Классификация воздушных винтов. Принцип работы воздушного винта Скорость вращения пропеллера самолета

Пограничным слоем называется тонкий слой заторможенного газа, образующийся на поверхности тел, обтекаемых потоком. Вязкость газа в пограничном слое является основной причиной образования силы лобового сопротивления.

При обтекании какого-либо тела частицы газа, проходящие очень близко от его поверхности, будут испытывать сильное торможение. Начиная от некоторой точки вблизи поверхности скорость потока при приближении к телу уменьшается и на самой поверхности становится равной нулю. Распределение скоростей в других сечениях поверхности аналогично (Рисунок2.1).

Расстояние R , на котором происходит уменьшение скорости, называется толщиной пограничного слоя, а изменение скорости по толщине пограничного слоя – градиентом скорости.

Рисунок2.1 Изменение скорости течения воздуха в пограничном слое

Толщина пограничного слоя измеряется в миллиметрах и зависит от вязкости и давления воздуха, от формы тела, состояния его поверхности и положения тела в воздушном потоке. Толщина пограничного слоя постепенно увеличивается от передней части тела, к задней.

На границе пограничного слоя скорость частиц становится равной скорости набегающего потока. Выше этой границы градиента скорости нет, поэтому вязкость газа практически не проявляется.

Таким образом, в пограничном слое скорости частиц изменяются от скорости внешнего потока на “границе” пограничного слоя до нуля на поверхности тела.

Из-за градиента скорости характер движения частиц газа в пограничном слое отличается от их движения в потенциальном слое. В пограничном слое вследствие разности скоростей U 1 - U 2 частицы приходят во вращательное движение (см. Рисунок2.2).

Вращение тем интенсивнее, чем ближе к поверхности тела находится частица. Пограничный слой всегда завихрен и поэтому его называют слоем поверхностного завихрения.

Рисунок 2.2 Обтекание тела воздушным потоком - торможение потока в пограничном слое

Частицы газа из пограничного слоя уносятся потоком в область, распложенную позади обтекаемого тела, называемую спутной струей. Скорости частиц в спутной струе всегда меньше скорости внешнего потока, т.к. частицы попадают из пограничного слоя уже приторможенными.

Виды течения пограничного слоя . При небольшой скорости набегающего потока газ в пограничном слое течет спокойно в виде отдельных слоев. Такой пограничный слой называется ламинарным (Рисунок2.3,а). Пограничный слой завихрен, но движение газа упорядочено, слои не смешиваются, частицы вращаются в пределах одного и того же тонкого слоя.

Если в пограничном слое происходит энергичное перемешивание частиц в поперечном направлении и весь пограничный слой беспорядочно завихрен, такой пограничный слой называется турбулентным (Рисунок2,б).

В турбулентном пограничном слое наблюдается непрерывное перемещение струек воздуха во всех направлениях, что требует большего количества энергии. Сопротивление воздушного потока увеличивается.

а) б)

с)

Рисунок 2.3 Ламинарное и турбулентное течение

У передней части обтекаемого тела образуется ламинарный пограничный слой, которой затем переходит в турбулентный. Такой пограничный слой называется смешанным (Рисунок2.3,с).

При смешанном течении в определенной точке происходит переход пограничного слоя из ламинарного в турбулентный. Расположение ее на поверхности тела зависит от скорости струек, формы тела и его положения в воздушном потоке, а также от шероховатости поверхности. Положение точки определяется координатой Х с (Рисунок2.3,) .

У гладких крыльевых профилей точка перехода обычно лежит на расстоянии, примерно равном 35% от длины хорды.

При создании профилей крыльев конструкторы стремятся отнести эту точку как можно дальше от передней кромки,увеличивая тем самым протяженность ламинарной части пограничного слоя Для этой цели применяют специальные ламиниризированные профили, а также увеличивают гладкость поверхности крыла и ряд других мероприятий.

Отрыв пограничного слоя . При обтекании тела с криволинейной поверхностью давление и скорости в разных точках поверхности будут неодинаковыми (Рисунок 2.4).При движении потока от точки А к точке Б происходит диффузорное расширение потока.

А Б

Рисунок 2.4 Течение в пограничном слое вблизи точки отрыва

Поэтому давление растет а скорость уменьшается, так как у самой поверхности тела скорости частиц очень малы, под влиянием разности давлений между точками А и В на этом участке происходит движение газа в обратном направлении. При этом внешний поток продолжает двигаться вперед.

Из-за обратного течения газа внешний поток оттесняется от поверхности тела. Пограничный слой набухает и отрывается от поверхности тела. Точка на поверхности тела, в которой происходит отрыв пограничного слоя, называется точкой отрыва .

Отрыв пограничного слоя приводит к образованию вихрей за телом. Положение точки отрыва зависит от характера течения в пограничном слое. При турбулентном течении место отрыва потока лежит значительно дальше по потоку, чем при ламинарном. Вихревая область за телом в этом случае значительно меньше. Это парадоксальное явление объясняется тем, что при турбулентном движении происходит более интенсивное поперечное перемешивание частиц.

Отрыв пограничного слоя наблюдается при обтекании криволинейных поверхностей, например профиля крыла на больших углах атаки. Явление это очень опасно, т.к. приводит к резкому уменьшению подъемной силы, значительному возрастанию сопротивления движению потока, потере устойчивости и управляемости самолета, вибрациям.

Явление срыва потока зависит от формы и состояния поверхности тела, характера течения воздуха в пограничном слое. Тела, имеющие вытянутую форму с плавными очертаниями (удобообтекаемые), не подвержены срыву потока в отличие от неудобообтекаемых тел.

Срыв потока может возникнуть в результате нарушения правил эксплуатации самолета: выхода на критические углы атаки, нарушения центровки. При небрежном техническом обслуживании из-за неплотного прилегания крышек лючков, неполного закрытия створок и других причин возникают местные срывы потока. Возникают опасные вибрации частей самолета.

§ 1. Назначение и типы воздушных винтов
Назначение воздушного винта состоит в преобразовании крутящего момента, передаваемого от двигателя, в аэродинамическую силу. Образование аэродинамической силы объясняется третьим законом механики. Воз- душный винт при своем вращении захватывает и отбрасывает некоторую массу воздуха. Эта масса, сопротивляясь отбрасыванию, толкает винт вместе с летательным аппаратом в сторону, противоположную на- правлению отбрасывания.
Причиной создания аэродинамической силы воздушного винта является реакция отбрасываемой винтом массы воздуха.
Воздушные винты самолета служат для создания силы тяги, необходимой для поступательного движения самолета.
Несущий винт вертолета служит для создания подъемной силы, необходимой для удержания вертолета в воздухе, и силы тяги, необходимой для поступательного движения вертолета. Как было указано, одним из достоинств вертолета является его способность перемещаться в любом направлении. Направление перемещения вертолет а зависит от того, куда наклонена сила тяги несущего винта - вперед, назад или вбок (рис.1.32).
Несущий винт обеспечивает управляемость и устойчивость вертолета на всех режимах. Таким образом, несущий винт одновременно выполняет роль крыла, тянущего винта и основных органов управления.
Рулевые винты вертолета служат для уравновешивания реактивного момента и путевого управления вертолетом.

