и Як-55 установлен обычный веслообразный деревянный двухлопастный тянущий винт левого вращения, изменяемого шага с гидравлическим управлением В530ТА-Д35 (Рис. 2).
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТА
Лопасти при вращении создают такие же аэродинамические силы, что и крыло. Геометрические характеристики винта влияют на его аэродинамику.Рассмотрим геометрические характеристики винта.
Форма лопасти в плане - наиболее распространенная симметричная и саблевидная.
Рис. 3. Формы воздушного винта: а - профиль лопасти, б - формы лопастей в плане
Рис. 4 Диаметр, радиус, геометрический шаг воздушного винта
Рис. 5 Развертка винтовой линии
Сечения рабочей части лопасти имеют крыльевые профили. Профиль лопасти характеризуется хордой, относительной толщиной и относительной кривизной.
Для большей прочности применяют лопасти с переменной толщиной - постепенным утолщением к корню. Хорды сечений лежат не в одной плоскости, так как лопасть выполнена закрученной. Ребро лопасти, рассекающее воздух, называется передней кромкой, а заднее - задней кромкой. Плоскость, перпендикулярная оси вращения винта, называется плоскостью вращения винта (Рис. 3).
Диаметром винта называется диаметр окружности, описываемой концами лопастей при вращении винта. Диаметр современных винтов колеблется от 2 до 5 м. Диаметр винта В530ТА-Д35 равен 2,4 м.
Геометрический шаг винта - это расстояние, которое движущийся поступательно винт должен пройти за один свой полный оборот, если бы он двигался в воздухе как в твердой среде (Рис. 4).
Угол установки лопасти винта - это угол наклона сечения лопасти к плоскости вращения винта (Рис. 5).
Для определения, чему равен шаг винта, представим, что винт движется в цилиндре, радиус г которого равен расстоянию от центра вращения винта до точки Б на лопасти винта. Тогда сечение винта в этой точке опишет на поверхности цилиндра винтовую линию. Развернем отрезок цилиндра, равный шагу винта Н по линии БВ. Получится прямоугольник, в котором винтовая линия превратилась в диагональ этого прямоугольника ЦБ. Эта диагональ наклонена к плоскости вращения винта БЦ под углом . Из прямоугольного треугольника ЦВБ находим, чему равен шаг винта:
(3.1)
Шаг винта будет тем больше, чем больше угол установки лопасти . Винты подразделяются на винты с постоянным шагом вдоль лопасти (все сечения имеют одинаковый шаг), переменным шагом (сечения имеют разный шаг).
Воздушный винт В530ТА-Д35 имеет переменный шаг вдоль лопасти, так как это выгодно с аэродинамической точки зрения. Все сечения лопасти винта набегают на воздушный поток под одинаковым углом атаки.
Если все сечения лопасти винта имеют разный шаг, то за общий шаг винта считается шаг сечения, находящегося на расстоянии от центра вращения, равном 0,75R, где R-радиус винта. Этот шаг называетсяноминальным, а угол установки этого сечения - номинальным углом установки .
Геометрический шаг винта отличается от поступи винта на величину скольжения винта в воздушной среде (см. Рис. 4).
Поступь воздушного винта - это действительное расстояние, на которое движущийся поступательно винт продвигается в воздухе вместе с самолетом за один свой полный оборот. Если скорость самолета выражена в км/ч, а число оборотов винта в секунду, то поступь винта Н п можно найти по формуле
(3.2)
Поступь винта несколько меньше геометрического шага винта. Это объясняется тем, что винт как бы проскальзывает в воздухе при вращении ввиду низкого значения плотности его относительно твердой среды.
Разность между значением геометрического шага и поступью воздушного винта называетсяскольжением винта и определяется по формуле
S = H - H n . (3.3)
СКОРОСТЬ ДВИЖЕНИЯ И УГОЛ АТАКИ ЭЛЕМЕНТА ЛОПАСТИ ВИНТА
К аэродинамическим характеристикам воздушных винтов относятся угол атаки и тяга воздушного винта.Углом атаки элементов лопасти винта называется угол между хордой элемента и направлением его истинного результирующего движения W (Рис. 6).
Рис. 6 Угол установки и угол атаки лопастей: а - угол атаки элемента лопасти, б - скорости элемента лопасти
Каждый элемент лопасти совершает сложное движение, состоящее из вращательного и поступательного. Вращательная скорость равна
Где n с - обороты двигателя.
Поступательная скорость -это скорость самолета V . Чем дальше элемент лопасти находится от центра вращения воздушного винта, тем больше вращательная скорость U .
При вращении винта каждый элемент лопасти будет создавать аэродинамические силы, величина и направление которых зависят от скорости движения самолета (скорости набегающего потока) и угла атаки.
Рассматривая Рис. 6, а, нетрудно заметить, что:
Когда воздушный винт вращается, а поступательная скорость равна нулю (V =0), то каждый элемент лопасти винта имеет угол атаки, равный углу установки элемента лопасти ;
При поступательном движении воздушного винта угол атаки элемента лопасти винта отличается от угла наклона элемента лопасти винта (становится меньше его);
Угол атаки будет тем больше, чем больше угол установки элемента лопасти винта;
Результирующая скорость вращения элемента лопасти винта W равна геометрической сумме поступательной и вращательной скоростей и находится по правилу прямоугольного треугольника
(3.5)
Чем больше вращательная скорость, тем больше угол атаки элемента лопасти воздушного винта. И наоборот, чем больше поступательная скорость воздушного винта, тем меньше угол атаки элемента лопасти воздушного винта.
В действительности картина получается сложнее. Так как винт засасывает и вращает воздух, отбрасывает его назад, сообщая ему дополнительную скорость v , которую называют скоростью подсасывания. В результате истинная скорость W" будет по величине и направлению отличаться от скорости подсасывания, если их сложить геометрически. Следовательно, и истинный угол атаки " будет отличаться от угла (Рис. 6, б).
Анализируя вышесказанное, можно сделать выводы:
при поступательной скорости V =0 угол атаки максимальный и равен углу установки лопасти винта;
при увеличении поступательной скорости угол атаки уменьшается и становится меньше угла установки;
при большой скорости полета угол атаки лопастей может стать отрицательным;
чем больше скорость вращения воздушного винта, тем больше угол атаки его лопасти;
если скорость полета неизменна и обороты двигателя уменьшаются, то угол атаки уменьшается и может стать отрицательным.