§ 2. Основные параметры, характеризующие несущий винт
К основным параметрам, характеризующим несущий винт вертолета, относятся:
Количество лопастей. На современных вертолетах применяются трех-, четырех- и пятилопастные винты. Увеличение количества лопастей ухудшает работу несущего винта из-за вредного взаимного влияния лопастей. Уменьшение количества лопастей (меньше трех) приводит к пульсирующему характеру тяги, соз- даваемой винтом, и повышенным вибрациям вертолета в полете. Диаметр несущего винта D - диаметр окружности, описываемой концами лопастей при вращении. Радиус этой окружности обозначается буквой R и называется радиусом несущего винта. Расстояние от оси вращения несущего винта до рассматриваемого сечения обозначается буквой г (рис. 1.33).

Расчеты показывают, что при одной и той же подводимой к винту мощности его тяга увеличивается с увеличением диаметра. Так, например, увеличение диаметрa вдвое увеличивает тягу в 1,59 раза, увеличение диаметра в пять раз увеличивает тягу в 2,92 раза.
Однако увеличение диаметра связано с увеличением веса винта, с большой сложностью обеспечения прочности лопастей, с усложнением технологии изготовления лопастей, увеличением длины хвостовой балки и др.
Поэтому при разработке вертолета выбирается некоторый оптимальный диаметр.

Площадь, ометаемая несущим винтом F0M, - площадь окружности, описываемой концами лопастей несущего винта при вращении.
Понятие ометаемой площади вводится потому, что эта площадь может рассматриваться как некоторая несущая поверхность, аналогичная крылу самолета ввиду вязкости и инертности воздуха, образующего при протекании через площадь, ометаемую винтом, одну общую струю. У современных вертолетов F0M= 100-:-1000 м2.
Нагрузка на ометаемую площадь р есть отношение веса вертолета G к площади, ометаемой винтом при его вращении:
FомР=G/Fом(кг/ м2) .
Увеличение р приводит к уменьшению максимальной высоты полета и к увеличению скорости снижения на режиме самовращения несущего винта.
У современных вертолетов Р=12-:-45кг/ м2 , или 118-:-440н/ м2

Коэффициент заполнения Q - величина, показывающая, какую часть ометаемой площади составляет площадь всех лопастей винта.

Форма лопастей в плане (рис. 1.34). Лопасть несущего винта может иметь прямоугольную, трапециевидную или смешанную форму в плане. Сужение трапециевидной лопасти не более 2-3.
Сужением лопасти называется отношение хорды у комля к концевой хорде.
Профиль лопасти - форма ее поперечного сечения. Для лопастей несущих винтов применяются профили, аналогичные профилям крыльев самолетов. Обычно это несимметричные профили с относительной толщиной с =
7-=-14%’. Форма профиля по длине может быть переменной (аэродинамическая крутка лопасти). При выборе, формы профиля стремятся к тому, чтобы он обладал наибольшим аэродинамическим качеством

Угол атаки сечения лопасти а - угол между хордой профиля и направлением набегающего потока воздуха в данном сечении. Величиной угла атаки определяются значения коэффициентов аэродинамических сил.

Углом установки Ф называется угол между хордой профиля и плоскостью вращения несущего винта. Угол установки вертолетных винтов замеряется на расстоянии 0,7 радиуса винта, Эта условность введена благодаря наличию геометрической крутки лопастей, вследствие которой все сечения лопастей имеют разные (уменьшающиеся к концу) углы установки. Необходимость геометрической крутки объясняется следующим. Во-первых, ввиду увеличивающейся к концу лопасти окружной скорости происходит неравномерное распределение ин- дуктивных скоростей, а следовательно, и аэродинамических сил по длине лопасти. Для обеспечения более рав- номерного распределения нагрузки угол установки к концу лопасти уменьшается. Во-вторых, в поступательном полете из-за роста угла атаки в определенном положении лопастей возникает срыв потока с концов лопастей, наличие геометрической крутки отодвигает концевой срыв в сторону больших скоростей полета. Подробнее этот вопрос будет рассмотрен ниже.
Шаг лопасти несущего винта изменяется при повороте ее в осевом шарнире, т.е. вокруг продольной оси.
Конструктивно несущий винт выполнен так, что все его лопасти в осевом шарнире могут одновременно поворачиваться на один и тот же угол или на разные углы.
Угол атаки несущего винта. Выше было сказано, что площадь, ометаемая несущим винтом, может рассматриваться как несущая поверхность, на единицу площади которой приходится определенная нагрузка.
Введем понятие - угол атаки несущего винта А, под которым будем понимать угол между плоскостью вращения несущего винта и направлением набегающего потока воздуха (направлением полета). Если поток набегает на плоскость вращения несущего винта снизу (рис. 1.36), угол атаки считается положительным, если сверху - отрицательным.
Поскольку вертолет перемещается в воздухе в любом направлении, угол атаки несущего винта может изменяться в пределах ±180°. При вертикальном снижении А = +90°, при вертикальном подъеме А = -90°.

Угол азимутального положения лопасти. При полете вертолета вращательное движение лопастей несущего винта складывается с поступательным движением всего вертолета в целом. По этой причине условия работы лопастей в большей степени зависят от их положения относительно направления полета. Для оценки особенностей работы лопастей в зависимости от их положения вводится понятие азимутального положения лопасти.
Углом азимутального положения лопасти называется угол между направлением полета и продольной осью лопасти (рис. 1.37).

Принято считать ф=0, если продольная ось лопасти совпадает с направлением набегающего потока воздуха. Следует заметить (поскольку вертолёт может совершать движение вперёд, назад или вбок), что во всех случаях отсчет угла азимутального положения должен производиться от направления лопасти, совпадающего с направлением набегающего потока воздуха. Отсчет принято вести в направлении вращения несущего винта. Очевидно, что величина угла азимутального положения лопасти за один оборот изменяется от 0 до 360° (от 0 до 2л).
Число оборотов несущего винта. В связи с тем что, несущие винты вертолетов - это винты больших диаметров, число оборотов их невелико - 100-600 об.мин.
Как показывают расчеты, чтобы иметь винт возможно большей тяги (при заданной мощности), необходимо увеличивать его диаметр и уменьшать обороты. Так, например, для того чтобы увеличить тягу в три раза, обороты надо уменьшить в пятнадцать раз (при этом диаметр винта возрастет примерно в пять раз).
Для конкретного винта тяга с увеличением оборотов возрастает, но для этого требуется увеличение подводимой мощности.
Число оборотов несущего винта ограничивается волновым кризисом, возникающим в первую очередь на концах лопастей, движущихся навстречу набегающему потоку (вблизи азимута г|) = 90°).
Во избежание больших потерь на преодоление волнового сопротивления число оборотов несущих винтов современных вертолетов выбирается таким, чтобы концы лопастей имели дозвуковые скорости обтекания. У современных вертолетов окружные скорости концов лопастей достигают 200-250 м/сек.
§ 3. Сила тяги идеального несущего винта при осевом обтекании
Идеальным винтом называется винт, при работе которого не учитываются потери на трение и закручивание струи за винтом. Режимом осевого обтекания называется такой режим, при котором воздушный поток направлен вдоль оси вращения винта. При этом угол атаки несущего винта равен 90°. На режиме осевого обтекания несущий винт работает при висении, вертикальном подъеме и вертикальном снижении вертолета.
Несущий винт подсасывает воздух со скоростью U1 и отбрасывает его со скоростью U2. Скорости U1 и U2 называются индуктивными скоростями (рис. 1.38).

Если скорость потока, обтекающего винт, равна V, то перед винтом она становится равной V + U1, а за винтом V+U2.
Масса воздуха, пройдя ометаемую площадь, получает ускорение j под действием силы F, создаваемой винтом. На основании третьего закона механики с такой же по величине, но противоположно направленной силой Т воздух действует на несущий винт. Сила Т является тягой винта. На основании второго закона механики T=mj.Массу воздуха, проходящего через ометаемую площадь, можно определить умножением объема на массовую плотность. Н. Е. Жуковским теоретически доказано и экспериментально подтверждено, что индуктивная скорость отбрасывания вдвое больше индуктивной скорости подсасывания. Иначе говоря, индуктивная скорость у диска винта равна половине общего приращения скорости, полученного воздухом, прошедшим через винт.

Индуктивная скорость подсасывания определяется опытным путем и равна 8-15 м/сек.
Из полученной формулы тяги следует, что сила тяги несущего винта зависит от массовой плотности воздуха, ометаемой площади и индуктивной скорости подсасывания.
С увеличением высоты полета или повышением температуры окружающего воздуха массовая плотность P, а следовательно, и сила тяги уменьшаются. С увеличением оборотов и шага винта индуктивная скорость U1 (тяга винта) возрастает.
Площадь, ометаемая несущим винтом Fоv, является конструктивным параметром и для конкретного винта постоянна.
Сила тяги несущего винта может быть получена и другим путем - как сумма аэродинамических сил, создаваемых отдельными лопастями, поскольку обтекание лопастей аналогично обтеканию крыла. Разница, однако, состоит в том, что лопасть совершает не поступательное, а вращательное движение, в связи с чем все ее сечения (элементы) движутся с разными скоростями. Поэтому аэродинамическая сила, создаваемая лопастью, должна вычисляться как сумма аэродинамических сил, действующих
на элемент лопасти (рис. 1.39).

Подъемная сила элемента лопасти ΔY и лобовое сопротивление элемента ΔХ соответственно отличаются по величине от силы тяги элемента ΔT и силы сопротивления вращению элемента ΔQ.
Объясняется это тем, что подъемную силу направляют перпендикулярно к набегающему на сечение потоку, лобовое сопротивление - по потоку, силу тяги - перпендикулярно к плоскости вращения элемента, а силу сопротивления вращению располагают в плоскости вращения.
§ 4. Сила тяги несущего винта при косом обтекании
Под режимом косого обтекания понимают такой режим, при котором воздушный поток направлен под некоторым произвольным углом атаки к плоскости вращения несущего винта (не равном 90°). Этот режим осуществляется при горизонтальном полете вертолета, а также при подъеме и снижении по наклонной траектории.

Для упрощения изучаемого вопроса- предварительно рассмотрим случай бокового обтекания несущего винта, т. е. такой случай, при котором поток направлен параллельно плоскости вращения несущего винта и угол атаки винта равен нулю. При этом скорость набегающего потока V складывается со скоростью подсасывания щ и дает результирующую скорость V1 (рис. 1.41). Очевидно, что V>u1.

Из формулы видно, что при одной и той же скорости отбрасывания U2 тяга винта при боковом обтекании больше, чем при осевом. Физически это объясняется увеличением секундной массы воздуха, протекающего через площадь, ометаемую винтом.
При рассмотрении более общего случая косого обтекания, когда воздух подходит к плоскости, ометаемой винтом под некоторым произвольным углом атаки несущего винта А, получим аналогичную картину. Необходимо только иметь в виду, что в каждом конкретном случае результирующая скорость воздуха, притекающего к плоскости несущего винта, должна равняться геометрической сумме скорости набегающего потока и скорости подсасывания.
§ 5. Изменение силы тяги несущего винта
при косом обтекании в зависимости от азимутального положения лопастей
При косом обтекании несущего винта скорость потока, обтекающего лопасти, складывается из скорости вращательного движения и поступательной скорости набегающего потока воздуха. Для простоты рассуждения рассмотрим обтекание концевого сечения лопасти. Заметим, что составляющая скорости набегающего потока, направленная вдоль лопасти, в создании подъемной силы не участвует. Окружная скорость концевого сечения равна wR. Пусть скорость набегающего потока равна V. Разложим эту скорость на на правление вдоль лопасти и перпендикулярно к ней (рис. 1.42).

В азимуте 90° она становится равной + V и в азимуте 270° равной -V. Таким образом, за один оборот лопасти скорость ее обтекания достигает максимума в азимуте 90° и минимума в азимуте 270°.
Из формулы видим, что сила тяги лопасти - величина переменная и зависит от азимута. Максимальное значение она приобретает в азимуте 90°, когда величина окружной скорости складывается со скоростью полета, минимальное значение - в азимуте 270°, когда скорость полета вычитается из окружной скорости.
величина силы тяги двухлопастного винта зависит от азимута и является величиной переменной. Переменная составляющая силы тяги двухлопастного винта вызывает повышенную вибрацию вертолета, в связи с чем применение двухлопастных несущих винтов ограничено. Для вычисления силы тяги трехлопастного винта необходимо сложить тяги трех лопастей, отстоящих по азимуту на 120° друг от друга. Элементарные математические вычисления показывают, что для винтов, имеющих три и более лопастей, переменная составляющая исчезает и общая тяга становится величиной постоянной, не зависящей от азимута.
Очень важно отметить, что общая сила тяги несущего винта с жестко закрепленными на втулке лопастями при косой обдувке не совпадает с осью вращения, а смещена в сторону лопастей, движущихся навстречу потоку воздуха. Это объясняется тем, что подъемная сила лопастей, движущихся навстречу потоку, больше, чем у лопастей, движущихся по направлению потока, и в результате геометрического сложения равнодействующая подъемных сил оказывается смещенной в сторону лопастей, движущихся навстречу потоку. Смещенная сила тяги несущего винта создает относительно центра тяжести вертолета опрокидывающий (кренящий) момент (рис. 1.43). Несущий винт с жестко закрепленными лопастями неминуемо опрокинул бы вертолет при попытке создать сколько-нибудь существенную поступательную скорость.
Помимо кренящего момента, стремящегося опрокинуть вертолет относительно продольной оси, при косой обдувке несущего винта возникает еще и продольный момент, поворачивающий плоскость вращения несущего винта относительно поперечной оси на увеличение угла атаки. Возникновение этого момента объясняется тем, что условия обтекания лопастей вблизи азимута 180° лучше, чем в азимуте 360°. Вследствие этого точка приложения силы тяги винта смещается вперед от оси вращения, что и приводит к образованию кобрирующего момента. Величина продольного момента упругой лопасти дополнительно увеличивается благодаря изгибу лопастей вверх под действием подъемных сил по причине того, что на лопасть, находящуюся в районе азимута 180°, встречный поток действует снизу, тогда как на Рис. 1.43.