Сделанные выводы объясняют, как изменяется сила тяги винта неизменяемого шага при изменении скорости полета и числа оборотов.
Сила тяги винта возникает в результате действия аэродинамической силы R на элемент лопасти винта при его вращении (Рис.1).
Разложив эту силу на две составляющие, параллельную оси вращения и параллельную плоскости вращения, получим силу ЛР и силу сопротивления вращению Х элемента лопасти винта.
Суммируя силу тяги отдельных элементов лопасти винта и приложив ее к оси вращения, получим силу тяги винта Р .
Тяга винта зависит от диаметра винта Д , числа оборотов в секунду n , плотности воздуха и подсчитывается по формуле (в кгс или Н)
Где - коэффициент тяги винта, учитывающий форму лопасти в плане, форму профиля и угла атаки, определяется экспериментально. Коэффициент тяги воздушного винта самолетов Як-18Т, Як-52 и Як-55 - В530ТА-Д35 равен 1,3.
Таким образом, сила тяги винта прямо пропорциональна своему коэффициенту, плотности воздуха, квадрату числа оборотов винта в секунду и диаметру винта в четвертой степени.
Так как лопасти винта имеют геометрическую симметрию, то величины сил сопротивления и удаления их от оси вращения будут одинаковые.
Сила сопротивления вращению определяется по формуле
(3.7)
Где Сх л - коэффициент сопротивления лопасти, учитывающий ее форму в плане, форму профиля, угол атаки и качество обработки поверхности;
W - результирующая скорость, м/с;
S л - площадь лопасти;
К - количество лопастей.
Рис.1 Аэродинамические силы воздушного винта.
Рис. 2. Режимы работы воздушного винта
Сила сопротивления вращению винта относительно его вращения создает момент сопротивления вращению винта, который уравновешивается крутящим моментом двигателя:
М тр =Х в r в (3.8)
Крутящий момент, создаваемый двигателем, определяется (в кгс-м) по формуле
(3.9)
Где N e -эффективная мощность двигателя.
Рассмотренный режим называется режимом положительной тяги винта, так как эта тяга тянет самолет вперед (Рис. , а). При уменьшении угла атаки лопастей уменьшаются силы Р и Х (уменьшается тяга винта и тормозящий момент). Можно достичь такого режима, когда Р=0 и X = R . Это режим нулевой тяги (Рис. , б).
При дальнейшем уменьшении угла атаки достигается режим, когда винт начнет вращаться не от двигателя, а от действия сил воздушного потока. Такой режим называется самовращением винта или авторотацией (Рис. , в).
При дальнейшем уменьшении угла атаки элементов лопасти винта получим режим, на котором сила сопротивления лопасти винта Х будет направлена в сторону вращения винта, и при этом винт будет иметь отрицательную тягу. На этом режиме винт вращается от набегающего воздушного потока и вращает двигатель. Происходит раскрутка двигателя, этот режим называется режимом ветряка (Рис. , г).
Режимы самовращения и ветряка возможны в горизонтальном полете и на пикировании.
На самолетах Як-52 и Як-55 эти режимы проявляются при выполнении вертикальных фигур вниз на малом шаге лопасти винта. Поэтому рекомендуется при выполнении вертикальных фигур вниз (при разгоне скорости более 250 км/ч) винт затяжелять на 1/3 хода рычага управлением шага винта.
ЗАВИСИМОСТЬ ТЯГИ ВИНТА ОТ СКОРОСТИ ПОЛЕТА.
С увеличением скорости полета углы атаки лопасти винта, неизменяемого шага и фиксированного, быстро уменьшаются, тяга винта падает. Наибольший угол атаки лопасти винта будет на скорости полета, равной нулю, при полных оборотах двигателя.Соответственно уменьшается тяга воздушного винта до нулевого значения и далее становится отрицательной. Раскручивается вал двигателя. Чтобы предупредить раскрутку винта, уменьшают обороты двигателя. Если двигатель не дросселировать, то может произойти его разрушение.
Зависимость тяги винта В530ТА-Д35 от скорости полета изображена на графике Рис. 7. Для его построения замеряют тягу воздушного винта при разных скоростях. Полученный график называется характеристикой силовой установки по тяге.
Рис. 7 Характеристика силовой установки М-14П по тяге (для Н=500 м) самолетов Як-18Т, Як-52 и Як-55 с воздушным винтом В530ТА-Д35
ВЛИЯНИЕ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА НА ТЯГУ ВИНТА.
Выясняя зависимость тяги от скорости полета, рассматривалась работа винта на неизменной высоте при постоянной плотности воздуха. Но при полетах на разных высотах плотность воздуха влияет на тягу воздушного винта. С увеличением высоты полета плотность воздуха падает, соответственно пропорционально будет падать и тяга винта (при неизменных оборотах двигателя). Это видно при анализе формулы (3.6).ТОРМОЗЯЩИЙ МОМЕНТ ВИНТА И КРУТЯЩИЙ МОМЕНТ ДВИГАТЕЛЯ.
Как ранее рассматривалось, тормозящий момент винта противодействует крутящему моменту двигателя.Для того чтобы винт вращался с постоянными оборотами, необходимо, чтобы тормозящий момент М т, равный произведению 
, был равен крутящему моменту двигателя М кр, равному произведению F d ,.
т.е. М т =М кр или =F d (Рис. 8).
Рис. 8 Тормозящий момент воздушного винта и крутящий момент двигателя
Если это равенство будет нарушено, то двигатель будет уменьшать обороты или увеличивать.
Увеличение оборотов двигателя приводит к увеличению М кр и наоборот. Новое равновесие устанавливается на новых оборотах двигателя.
МОЩНОСТЬ, ПОТРЕБНАЯ НА ВРАЩЕНИЕ ВОЗДУШНОГО ВИНТА
Эта мощность затрачивается на преодоление сил сопротивления вращению винта.Формула для определения мощности воздушного винта (в л. с.) имеет вид:
(3.10)
Где - коэффициент мощности, зависящий от формы воздушного винта, числа лопастей, угла установки, формы лопасти в плане, от условия работы воздушного винта (относительной поступи)
Из формулы (3.10) видно, что потребная мощность для вращения воздушного винта зависит от коэффициента мощности, от скорости и высоты полета, оборотов и диаметра воздушного винта.