Возникновение опрокидывающего момента у винта с жестко закрепленными лопастями
лопасть, находящуюся в районе азимута 0°, - сверху (рис. 1.44). Устранение вредного влияния опрокидывающего и продольного моментов осуществляется шарнирной подвеской

лопастей.
§ 6. Сопротивление несущего винта при косом обтекании
Плоскость, ометаемая несущим винтом, рассматривается как несущая поверхность. Эта поверхность создает подъемную силу и лобовое сопротивление за счет набегающего потока воздуха. Сопротивление несущего винта по аналогии с крылом состоит из профильного и индуктивного.
При осевом обтекании профильные сопротивления лопастей во всех азимутах одинаковы и равнодействующая их равна нулю.

Физический смысл появления профильного сопротивления при косом
обтекании можно представить следующим образом.
За один оборот сопротивление лопасти периодически изменяется,
достигая своего максимума в азимуте 90° и минимума в азимуте 270°. Разность сопротивлений «наступающей» и«отступающей» лопастей дает силу, направленную в сторону, противоположную движению верто- лета. Эта сила и есть профильное сопротивление несущего винта Х пр (рис. 1.45). Индуктивное сопротивление несущего винта можно объяснить теми же
причинами, что и при обтекании крыла, т. е. образованием вихрей, на которые расходуется энергия потока. Лобовое сопротивление несущего винта складывается из профильного и индуктивного Х нв = Х пр + Х ин
Величина лобового сопротивления несущего винта зависит от формы профиля лопастей, угла их установки, числа оборотов, скорос ти полета и угла атаки нес ущего винта.
Лобовое сопротивление несущего винта необходимо учитыват ь пр и полете н а режи ме са мовр ащения.

§ 7. Зона обратного обтекания
При движении лопасти в азимутах Ф = 180-:-360° сечения лопасти, расположенные вблизи комля, обтекаются не с ребра атаки, а с ребра обтекания. Действительно, в азимуте

270° такое обтекание будет у всех сечений лопасти, расположенных от оси вращения до точки на лопасти, в которой v = wr, т. е. до той точки, где окружная скорость равна скорости полета (рис. 1.46). Из-за противоположного направления этих скоростей суммарная скорость
обтекания в этой точке равна нулю (Wr = 0).
Задаваясь различными значениями ф, легко получить из последнего
выражения зону обратного обтекания. Нетрудно убедиться в том, что эта зона представляет окружность диаметром d= V/w, расположенную на диске, ометаемом несущим винтом (рис. 1.46).
Наличие зоны обратного обтекания - явление отрицательное. Часть лопасти, проходящая через эту зону, создает силу, направленную вниз, что уменьшает тягу несущего винта и приводит к увеличению

вибраций лопастей и всего вертолета. С увеличением скорости полета зона обратного обтекания увеличивается.
Величину зоны обратного обтекания можно оценить коэффициентом характеристики режима работы несущего винта м. Под
коэффициентом характеристики режима работы несущего винта понимают отношение скорости поступательного движения к окружной
скорости концевого сечения лопасти.
Коэффициент показывает, какая часть лопасти, находящейся в
азимуте 270°, расположена в зоне обратного обтекания. Так, например,
если м=0,25, то d = 0,25 R. Это означает, что четвертая часть лопасти работает в условиях обратного
обтекания, а диаметр зоны обратного обтекания составляет 25% радиуса несущего винта.
§ 8 Потери энергии несущим винтом. Относительный КПД винта
При выводе формулы тяги идеального винта (§ 3 настоящей главы) мы пренебрегали всеми видами потерь. При работе реального винта на рабочих режимах около 30% потребной для его вращения мощности затрачивается на преодоление профильного сопротивления лопастей. Величина профильных потерь зависит от формы профиля и состояния поверхности.
Анализируя работу идеального винта, мы предполагали, что индуктивная скорость во всех точках ометаемой площади одинакова. Но это не так. Вблизи лопасти индуктивная скорость больше, чем в промежутках между лопастями. Кроме того, индуктивная скорость изменяется вдоль лопасти, возрастая с увеличением радиуса сечения, из-за увеличения окружной скорости сечения (рис. 1.47). Таким образом, поле индуктивных скоростей, создаваемое несущим винтом, неоднородно.

Соседние струйки воздуха движутся с разными скоростями, ввиду чего из-за влияния вязкости воздуха возникают потери на неравномерность потока или индуктивные потери, составляющие около 6% потребной мощности. Одним из способов уменьшения этих потерь является геометрическая крутка лопастей.
Несущий винт не только отбрасывает массу воздуха, создавая тем самым тягу, но и закручивает струю. Потери на закрутку струи составляют около 0,2% подводимой к винту мощности.
Из-за разности давлений под и над плоскостью вращения винта воздух перетекает снизу вверх по окруж- ности диска несущего винта. По этой причине некоторое узкое кольцо, расположенное по окружности плоскости, ометаемой несущим винтом, в создании тяги не участвует (рис. 1.48). Комлевые части лопастей, где распо- ложены узлы крепления, также не участвуют в создании силы тяги. В общей сложности концевые и ком- левые потери составляют около 3% потребной мощности.
Благодаря наличию перечисленных потерь мощность, потребная для вращения реального винта, создающего тягу, равную тяге идеального винта, получается больше.
Насколько удачен тот или иной реальный винт с точки зрения обеспечения минимума потерь, можно судить

по относительному КПД несущего винта г| 0 , который представляет собой отношение мощности, потребной для отбрасывания воздуха и получения данной тяги, к мощности, фактически затраченной на вращение ре- ального винта, создающего такую же тягу.

§ 9. Шарнирная подвеска лопастей несущего винта
В § 2 настоящей главы было указано на наличие у несущих винтов осевых шарниров, которые служат для изменения шага винта в полете. Изменение шага дости- гается поворотом лопастей вокруг осевых шарниров в пределах? = 0- 15°.Кроме осевых шарниров, винты имеют горизонтальный и вертикальный шарниры.
Горизонтальный ш а р н и р (ГШ)позв ол яе т лопасти отклоняться в вертикальной плоскости. Благодаря
этому шарниру лопасть имеет возможность при движении навстречу потоку взмахивать вверх, а при движении по направлению потока - вниз. Таким образом, горизонтальный шарнир позволяет лопастям совершать маховые движения.
Угол, заключенный между осью лопасти и плоскостью втулки винта, называется углом взмаха?. Кон-
структивно отклонение лопасти относительно горизонтального шарнира ограничивается упорами (вверх на
25-30°, вниз на 4-8°). Несмотря на наличие маховых движений в полете, лопасть не касается упоров, по- скольку диапазон углов взмаха меньше, чем угол между упорами. Касание лопасти упоров происходит лишь при сильном падении оборотов, а соответственно и при недопустимом уменьшении центробежной силы лопасти.
При стоянке вертолета, когда несущий винт не вращается или вращается с малыми оборотами, концы ло- пастей за счет своего веса прогибаются вниз, а если лопасть будет упираться в нижний упор, то возможен удар по хвостовой балке или фюзеляжу. Поэтому, помимо нижнего упора, имеется еще специальный ограничитель свеса, который при малых оборотах не дает возможности лопасти чрезмерно опуститься вниз и ударить по вертолету.
При повышении оборотов, когда аэродинамические силы прогибают концы лопастей вверх, ограничитель свеса выключается, после чего лопасть может совершать маховые движения вплоть до нижнего упора.
В е р т и к а л ь н ы й ш а р н и р (ВШ) обеспечивает отклонение лопасти относительно втулки в плоскости
вращения винта. Ниже будет показано, что при вращении несущего винта лопасть может уходить от нейтраль- ного (радиального) положения назад или вперед на некоторый угол. Этот угол называется углом отставания (опережения) и обозначается буквой?. Величина этого угла ограничивается упорами. Лопасть может повора- чиваться назад на? = 10-:-18° и вперед на? = 6-:-8°*.
Наличие горизонтального и вертикального шарниров вносит существенное изменение в работу несущего
винта.

* В технических описаниях величина угла отставания (опережения) дается не относительно радиального положения лопасти, а относительно перпендикуляра к горизонтальному шарниру.
25
Во-первых, необходимо отметить образование так называемого конуса (тюльпана) вследствие того, что под действием подъемных сил лопасти отклоняются относительно горизонтальных шарниров и поднимаются над плоскостью вращения втулки. Во-вторых, за счет маховых движений выравниваются подъемные силы лопастей в разных азимутах, что дает возможность устранить опрокидывание и кабрирование вертолета при поступательном полете. Наконец, комлевые сечения лопастей разгружаются от больших изгибающих моментов, которые имеют место при жесткой заделке лопастей.
§ 10. Горизонтальный шарнир (ГШ)
Рассмотрим равновесие лопасти относительно горизонтального шарнира, т. е. силы, действующие на ло-
пасть в плоскости, перпендикулярной к плоскости вращения (рис. 1.49).

В этой плоскости на лопасть действуют следующие силы: (Gл - вес; Yл - подъемная сила; Fц. б -
центробежная сила.
Подъемная сила в 10-15 раз больше веса лопасти. Самой больш ой я вл я е тся цен тр о бежная сила, превышающая вес лопасти в 100-150 раз. В равновесном положении сумма моментов всех сил, действующих на лопасть относительно ГШ, должна быть равна нулю. Иначе говоря, равнодействующая этих сил должна про- ходить через ось ГШ.
При вращении лопасть описывает поверхность, близкую к конусу, и поэтому угол взмаха называют углом конусности.

При осевом обтекании, постоянном шаге и оборотах значение угла
конусности вполне определенное. Если, например, увеличить

шаг лопасти, то под действием возросшего момента от подъемной силы лопасть начнет отклоняться в сторону увеличения угла взмаха..
С увеличением угла взмаха одновременно увеличивается момент
центробежной силы, препятствующей отклонению лопасти, и когда вновь установится равновесие, лопасть будет вращаться с большим значением угла взмаха.
При косом обтекании в азимутах 0-180° лопасть движется навстречу потоку, а в азимутах 180-360° - по направлению потока. Лопасть, движущаяся навстречу потоку, получает прирост подъемной силы и взмахивает вверх, поскольку момент подъемной силы оказывается больше момента центробежной силы (моментом силы веса из-за малых величин пренебрегают).
У лопасти, движущейся по направлению потока, подъемная сила уменьшается, и под действием момента
центробежной силы она взмахивает вниз. Таким образом, за один оборот лопасть совершает взмах вверх и
взмах вниз.
Скорость обтекания наибольшая в азимуте 90°, поэтому и прирост подъемной силы здесь наибольший.
Наименьшая подъемная сила будет в азимуте 270°, где скорость обтекания минимальна и сильнее всего ска- зывается влияние зоны обратного обтекания. Однако благодаря наличию ГШ и маховых движений лопастей увеличение и уменьшение подъемных сил в указанных азимутах получаются сравнительно небольшими. Объясняется это изменением углов атаки у машущих лопастей. Действительно, при взмахе лопасти вверх угол атаки уменьшается, а при взмахе вниз - увеличивается (рис. 1.50). По этой причине величина подъемных сил по азимутам выравнивается, чем практически устраняется кренящий и продольный моменты, действующие на вертолет.

В итоге необходимо сказать, что назначение горизонтальных шарниров сводится к выравниванию подъемных сил лопастей во всех азимутах и к разгрузке комлевых сечений от изгибающих моментов. Го ри з он тальные шарниры конструктивно разнесены от оси вращения винта на не которое расстояние Lгш (рис. 1.51). При осевом обтекании ось конуса вращения и ось втулки совпадают. Поэтому центробежные силы лопастей Fцб, условно приложенные к ГШ, взаимно уравновешиваются. При косом обтекании ось конуса и ось втулки не совпадают и центробежные силы лежат в разных (параллельных) плоскостях. Эти силы на некотором плече с создают момент М г. ш = FцбС, который улучшает управляемость вертолета. Кроме того, указанный момент при случайном отклонении вертолета относительно продольной или поперечной оси оказывает демпфирующее действие, т. е. направлен в сторону, противоположную отклонению, что улучшает устойчивость вертолета.

§ 11. Завал конуса вращения при косой обдувке
В предыдущем параграфе было указано, что благодаря наличию горизонтальных шарниров лопасти в ази- мутах 0-180° взмахивают вверх, а в азимутах 180- 360° - вниз. В действительности картина маховых движений лопастей выглядит несколько сложнее. Ввиду тог о что лопасти обладают массой, увеличение угла

взмаха по инерции продолжается не до азимута 180°, а несколько дальше, уменьшение - не до 360°, а также не ско льк о д а льш е. Пом и мо это г о, вб л изи а зи м ут а 180° воздушный поток притекает к лопасти снизу, а вблизи азимута 360°-сверху, что также дополнительно способствует продолжению увеличения угла взмаха вблизи азимута 180° и уменьшению угла взмаха вблизи азимута 360°.
На рисунке 1.52, а приведена экспериментальная кривая зависим ости у гла взмаха от азиму т а, полученн ая на установке В-1. Для испытуемой модели несущего винта с жесткими лопастями при скорости косой обдувки 20 м/сек максимальный угол взмаха оказался в азимуте 196°, а минимальный -в азимуте 22°. Это означает, что ось конуса вращения отклонена назад и влево. Явление отклонения оси конуса вращения несущего винта при косом обтекании называется завалом конуса вращения (рис. 1.53).