С увеличением скорости полета уменьшается угол атаки элемента лопасти воздушного винта, количество отбрасываемого назад воздуха и его скорость, поэтому уменьшается и потребная мощность на вращение воздушного винта. С увеличением высоты полета плотность воздуха уменьшается и потребная на вращение воздушного винта мощность также уменьшается.
С увеличением оборотов двигателя увеличивается сопротивление вращению воздушного винта и потребная мощность на вращение воздушного винта увеличивается.
Воздушный винт, вращаемый двигателем, развивает тягу и преодолевает лобовое сопротивление самолета, самолет движется.
Работа, производимая силой тяги воздушного винта за 1 сек. при движении самолета, называется тягой или полезной мощностью воздушного винта.
Тяговая мощность воздушного винта определяется по формуле
(3.11)
Где Р в - тяга, развиваемая воздушным винтом; V-скорость самолета.
С увеличением высоты и скорости полета тяговая мощность воздушного винта уменьшается. При работе воздушного винта, когда самолет не движется, развивается максимальная тяга, но тяговая мощность при этом равна нулю, так как скорость движения равна нулю.
КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА.
ЗАВИСИМОСТЬ КПД ОТ ВЫСОТЫ И СКОРОСТИ ПОЛЕТА
Часть энергии вращения двигателя затрачивается на вращение воздушного винта и направлена на преодоление сопротивления воздуха, закрутку отбрасываемой струи и др. Поэтому полезная секундная работа, или полезная тяговая мощность винта, n b , будет меньше мощности двигателя N e , затраченной на вращение воздушного винта.Отношение полезной тяговой мощности к потребляемой воздушным винтом мощности (эффективной мощности двигателя) называется коэффициентом полезного действия (кпд) воздушного винта и обозначается . Он определяется по формуле
(3.12)
Рис. 9 Характеристики по мощности двигателя М-14П самолетов Як-52 и Як-55
Рис. 10 Примерный вид кривой изменения располагаемой мощности в зависимости от скорости полета
Рис. 11 Высотная характеристика двигателя М-14П на режимах 1 - взлетный, 2- номинальный 1, 3 - номинальный 2, 4 - крейсерский 1; 5 - крейсерский 2
Величина КПД воздушного винта зависит от тех же факторов, что и тяговая мощность воздушного винта.
КПД всегда меньше единицы и достигает у лучших воздушных винтов величины 0,8...0,9.
Np - потребная мощность.
Для уменьшения скорости вращения воздушного винта в двигателе применяется редуктор.
Степень редукции подбирается таким образом, чтобы на номинальном режиме концы лопастей обтекались дозвуковым потоком воздуха.
Рис. 12 Характеристики по мощности двигателя М-14П самолетов Як-52 и Як-55
Рис. 13 Примерный вид кривой изменения располагаемой мощности в зависимости от скорости полета
Рис. 14 Высотная характеристика двигателя М-14П на режимах 1 - взлетный, 2- номинальный 1, 3 - номинальный 2, 4 - крейсерский 1; 5 - крейсерский 2
График зависимости располагаемой эффективной мощности от скорости полета для самолетов Як-52 и Як-55 изображен на Рис. 9.
График Рис. 10 называется характеристикой силовой установки по мощности.
При V=0, Np=0; при скорости полета V=300 км/ч, Np= =275 л.с. (для самолета Як-52) и V=320 км/ч, Np=275 л. с. (для самолета Як-55), где Np - потребная мощность.
С увеличением высоты эффективная мощность падает вследствие уменьшения плотности воздуха. Характеристика изменения ее для самолетов Як-52 и Як-55 от высоты полета Н изображена на Рис. 11.
Рис. 15 Высотная характеристика двигателя М-14П на режимах 1 - взлетный, 2- номинальный 1, 3 - номинальный 2, 4 - крейсерский 1; 5 - крейсерский 2
С увеличением высоты эффективная мощность падает вследствие уменьшения плотности воздуха. Характеристика изменения ее для самолетов Як-52 и Як-55 от высоты полета Н изображена на Рис. 11.
ВИНТЫ ИЗМЕНЯЕМОГО ШАГА
Для устранения недостатков воздушных винтов неизменяемого шага и фиксированного применяется воздушный винт изменяемого шага (ВИШ). Основоположником теории ВИШ является Ветчинкин.ТРЕБОВАНИЯ К ВИШ:
ВИШ должен устанавливать на всех режимах полета наивыгоднейшие углы атаки лопастей;Снимать с двигателя номинальную мощность на всем рабочем диапазоне скоростей и высот;
Сохранять максимальное значение коэффициента полезного действия на возможно большем диапазоне скоростей.
Лопасти ВИШ либо управляются специальным механизмом, либо устанавливаются в нужное положение под влиянием сил, действующих на воздушный винт. В первом случае это гидравлические и электрические воздушные винты, во втором - аэродинамические.
Гидравлический винт - воздушный винт, у которого изменение угла установки лопастей производится давлением масла подаваемого в механизм, находящийся во втулке винта.
Электрический винт - воздушный винт, у которого изменение угла установки лопастей производится электродвигателем, соединенным с лопастями механической передачей.
Аэромеханический винт - воздушный винт, у которого изменение угла установки лопастей производится автоматически - аэродинамическими и центробежными силами.
Наибольшее распространение получили гидравлические ВИШ. Автоматическое устройство в винтах изменяемого шага предназначено для сохранения постоянными заданных оборотов воздушного винта (двигателя) путем синхронного изменения угла наклона лопастей при изменении режима полета (скорости, высоты) и называется регулятором постоянства оборотов (РПО).
Рис. 16 Работа воздушного винта изменяемого шага В530ТА-Д35 при разных скоростях полета
РПО совместно с механизмом поворота лопастей изменяет шаг винта (угол наклона лопастей) таким образом, чтобы обороты, заданные летчиком с помощью рычага управления ВИШ, при изменении режима полета оставались неизменными (заданными).
При этом следует помнить, что обороты будут сохраняться до тех пор, пока эффективная мощность на валу двигателя N e будет больше мощности, потребной для вращения воздушного винта при установке лопастей на самый малый угол наклона (малый шаг).
На Рис. 16 показана схема работы ВИШ.
При изменении скорости полета от взлетной до максимальной в горизонтальном полете угол установки лопастей возрастает от своего минимального значения мин до максимального макс (большой шаг). Благодаря этому углы атаки лопасти изменяются мало и сохраняются близкими к наивыгоднейшим.