Теоретически конус несущего винта при косой обдувке заваливается назад и влево. Этот завал подтвержден и приведенным выше экспериментом. Однако на направление бокового завала существенное влияние оказывает деформация лопастей и разнос горизонтальных шарниров. Реальная лопасть несущего винта не обладает достаточной жесткостью и под влиянием действующих на нее сил
27

сильно деформируется - изгибается и закручивается. Закрутка происходит в сторону уменьшения углов атаки, в связи с чем взмах вверх прекращается раньше (Ф= 160°). Соответственно раньше прекращается и взмах вниз (ф=340°).
На рисунке 1.52, б приведена экспериментальная кривая зависим ости угла взмах а от азим у та, полученн ая на установке В-2. При испытании модели винта с гибкими лопастями максимальный угол взмаха получен в азимуте ф=170°, а минимальный - в азимуте ф = 334°. Таким образом, у реальных вертолетов конус вра щения заваливается назад и вправо. Величина угла завала зависит от скорости полета, шага винта и оборотов. С увеличением шага винта и скорости и с уменьшением об оротов за вал ко нуса вр ащени я увеличи вается.
Управление современными вертолетами осуществляется наклоном конуса вращения в сторону перемещения вертолета. Например, для перемещения вперед летчик отклоняет ось конуса вращения несущего винта вперед (с помощью автомата перекоса). Наклон конуса сопровождается наклоном тяги несущего винта в соот- ветствующую сторону, что и дает необходимую составляющую для перемещения вертолета (рис. 1.32). Однако как только скорость полета начинает возрастать, вследствие косого обтекания конус заваливается назад и вбок. Влияние завала конуса парируется дополнительным движением ручки управления вертолетом.
§ 12. Вертикальный шарнир (ВШ)
Для того чтобы убедиться в необходимости установки, кроме горизонтального, еще и вертикального шар-
нира, рассмотрим силы, действующие на лопасть в плоскости вращения.
При вращении винта на его лопасти в плоскости вращения действуют силы сопротивления вращению Q л. На режиме висения эти силы будут одинаковы во всех азимутах. При косом обтекании винта сопротивление лопасти, движущейся навстречу потоку, больше, чем у лопасти, движущейся по направлению потока. Наличие горизонтальных шарниров и маховых движений лопастей способствует уменьшению этой разницы (благодаря выравниванию углов атаки), однако не устраняет ее полностью. Поэтому сила сопротивления вращению является переменной силой, нагружающей корневые части лопастей.
При изменении оборотов на лопасти несущего винта действуют инерционные силы, при увеличении оборо- тов- направленные против вращения, а при уменьшении оборотов - в сторону вращения винта. Инерционные силы могут возникать и при постоянных оборотах втулки несущего винта из-за неравно мерности потока воздуха, притекающего к диску несущего винта, что приводит к изменению аэро- динамических сил и дополнительному стремлению лопастей к перемещению относительно втулки. В полёте инерционные силы сравнительно невелики. Однако на земле в момент начала раскрутки несущего
винта инерционные силы достигают большой величины и при резком включении трансмиссии могут привести даже к поломке лопастей.
Кроме того, наличие горизонтальных шарниров, обеспечивающих маховые движения лопастей, приводит к тому, что центр тяжести лопасти периодически приближается и удаляется от оси вращения винта (рис. 1.54).

Исходя из закона сохранения энергии, кинетическая энергия вращающегося несущего
винта должна оставаться постоянной независимо от махового движения лопасти (изменениями остальных видов энергии пренебрегают). Кинетическая энергия вращающегося винта определяется по формуле:

где т- масса вращающихся лопастей;
w -
угловая скорость вращения лопасти,
г-расстояние от оси вращения до центра тяжести лопасти;

Из формулы видно, что при постоянной кинетической энергии приближение центра тяжести лопасти к оси вращения (взмах вверх) должно сопровождаться увеличением угловой скорости вращения, а удаление центра тяжести лопасти от оси вращения (взмах вниз) должно сопровождаться уменьшением угловой скорости вращения. Это явление хорошо известно танцорам, увеличивающим скорость вращения своего тела путем резкого приближения рук к туловищу (рис. 1.55). Силы, под действием которых происходит увеличение или уменьшение угловой скорости вращения при изменении момента инерции вращающейся системы, называют кориолисовыми.

При взмахе лопастей вверх кориолисовы силы направлены в сторону вращения несущего винта, при взмахе вниз - против.
Кориолисовы силы, возникающие при маховых движениях, достигают значительной величины и нагружают корневые части лопастей переменными
изгибающими моментами, действующими в плоскости вращения несущего винта.
Таким образом, постановка горизонтальных шарниров, позволившая
устранить передачу изгибающих моментов на втулку винта и разгрузить комлевые части лопастей в плоскости взмаха, в то же время вызвала и нежелательные явления, связанные с возникновением кориолисовых сил, нагружающих корневые части лопастей переменным моментом в плоскости вращения. Переменный момент от кориолисовых сил передается на подшипники ГШ, втулку несущего винта и вал двигателя, вызывая знакопеременные нагрузки, что приводит к ускоренному износу подшипников ГШ и вибрациям
вертолета.
Для разгрузки корневых частей лопастей от знакопеременных изгибающих моментов, действующих в плоскости вращения, а втулки - от знакопеременных нагрузок, вызывающих вибрации вертолета, устанавливаются вертикальные шарниры, которые в плоскости вращения, винта обеспечивают колебательные движения лопастей.
Кроме рассмотренных сил, на лопасть в плоскости вращения действует также центробежная сила.
При наличии вертикального шарнира и равномерном поле скоростей набегающего потока воздуха на режиме
висения лопасть отстает от радиального положения на определенный угол?. На рисунке 1.56 показана величина угла отставания?, обусловливаемая равенством моментов:

Fц.бLц.б =Qл LQ.
При переходе к полету с поступательной скоростью к аэродинамическим силам добавляются переменные инерционные и кориолисовы силы, а сами аэродинамические силы тоже становятся переменными. Под действием этих сил лопасть совершает сложное движение, состоящее из вращательного движения, поступательного (вместе с вертолетом), махового относительно ГШ и колебательного относительно ВШ.
При наличии ВЩ лопасть поворачивается на

Некоторый угол отставания? (рис.1.57,а). При этом лопасть располагается так, что равнодействующая аэродинамических и центробежных сил N направлена по ее оси. Перенося равнодействующую на ось ГШ и раскла- дывая ее на силы А и В, убеждаемся, что подшипники ГШ нагружены не одинаково. Действительно, при наличии одной силы А как
передний, так и задний подшипники ГШ были бы нагружены одинаковыми радиальными нагрузками. Однако сила
В, разгружая задний подшипник, дополнительно нагружает передний, вызывая неравномерный износ подшипников. Помимо этого, сила В, являющаяся для ГШ осевой, требует установки упорных подшипников.
Для приближения условий работы подшипников ГШ к условиям симметричной нагрузки применяется смещение
ГШ относительно втулки вперед по вращению (рис. 1.57, б). В этом случае наличие угла отставания?
приводит к тому, что ось лопасти располагается примерно перпендикулярно к оси ГШ.