Работа ВИШ на взлете характерна тем, что на взлете используется вся мощность двигателя - развивается наибольшая тяга. Это возможно при условии, что двигатель развивает максимальные обороты, а каждая часть лопасти винта развивает наибольшую тягу, имея наименьшее сопротивление вращению.
Для этого необходимо, чтобы каждый элемент лопасти воздушного винта работал на углах атаки, близких к критическому, но без срыва воздушного потока. На Рис. 16, а видно, что угол атаки лопасти перед взлетом (V =0) за счет перетекания воздуха со скоростью V немного отличается от угла наклона лопасти на величину ф мин. Угол атаки лопасти соответствует величине максимальной подъемной силы.
Сопротивление вращению достигает в этом случае величины, при которой мощность, расходуемая на вращение винта, и эффективная мощность двигателя сравниваются и обороты будут неизменными. С увеличением скорости угол атаки лопастей воздушного винта уменьшается (Рис. 16, б). Уменьшается сопротивление вращению и воздушный винт как бы облегчается. Обороты двигателя должны возрастать, но РПО удерживает их за счет изменения угла атаки лопастей постоянными. По мере увеличения скорости полета лопасти разворачиваются на больший угол ср .
При выполнении полета на максимальной скорости ВИШ также должен обеспечивать максимальное значение тяги. При полете на максимальной скорости угол наклона лопастей имеет предельное значение р макс (Рис. 16, в). Следовательно, при изменении скорости полета происходит изменение угла атаки лопасти, при уменьшении скорости полета угол атаки увеличивается - винт затяжеляется, при увеличении скорости полета угол атаки уменьшается - винт облегчается. РПО автоматически переводит лопасти винта на соответствующие углы.
При увеличении высоты полета мощность двигателя уменьшается и РПО уменьшает угол наклона лопастей, чтобы облегчить работу двигателя, и наоборот. Следовательно, РПО удерживает обороты двигателя с изменением высоты полета постоянными.
При заходе на посадку воздушный винт устанавливается на малый шаг, что соответствует оборотам взлетного режима. Это дает возможность летчику при выполнении всевозможных маневров на глиссаде посадки получить взлетную мощность двигателя при увеличении оборотов до максимальных.
Лопастной винт самолета, он же пропеллер или лопаточная машина, которая приводится во вращение с помощью работы двигателя. С помощью винта происходит преобразование крутящего момента от двигателя в тягу.
Воздушный винт выступает движителем в таких летательных аппаратах, как самолеты, цикложиры, автожиры, аэросани, аппараты на воздушной подушке, экранопланы, а также вертолеты с турбовинтовыми и поршневыми двигателями. Для каждой из этих машин винт может выполнять разные функции. В самолетах он используется в качестве несущего винта, который создает тягу, а в вертолетах обеспечивает подъем и руление.
Все винты летательных аппаратов делятся на два основных вида: винты с изменяемым и фиксированным шагом вращения. В зависимости от конструкции самолета винты могут обеспечивать толкающую или тянущую тягу.
При вращении лопасти винта захватывают воздух и производят его отброс в противоположном направлении полета. В передней части винта создается пониженное давление, а позади – зона с высоким давлением. Отбрасываемый воздух приобретает радиальное и окружное направление, за счет этого теряется часть энергии, которая подводится к винту. Сама закрутка воздушного потока снижает обтекаемость аппарата. Сельскохозяйственные самолеты, проводя обработку полей, имеют плохую равномерность рассеивание химикатов из-за потока от пропеллера. Подобная проблема решена в аппаратах, которые имеют соосную схему расположения винтов, в данном случае происходит компенсация с помощью работы заднего винта, который вращается в противоположную сторону. Подобные винты установлены на таких самолетах, как Ан-22 , Ту-142 и Ту-95 .
Технические параметры лопастных винтов
Наиболее весомые характеристики винтов, от которых зависит сила тяги и сам полет, конечно же, шаг винта и его диаметр. Шаг – это расстояние, на которое может переместиться винт за счет ввинчивания в воздух за один полный оборот. До 30-х годов прошлого века использовались винты с постоянным шагом вращения. Только в конце 1930-х годов практически все самолеты оснащались пропеллерами со сменным шагом вращения
Параметры винтов:
Диаметр окружности винта – это размер, который описывают законцовки лопастей при вращении.
Поступь винта – реальное расстояние, проходящее винтом за один оборот. Данная характеристика зависит от скорости движения и оборотов.
Геометрический шаг пропеллера – это расстояние, которое мог бы пройти винт в твердой среде за один оборот. От поступи винта в воздухе отличается скольжением лопастей в воздухе.
Угол расположения и установки лопастей винта – наклон сечения лопасти к реальной плоскости вращения. За счет наличия крутки лопастей угол поворота замеряется по сечению, в большинстве случаев это 2/3 всей длины лопасти.
Лопасти пропеллера имеют переднюю – режущую – и заднюю кромки. Сечение лопастей имеет профиль крыльевого типа. В профиле лопастей имеется хорда, которая имеет относительную кривизну и толщину. Для повышения прочности лопастей винта используют хорду, которая имеет утолщение к корню пропеллера. Хорды сечения находятся в разных плоскостях, поскольку лопасть изготовлена закрученной.
Шаг винта является основной характеристикой гребного винта, он в первую очередь зависит от угла установки лопастей. Шаг измеряется в единицах пройденного расстояния за один оборот. Чем больший шаг делает винт за один оборот, тем больший объем отбрасывается лопастью. В свою очередь увеличение шага ведет за собой дополнительные нагрузки на силовую установку, соответственно, количество оборотов снижается. Современные летательные аппараты имеют возможность изменять наклон лопастей без остановки двигателя.
Преимущества и недостатки воздушных винтов
Коэффициент полезного действия винтов на современных самолетах достигает показателя в 86%, это делает их востребованными авиастроением. Также нужно отметить, что турбовинтовые аппараты значительно экономнее, чем реактивные самолеты. Все же винты имеют некоторые ограничения как в эксплуатации, так и в конструктивном плане.
Одним из таких ограничений выступает «эффект запирания», который возникает при увеличении диаметра винта или же при добавлении количества оборотов, а тяга в свою очередь остается на том же уровне. Это объясняется тем, что на лопастях пропеллера возникают участки со сверхзвуковыми или околозвуковыми потоками воздуха. Именно этот эффект не позволяет летательным аппаратам с винтами развить скорость выше чем 700 км/час. На данный момент самой быстрой машиной с винтами является отечественная модель дальнего бомбардировщика Ту-95 , который может развить скорость в 920 км/час.
Еще одним недостатком винтов выступает высокая шумность, которая регламентируется мировыми нормами ICAO. Шум от винтов не вписывается в стандарты шумности.
Современные разработки и будущее винтов самолета
Технологии и опыт работы позволяют конструкторам преодолеть некоторые проблемы с шумностью и повысить тягу, миновав ограничения.
Таким образом удалось миновать эффект запирания за счет применения мощного турбовинтового двигателя типа НК-12, который передает мощность на два соосные винта. Их вращение в разные стороны позволило миновать запирание и повысить тягу.
Также используются на винтах тонкие саблевидные лопасти, которые имеют возможность затягивания кризиса. Это позволяет достичь более высоких показателей скорости. Такой тип винтов установлен на самолете типа Ан-70.
На данный момент ведутся разработки по созданию сверхзвуковых винтов. Несмотря на то что проектирование ведется очень долго при немалых денежных вливаниях, достичь положительного результата так и не удалось. Они имеют очень сложную и точную форму, что значительно затрудняет расчеты конструкторов. Некоторые готовые винты сверхзвукового типа показали, что они очень шумные.
Заключение винта в кольцо – импеллер – является перспективным направлением развития, поскольку снижает концевое обтекание лопастей и уровень шума. Также это позволило повысить безопасность. Существуют некоторые самолеты с вентиляторами, которые имеют ту же конструкцию, что и импеллер, но дополнительно оснащаются аппаратом направления воздушного потока. Это значительно повышает эффективность работы винта и двигателя.
ТЕОРИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА
Введение
Воздушный винт преобразует мощность вращения двигателя в поступательную силу тяги. Воздушный винт отбрасывает назад воздушную массу, при этом создается реактивная сила, толкающая самолёт вперёд. Тяга винта равна произведению массы воздуха на ускорение, приданное ей винтом.
Определения
Лопасть воздушного винта – это несущая поверхность, похожая на крыло самолёта. Такие определения, как хорда, кривизна профиля, относительная толщина профиля, относительное удлинение аналогичны определениям в отношении крыла самолёта.
Угол установки лопастей винта ( blade angle или pitch )
Это угол между хордой лопасти и плоскостью вращения. Угол установки уменьшается от корня лопасти к законцовке, потому что окружная скорость сечения лопасти растёт от комля к законцовке. Угол установки лопасти измеряют в сечении, расположенном в 75% от её длины, отсчитывая от комля.
Шаг винта ( geometric pitch )
Это расстояние, которое бы прошёл винт за один полный оборот, если бы двигался через воздух с углом установки лопастей. (Можно представить шаг винта как движение болта, закручивающегося по резьбе, но дальше такой аналогией мы пользоваться не будем)
Геометрическая крутка лопасти ( blade twist )
Сечения лопасти, расположенные ближе к её законцовке, за один оборот проходят больший путь. Чтобы шаг винта был одинаковый для всех сечений лопасти, угол установки сечений постепенно уменьшается от комля к законцовке.
Угол установки лопастей на многих винтах может меняться. Когда угол установки лопастей маленький, говорят, что винт на режиме малого шага (fine pitch), и когда, наоборот – на режиме большого шага (coarse pitch).
Поступь винта (effective pitch или advance per revolution)
В полёте, винт не проходит расстояние, равное шагу винта, за один оборот. Реальное расстояние, проходимое винтом, зависит от скорости самолёта и называется поступью винта.
Скольжение винта ( slip )
Разница между шагом и поступью винта называется скольжением винта.
Угол наклона винтовой линии ( helix angle )
Это угол между реальной траекторией сечения воздушного винта и плоскостью вращения.
Угол атаки(α)
Траектория движения сечения лопасти в воздухе определяет направление набегающего потока воздуха. Угол между хордой сечения лопасти и направлением набегающего потока является углом атаки сечения лопасти. На угол атаки влияет окружная скорость сечения (скорость вращения винта) и истинная скорость самолёта.
Воздушный винт фиксированного шага ( fixed pitch propeller )
На рисунках показана работа воздушного винта фиксированного шага при изменении условий полёта. Увеличение истинной скорости самолёта при неизменной скорости вращения винта (окружной скорости сечения) уменьшает угол атаки винта. Увеличение скорости вращения винта на постоянной истинной скорости полёта увеличивает угол атаки винта.
Аэродинамические силы, возникающие на воздушном винте
Лопасть винта представляет собой несущую поверхность, похожую на крыло самолёта. Когда она движется через воздух на некотором угле атаки, то на ней создаются аэродинамические силы так же, как и на крыле. Между поверхностями лопасти возникает перепад давления. Та поверхность лопасти, где создаётся большее давление, называется рабочей поверхностью лопасти (pressure face или thrust face). Когда винт создаёт прямую тягу, то рабочей является задняя (плоская) поверхность лопасти. Перепад давлений создаёт полную аэродинамическую силу, которую можно разложить на две составляющие, тягу и силу сопротивления вращению.
Тяга воздушного винта
Тяга - это компонент полной аэродинамической силы, перпендикулярный плоскости вращения. Сила тяги неравномерно создаётся по длине лопасти. Она минимальна на законцовке лопасти, где перепад давления между поверхностями исчезает, также уменьшается в комле из-за малой окружной скорости. Тяга создаёт изгибающий момент на каждой лопасти, стремясь погнуть их законцовками вперёд. (Сила равная и противоположная по направлению тяге винта отбрасывает воздух назад.)
Момент сопротивления вращению
Сила сопротивления вращению винта на плече от оси вращения до точки приложения полной аэродинамической силы создаёт момент сопротивления вращению. Равный по величине и противоположный по направлению момент воздействует на самолёт, стремясь повернуть его относительно продольной оси. Также момент сопротивления вращению создаёт изгибающие моменты на лопастях воздушного винта, стремясь согнуть их против направления вращения.
Центробежный скручивающий момент лопасти ( centrifugal twisting moment )
Боковые составляющие центробежных сил «А» и «В» создают момент относительно оси изменения угла установки лопасти, стремясь уменьшить шаг винта.
Аэродинамический скручивающий момент лопасти ( aerodynamic twisting moment )
Поскольку центр давления расположен впереди оси изменения угла установки лопасти, то полная аэродинамическая сила создаёт момент, стремящийся увеличить шаг винта.