Так как верт икальн ые шарниры позво ляют лопастям совершать колебательные движения в плоскости вращения несущего винта, то для предотвращения возможности роста амплитуды этих колебаний на несущих

винтах современных вертолетов устанавливаются специальные демпферы - гасители колебаний. Демпферы бывают фрикционные и гидравлические. Принцип действия как тех, так и других состоит в превращении энергии колебаний в тепловую энергию, которая затем рассеивается в окружающее пространство.
На земле перед запуском двигателя и раскруткой несущего винта его лопасти должны быть поставлены на передние упоры ВШ. Делается это для уменьшения углового ускорения (силы инерции) лопастей в начальный момент раскрутки.
Неодинаковый поворот лопастей относительно ВШ вызывает смещение центра тяжести несущего винта от оси вращения. В результате при вращении винта возникает инерционная сила, вызывающая вибрацию (раскачку) вертолета.
Это явление представляет особую опасность при работе несущего винта на земле, поскольку частота собст- венных колебаний вертолета на упругом шасси может оказаться равной или кратной частоте вынуждающей силы, что приводит к колебаниям, которые принято называть земным резонансом.
§ 13. Компенсация взмаха
Как известно, основной причиной завала конуса вращения винта являются маховые движения лопастей при косом обтекании. Чем больше максимальный угол взмаха вверх, тем больше завал конуса вращения. Наличие большого завала конуса нежелательно, так как требует дополнительного отклонения командных рычагов для компенсации завала при управлении вертолетом в поступательном полете. Поэтому необходимо, чтобы равновесие моментов относительно ГШ устанавливалось при меньшей величине амплитуды маховых движений.
Для того чтобы амплитуда маховых движений была в пределах допуска, применяют компенсацию взмаха. Принцип компенсации взмаха заключается в том, что узел крепления поводка управления (А) устанавливается не на оси горизонтального шарнира, а сдвигается в сторону лопасти (рис. 1.58).

Если точка А не лежит на оси горизонтального шарнира и неподвижна, то при взмахе вверх угол установки, а значит, и угол атаки лопасти уменьшаются, а при взмахе вниз - увеличиваются. Вследствие изменения углов атаки при взмахах лопасти возникают аэродинамические силы, препятствующие возрастанию амплитуды маховых движений.
Эффективность компенсации в большой степени зависит от tg ?1 (рис. 1.58), называемого характеристикой компенсации взмаха. Чем больше tg ?1, тем на больший угол изменяется угол установки лопасти при взмахе. Следовательно, при увеличении tg ?1 эффективность компенсации взмаха возрастает.
Наличие угла отставания? при установке вертикального шарнира может увеличивать амплитуду маховых
движений (рис. 1.59). При отклонении лопасти вокруг ВШ на угол? передняя кромка (точка А) будет отстоять от ГШ дальше, чем задняя кромка (точка В). Поэтому при взмахе путь точки А больше пути, пройденного точкой В, в результате чего при взмахе вверх угол атаки лопасти возрастает, при взмахе вниз угол атаки лопасти уменьшается.

Таким образом, угол отставания будет способствовать возникновению на лопасти дополнительных аэро- динамических сил, стремящихся увеличить амплитуду маховых движений. Поэтому особенно целесообразно применение компенсации взмаха лопастей, имеющих вертикальный шарнир.

§ 14. Реактивный момент несущего винта
При вращении несущего винта на его лопасти действуют силы сопротивления воздуха, которые относи- тельно оси винта создают момент сопротивления вращению. Для преодоления этого момента к валу несущего винта на вертолетах с механическим приводом от двигателя, установленного в фюзеляже, подводится крутящий момент. Крутящий момент передается через главный редуктор на вал несущего винта. В соответствии с третьим законом механики (законом равенства действия противодействию) возникает реактивный момент, который через узлы крепления главного редуктора передается на фюзеляж вертолета и стремится вращать его в направлении, противоположном крутящему моменту. Крутящий момент и реактивный момент независимо от режима работы винта всегда равны между собой по величине и противоположны по направлению Мкр = Мр.
Если двигатели установлены на самих лопастях, очевидно, что реактивный момент отсутствует. Реактивный
момент отсутствует также и на режиме самовращения несущего винта, т. е. во всех случаях, когда крутящий
момент на вал несущего винта не передается от двигателя, уст ановл енного в фюзел яже.
Ранее было сказано, что уравновешивание реактивного момента на вертолетах одновинтовой схемы с ме- ханическим приводом производится моментом, создаваемым тягой рулевого винта относительно центра тя- жести вертолета.
У двухвинтовых вертолетов компенсация реактивных моментов обоих несущих винтов достигается вра- щением винтов в разные стороны. Причем для соблюдения равенства противоположно направленных реактивных моментов обоих винтов винты выполняются совершенно одинаковыми с точной синхронизацией их оборотов.

Мощность, пере давае мая на несу щий ви нт, р авна
Из формулы видно, что чем меньше обороты несущего винта, тем больше крутящий момент, а следова-
тельно, и реактивный.
Число оборотов несущего винта вертолета значительно меньше числа оборотов самолетного винта. По- этому при одинаковой мощности двигателя реактивный момент несущего винта вертолета значительно больше, чем самолетного винта.
Крутящий и реактивный моменты Изменяются также в зависимости от величины тяги несущего винта. Так, например, для увеличения силы тяги винта необходимо увеличить общий шаг. Увеличение шага винта сопровождается ростом момента сопротивления его вращению. Поэтому с увеличением шага винта необходимо увеличить подводимый к винту крутящий момент. Если же этого не сделать, то число оборотов несущего винта будет уменьшаться, что приведет к снижению тяги несущего винта.
Следовательно, для увеличения тяги несущего винта необходимо увеличить не только шаг винта, но и крутящий момент. Для этого в кабине летчика установлен рычаг «шаг - газ», кинематически связанный с двигателем и механизмом, изменяющим шаг винта. При перемещении рычага происходит пропорциональное изме- нение крутящего момента и шага винта и одновременно изменение реактивного момента. На одновинтовом вертолете изменение реактивного момента требует соответствующего изменения тяги рулевого винта для устра- нения разворота.