Аэродинамический момент противодействует центробежному скручивающему моменту, но слабее его.
Коэффициент полезного действия воздушного винта
Коэффициент полезного действия винта определяется отношением тяговой мощности и мощности, подведённой к винту от двигателя. Тяговая мощность винта определяется произведением тяги винта на истинную скорость самолёта, а мощность двигателя – произведением крутящего момента двигателя на угловую скорость вращения винта.
к. п. д. винта = тяговая мощность / мощность двигателя
Зависимость к. п. д. винта от скорости полёта
Выше было показано, что при увеличении скорости полёта угол атаки лопастей винта фиксированного шага уменьшается. Это приводит к уменьшению тяги винта. На некоторой скорости этот угол уменьшится настолько, что тяга винта уменьшится до нуля. Это значит, что к. п. д. винта тоже станет равным нулю.
Для воздушного винта фиксированного шага существует только одна скорость при которой лопасти будут обтекаться под наиболее выгодным углом атаки и к. п. д. винта будет максимальным. (при постоянной угловой скорости вращения)
При дальнейшем уменьшении скорости самолёта угол атаки лопастей увеличивается. Тяга винта увеличивается, но произведение тяги на скорость (тяговая мощность) начинают падать. На нулевой скорости тяга винта максимальна, но винт не производит полезной работы, поэтому его к. п. д. снова равен нулю.
Коэффициент полезного действия винта фиксированного шага сильно изменяется при изменении скорости полёта.
Как видно из рисунка, используя винт изменяемого шага (угла установки лопастей), можно добиться его эффективной работы в широком диапазоне скоростей полёта.
Винт фиксированного шага с возможностью изменения угла установки лопастей в ступице при обслуживании на земле.
Воздушный винт с возможностью выбора трёх фиксированных углов установки лопастей в полёте. Малый шаг винта устанавливается для взлёта, набора высоты и посадки. При крейсерском полёте винт устанавливается в положение большого шага. При отказе двигателя винт устанавливается во флюгерное положение.
Воздушный винт изменяемого шага (constant speed propellers).
На современных самолётах устанавливаются винты, которые автоматически выдерживают заданную частоту вращения, изменяя угол установки лопастей. Это позволяет сохранять высокий к. п. д. в широком диапазоне скоростей, улучшить характеристики взлёта и набора высоты и обеспечить экономию топлива в крейсерском полёте.
Воздушный винт изменяемого шага
На рисунке изображен типичный пульт управления винтом и двигателем на маленьких поршневых самолётах. Все рычаги находятся в положении для взлёта (крайнем переднем).
Регулятор скорости вращения винта настроен на максимальную скорость.
Перемещение среднего рычага назад приведёт к уменьшению скорости вращения винта.
Обратите внимание: Можно провести аналогию между рычагом управления скоростью вращения винта и рычагом коробки передач в автомобиле.
Максимальная скорость винта – первая передача в машине.
Минимальная скорость винта – пятая передача в машине.
На рисунке показаны условия работы воздушного винта в начале разбега по ВПП. Обороты винта максимальны, поступательная скорость мала. Угол атаки лопастей оптимален, винт работает с максимальным к. п. д. По мере роста скорости угол атаки лопастей будет уменьшаться. Это приведет к уменьшению тяги и силы сопротивления вращению. При постоянной мощности двигателя обороты двигателя начнут возрастать. Регулятор поддержания постоянной скорости вращения винта начнёт увеличивать угол установки лопастей винта, чтобы не допустить увеличения оборотов винта. Таким образом, угол атаки лопастей всё время будет удерживаться на оптимальных значениях.
На рисунке показаны условия работы винта при полёте на большой скорости. По мере роста истинной скорости полёта регулятор поддержания оборотов винта постоянно увеличивает угол установки лопастей, поддерживая постоянный угол атаки.
Рисунок показывает работу винта в крейсерском полёте. Оптимальные режимы мощности и скорости вращения винта указываются в руководстве по лётной эксплуатации. Обычно рекомендуется сначала уменьшить мощность двигателя, а затем уменьшить скорость вращения винта.
В течение всего полёта регулятор поддержания постоянных оборотов управляет углом установки лопастей винта, чтобы сохранить заданные обороты. По крайней мере, пытается этого достичь.
Если крутящий момент от двигателя пропадает (режим малого газа или отказ), то регулятор, стремясь поддержать обороты, уменьшает угол установки лопастей на минимум. Угол атаки лопастей становится отрицательным. Теперь полная аэродинамическая сила на винте направлена в противоположную сторону. Её можно разложить на отрицательную тягу винта и силу, стремящуюся раскрутить винт. Теперь воздушный винт будет крутить двигатель.
На двухмоторном самолёте при отказе одного двигателя, если винт отказавшего двигателя авторотирует, то очень сильно ухудшаются характеристики набора высоты, дальность полёта и затрудняется управление самолётом из-за дополнительного разворачивающего момента. Также вращение отказавшего двигателя может привести к его заклинению или пожару.
Флюгирование
При повороте лопастей винта на угол атаки нулевой подъёмной силы исчезает сила вращающая винт и винт останавливается. Лобовое сопротивление (отрицательная тяга) винта уменьшается до минимума. Это значительно повышает характеристики набора высоты (при отказе одного из двух двигателей), поскольку градиент набора высоты зависит от разности между тягой двигателей и лобовым сопротивлением.
Также флюгирование лопастей винта уменьшает разворачивающий момент от отказавшего двигателя. Это улучшает управляемость самолёта и понижает минимальную эволютивную скорость при отказе двигателя V MC .
На однодвигательных самолётах флюгирование винта не предусматривается. Тем не менее, при отказе двигателя существует возможность существенно уменьшить отрицательную тягу винта. Для этого регулятор скорости вращения винта переводят на минимальную скорость. При этом винт будет установлен в положение максимального шага.
Это позволяет увеличить аэродинамическое качество самолёта, что уменьшит градиент потери высоты на планировании с отказавшим двигателем. Также уменьшатся обороты двигателя из-за уменьшения силы стремящейся раскрутить винт.
Если перевести регулятор оборотов винта на увеличение скорости вращения, то эффект будет противоположный.
Отбор мощности от двигателя на винт
Воздушный винт должен быть в состоянии воспринять всю мощность двигателя.
Также он должен работать с максимальным к. п. д. во всём эксплуатационном диапазоне самолёта. Критичным фактором является скорость обтекания законцовок лопастей. Если она приближается к скорости звука, то явления, связанные со сжимаемостью воздуха, приводят к уменьшению тяги и увеличению момента сопротивления вращению. Это значительно уменьшает к. п. д. винта и увеличивает его шумность.
Ограничение скорости обтекания законцовок лопастей накладывает ограничения на диаметр и угловую скорость вращения винта, а также на истинную скорость полёта.
Диаметр винта также ограничивается требованиями минимального зазора до поверхности аэродрома и фюзеляжа самолёта, а также необходимостью установить двигатель как можно ближе к фюзеляжу, чтобы уменьшить разворачивающий момент в случае его отказа. В случае если двигатель стоит далеко от продольной оси самолёта, то необходимо увеличивать вертикальное оперение, чтобы обеспечить балансировку самолёта при отказе двигателя на малой скорости. Всё вышесказанное показывает, что обеспечить, чтобы винт потреблял всю располагаемую мощность двигателя, одним только увеличением его диаметра нецелесообразно. Часто этого добиваются увеличением коэффициента заполнения воздушного винта.
Коэффициент заполнения воздушного винта ( solidity )
Это отношение фронтальной площади всех лопастей к площади ометаемой винтом.
Методы повышения коэффициента заполнения воздушного винта:
Увеличение хорды лопастей. Это приводит к уменьшению относительного удлинения лопасти, что приводит к снижению к. п. д.
Увеличение количества лопастей. Отбор мощности от двигателя увеличивается без увеличения скорости обтекания законцовок и уменьшения относительного удлинения лопастей. Увеличение числа лопастей более определённого количества (5 или 6) приводит к уменьшению к. п. д. винта.
Тяга винта создаётся отбрасыванием массы воздуха назад. Если чрезмерно увеличивать коэффициент заполнения воздушного винта, то будет уменьшаться масса воздуха, который может получить ускорение при прохождении через винт. Для эффективного увеличения числа лопастей используют соосные винты, вращающиеся на одной оси в противоположных направлениях.
Моменты и силы, создаваемые воздушным винтом
Винт создаёт моменты по всем трем осям самолёта. Причины возникновения этих моментов различны:
кренящий момент реакции винта
гироскопический момент
спиральный момент от спутной струи
момент, вызванный несимметричным обтеканием винта
Примечание: Большинство современных двигателей оснащено воздушными винтами вращающимися по часовой стрелке (если смотреть сзади). На некоторых двухмоторных самолётах на правый двигатель устанавливают винт, вращающийся против часовой стрелки, для устранения недостатков, связанных с появлением критического двигателя (см. главу 12).
Кренящий момент реакции винта
Поскольку винт вращается по часовой стрелке, то на самолёт действует равный по величине и противоположный по направлению момент.
При разбеге самолёта левый пневматик будет нести большую нагрузку, что создаст большее сопротивление качению. Поэтому самолёт будет иметь тенденцию к развороту влево. В полёте самолёт будет иметь тенденцию накрениться влево. Наиболее заметен этот момент будет при максимальной тяге винта и малой скорости полёта (малая эффективность рулей).
Кренящий момент реакции винта практически отсутствует у соосных винтов, вращающихся в противоположные стороны.
В оригинальном тексте написано, что у двухдвигательных самолётов с винтами, вращающимися в одну и ту же сторону, кренящий момент реакции винтов отсутствует до тех пор, пока не откажет один из двигателей. Это неверно. В теоретической механике сказано, что суммарный момент, действующий на твёрдое тело, равен алгебраической сумме моментов, лежащих в одной плоскости. То есть момент реакции винтов будет действовать на самолёт, не зависимо от количества работающих двигателей, и если все винты вращаются в одну и ту же сторону, то моменты будут складываться.
Гироскопический момент
Вращающийся воздушный винт имеет свойства гироскопа – стремится сохранить положение оси вращения в пространстве, а в случае приложения внешней силы – появляется гироскопический момент, стремящийся развернуть ось гироскопа в направлении, отличающемся на 90° от направления вынужденного вращения.
Направление действия гироскопического момента удобно определить, воспользовавшись следующим мнемоническим правилом. Представьте себя сидящим в кабине самолёта. Плоскость вращения двигателя (винта) изобразим окружностью, а направление вращения – стрелками по окружности.
Если из центра окружности провести одну стрелку в направлении движения носа самолёта, то вторая стрелка, направленная по касательной к окружности в направлении вращения двигателя (винта), покажет направление дополнительного (прецессионного) движения носа самолёта, вызванного действием гироскопического момента двигателя (винта).
Гироскопический момент появляется только при вращении самолёта по тангажу и по курсу.
У соосных винтов гироскопический момент отсутствует.
Спиральный момент от спутной струи
Воздушный винт отбрасывает назад закрученную струю воздуха, которая вращаясь вокруг фюзеляжа, изменяет обтекание киля. Поскольку винт вращается по часовой стрелке, то струя обтекает киль под углом слева, вызывая на нем боковую силу вправо.
Спиральный момент от спутной струи винта создаёт момент рыскания влево. Величина момента зависит от режима работы двигателя и оборотов воздушного винта.
Уменьшить спиральный момент можно с помощью:
используя соосные винты
установкой фиксированного компенсатора на руль направления
установкой двигателя с небольшим отворотом оси винта вправо
установкой киля под небольшим углом влево
Момент, вызванный несимметричным обтеканием винта
В полёте ось винта отклонена от направления набегающего потока на угол атаки. Это приводит к тому, что опускающаяся лопасть обтекается под большим углом атаки, чем поднимающаяся. Правая часть воздушного винта будет создавать большую тягу, чем левая. Таким образом, будет создаваться момент рыскания влево.
Наибольшую величину этот момент будет иметь на максимальном режиме работы двигателя и максимальном угле атаки.
Влияние атмосферных условий
Изменения в атмосферном давлении и/или температуре приводят к изменению плотности воздуха.
Это влияет на:
мощность двигателя при неизменном положении дроссельной заслонки
момент сопротивления вращению винта.
Увеличение плотности воздуха приводит к увеличению обоих этих параметров, но мощность двигателя увеличивается в большей степени.
Влияние плотности воздуха на работу двигателя с винтом фиксированного шага
Увеличение плотности приводит к росту оборотов винта и наоборот.
Влияние плотности воздуха на момент сопротивления вращению (потребный крутящий момент двигателя) винта фиксированного шага
Увеличение плотности приводит к росту момента сопротивления вращению винта и наоборот.
Это отдельная самостоятельная единица, а точнее целый лопастной агрегат. Он является движителем для аппарата, на котором установлен, то есть превращает мощность двигателя в тягу и, в конечном счете, в движение.
Человек уже давно проявлял внимание к винту. Первые теоретические свидетельства этого имеются еще в рукописях и рисунках Леонардо да Винчи. А практически его впервые применил (для метеорологических приборов) М. В. Ломоносов. вначале устанавливался на дирижаблях, в последствии и по сегодняшнее время на самолетах и при использовании и двигателей. Применяется он также и на наземных аппаратах. Это так называемые суда на воздушной подушке, а также аэросани и глиссеры. То есть история его (как и история всей авиации:-)) длинна и увлекательна и еще, похоже, далеко не закончена.
Что касается теории и принципа действия… Хотел начать рисовать векторные диаграммы, а потом передумал:-). Во-первых не тот сайт, а, во-вторых, все это я уже описал , и даже :-). Скажу лишь, что лопасти воздушного винта имеют аэродинамический профиль, и при его вращении в воздушной среде возникает та же картина, как и при движении крыла.
Аэродинамическая сила (картинка из предыдущей статьи:-))
Все те же , тот же скос потока, только теперь уже подъемная сила становится тягой винта, заставляющей самолет двигаться вперед.
Есть, конечно, и свои особенности. Ведь (точнее его лопасти) по сравнению с совершает более сложное движение: вращательное плюс поступательное движение вперед. И на самом деле теория воздушного винта достаточно сложна. Однако для принципиального понимания вопроса всего сказанного вполне достаточно. Остановлюсь только на некоторых особенностях.Замечу, кстати, что винты бывают не только тянущие, но и толкающие (такие, между прочим, стояли на самолете братьев Райт).
Пропеллер немецкого дирижабля SL1 (1911) диаметром 4,4 м.
Воздушный винт для траспортного самолета А400М.
Транспортный самолет А400М.
При вращении воздушного винта и одновременном его движении вперед, каждая его точка как бы движется по спирали, а сам винт как бы «ввинчивается в воздух», почти, как винт в гайку или шуруп в дерево. Аналогия очень даже существенная:-). Похоже на резьбу пары «болт –гайка». Каждая резьба имеет такой параметр, как шаг. Чем шаг больше, тем резьба как бы более растянута, и болт в гайку ввинчивается быстрее. Понятие шага существует и для воздушного винта. По сути дела это такое воображаемое расстояние, на которое передвинется вращающийся в воздухе винт при его повороте на один оборот. Для того, чтобы он «ввинчивался» быстрее, нужно, чтобы сила, его тянущая (тяга винта, тот самый аналог подъемной силы), была больше. Или же все, соответственно, наоборот. А этого можно достичь за счет изменения величины аналога угла атаки, который называется углом установки лопасти винта, или попросту шагом винта . Понятие шага винта существует для всех видов воздушных винтов, для самолетов и для вертолетов, и принцип их действия вобщем-то одинаков.
Транспортник Кролевских ВВС Hercules C-4 на стоянке с винтами во флюгерном режиме.
Первые воздушные винты, стоявшие на аэропланах, имели фиксированный шаг. Но дело в том, что любой винт имеет такой параметр, как коэффициент полезного действия, который оценивает эффективность его работы. А она может меняться в зависимости от изменения скорости полета, мощности двигателя, да и лобовое сопротивление винта на это влияет. Вот для того, чтобы сохранить кпд на достаточной высоте была придумана (еще в 30-х года 20 в.) система изменения шага и появились винты изменяемого в полете шага (ВИШ ). Теперь, в зависимости от задаваемого летчиком режима полета, шаг винта может меняться. Кроме того обычно существуют еще два специальных режима. Реверсивный – для создания при торможении самолета на земле и флюгерный , который используется при выключении (чаще аварийном) двигателя в полете. Тогда лопасти выставляются «по потоку», чтобы не создавать лишнего сопротивления полету.
Диаметр винта и его шаг – это основные технические параметры воздушного винта. Существует еще такое понятие, как крутка. То есть каждая лопасть по всей длинне слегка закручена. Это делается опять же для того, чтобы при одной и той же мощности лопасть создавала наибольшую тягу.
Американский экспериментальный самолет Bell X-22 с импеллерами 1966 г.
Французский экспериментальный самолет с импеллерами NORD 500 CADET. 1967 г.
1932 г. Италия. Экспериментальный самолет с импеллером "Летающая бочка"
Современные винты вообще достаточно разнообразны по своей конструкции. Количество лопастей может меняться (в среднем от 2 до 8). может быть как тянущим, так и толкающим. Винт по- другому еще называется пропеллер . Это устаревшее название и происходит от латинского prōpellere, что значить гнать, толкать вперед. Однако сейчас еще одно слово вошло в употребеление. Это слово импеллер . Оно означает «крыльчатка» и обозвали им определенный тип воздушного винта, заключенного в кольцевую оболочку. Это позволяет повысить эффетивность его работы, снизить потери и увеличить безопасность. Однако такого рода летательные аппараты находятся только лишь в стадии экспериментальной разработки.
Основной скоростной диапазон применения винтов ограничен скоростями 700-750 км/ч. Но даже это достаточно большая скорость и для обеспечения устойчивой и эффективной работы во всем диапазоне применяются различные технические ухищрения. В частности разрабатываются многолопастные винты с саблевидными лопастями, ведется работа над сверхзвуковыми винтами, применяются вышеуказанные импеллеры. Кроме того уже достаточно давно применяются так называемые соосные винты, когда на одной оси вращаются два воздушных винта в различных направлениях. Примером самолета с такими винтами может быть самый быстрый самолет с турбовинтовыми двигателями российский стратегический бомбардировщик ТУ-95 . Его скорость (макс.) 920 км/ч.
Стратегический бомбардировщик ТУ-95.
К сожалению, , особенно в сочетании с , имеет все-таки ограниченную область применения. Конечно, там, где так необходимы ближнемагистральные самолеты и так называемая он себя еще покажет. Но тем не менее соревнование высота-скорость-дальность он вместе со своим спутником поршнеым мотором уже проиграл . Но об этом в другой статье…
Фотографии кликабельны.