§ 15. Сила тяги рулевого винта
Величину силы тяги рулевого винта (рис. 1.60) можно определить из равенства

растает мощность, потребляемая винтом, а следовательно, возрастает и потребная тяга, создаваемая рулевым винтом.
Рулевой винт работает в условиях косой обдувки, так как в полете плоскость его вращения не перпендикулярна к на правлени ю набегающ его по тока.
При косой обдувке жесткого винта изменяющаяся скорость потока, набегающего на его
лопасти, вызовет периодическое
изменение силы тяги каждой лопасти и приведет к возникновению вибраций.
Для выравнивания силы тяги лопастей во всех азимутах и
разгрузки лопастей от действия
изгибающих моментов лопасти реального рулевого винта крепятся к втулке при помощи горизонтальных шарниров, которые позволяют лопастям совершать маховые движения.
Наличие в конструкции втулки винта осевых шарниров обеспечивает поворот лопастей относительно про-
дольной оси, который необходим для изменения шага.
На тяжелых вертолетах вертикальные шарниры могут устанавливаться и на рулевых винтах.
§ 16. Располагаемая мощность несущего винта
В силовых установках современных вертолетов используются поршневые или турбовинтовые авиационные двигатели.
Особенностью работы поршневых авиационных двигателей воздушного охлаждения на вертолетах является
необходимость принудительной обдувки охлаждаемых поверхностей двигателя при помощи специальных вентиляторов. Принудительный обдув двигателей на вертолетах связан с недостаточными возможностями ис- пользования скоростного напора для охлаждения в поступательном полете и с отсутствием напора на режиме висения. На вертолетах с турбовинтовыми двигателями, как правило, устанавливаются вентиляторы для охлаж- дения главного редуктора, маслорадиаторов, генераторов и других агрегатов. Для привода вентиляторов за- трачивается часть мощности двигателя Noxл.
Часть мощности двигателя расходуется на преодоление трения в трансмиссии, соединяющей двигатель с
винтами N тp, на вращение рулевого винта Npв и на привод насосов гидравлической системы и других агрегатов
Nа.
Таким образом, мощность, передаваемая на несущий винт, оказывается меньше эффективной мощности
Nе, развиваемой на валу двигателя.
Если из эффективной мощности вычесть затраты, получим располагаемую мощность несущего винта Np
Np= Ne.- Noxл.- Nтp – Npв – Nа
Для различных вертолетов Np составляет 75- 85% Ne.
Иначе говоря, потери мощности на охлаждение, трансмиссию, рулевой виит и привод агрегатов составляют
15-25% эффективной мощности двигателя.
Эффективная мощность двигателя и располагаемая мощность несущего винта зависят от скорости и высоты
полета, однако ввиду небольших скоростей полета вертолета влиянием скорости на Ne и Np можно пренебречь.
Характер изменения располагаемой мощности от высоты полета зависит от типа двигателя и определяется
его высотной характеристикой (рис. 1.61).

Известно, что мощность поршневого двигателя без нагнетателя, при постоянных оборотах с подъемом на
высоту падает вследствие уменьшения весового заряда, топливовоздушной смеси, поступающей в цилиндры. Аналогично изменяется мощность, передаваемая на несущий винт (рис.1.61/а).
Мощность поршневого двигателя, снабженного односкоростным нагнетателем, с подъемом на высоту увеличивается до расчетной высоты вследствие увеличения весового заряда топливовоздушной смеси по причине снижения температуры окружающего воздуха и улучшения продувки цилиндров. Путем постепенного откры- вания воздушной заслонки нагнетателя давление наддува до расчетной высоты поддерживается постоянным. На расчетной высоте воздушная заслонка открывается полностью и мощность двигателя достигает максимума. Выше расчетной высоты эффективная мощность, а значит, и располагаемая мощность несущего винта уменьшаются так же, как у двигателя без нагнетателя (рис. 1.61, б).

Для двигателя с двухскоростным нагнетателем характер изменения эффективной и располагаемой мощностей от высоты полета приведен на рис. 1.61, в.
Для турбовинтового двигателя характер зависимости располагаемой мощности несущего винта от высоты полета приведен на рис. 1.61, г. Увеличение мощности турбовинтового двигателя до некоторой высоты объясняется принятой системой регулирования, обеспечивающей рост температуры газов перед турбиной до некоторой высоты.

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.

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.

Воздушный винт является агрегатом, предназначенным для создания силы тяги, которая представляет собой реакцию, отбрасываемую винтом воздушного потока, создавая силу тяги, воздушный винт преобразует механическую энергию двигателя, в работу совершаемую при поступательном движении ЛА.

Требования:

1. высокий КПД;

2. автоматическое изменение угла установки лопастей в зависимости от режима полета и работы двигателя;

3. диапазон углов установки лопастей должен обеспечивать min положительную тягу на режиме малого газа. Работу винта флюгирования на режиме отрицательной тяги

4. скорость поворота лопастей при увеличении угла установки должен быть не менее 10 с/c;

5. должны быть автоматические защитные устройства для предотвращения возникновения отрицательной тяги;

6. защита лопастей и обтекателя втулки винта (кока) от обледенения.

Классификация винтов . Угол атаки лопастей винта зависит от скорости полета при не низменном угле установки. Это явление имеет место у винтов фиксированного шага. Основной недостаток таких винтов состоит в том, что на взлете при малой скорости полета они могут быть тяжелыми и не обеспечивается взлетной мощности двигателя. При горизонтальном полете при большой поступательной скорости винт оказывается легким и скорость вращения может возрастать до недопустимо больших значений, при которых не обеспечивается надежность работы двигателя. В прошлом, когда скорости полета были небольшими, применялись эти винты. По мере роста скорости полета стал применяться винты изменяемого шага – ВИШ (диапазон установки 100) с дальнейшим ростом скорость полета, т.е. с увеличением углов j - установки, стали применять винты с автоматическими системами регулирования скорости вращения, путем изменения j от режима полета. Винты с такими системами регулирования называют автоматическими воздушными винтами – АВИШ.

Аэродинамические силы.

Точка приложения результирующей силы находится в центре давления

Аэродинамические силы появляются в результате воздействия воздушного потока на лопасти и распределение по всей поверхности. Такую схему нагружения лопасти можно рассматривать как балку, закрепленную одним концом, и подверженную действию распределенной нагрузки, которая создает изгибающий и крутящий моменты. Центр давления находится впереди плоскости вращения. зависит от углов атаки лопасти и результирующих скоростей набегающего потока. Из-за сравнительно малых плеч а и b величина момента аэродинамических сил невелика. При отрицательных углах атаки лопастей направление меняется так, что крутящие моменты и стремятся повернуть лопасть в сторону уменьшения угла установки.

Шаг и поступь винта . Геометрический шаг винта H – расстояние, на которое передвинулся бы винт вдоль оси вращения за один оборот при ввинчивании в специально сделанную для него гайку = r – расстояние до рассматриваемого сечения. Винт характеризуется , R – радиус винта. Из (1) следует, что шаг винта задан скоростью изменения φ. Воздух (упруг и сжимаем) за один оборот винт перемещается на величину значительно меньшую, чем H – поступь винта , - скорость полета м/с, n – об/с.

При расчете пользуются относительной поступью , - ,безразмерна и называется характеристикой режима или коэффициентом скорости винта.

Режимы работы винтов

При постоянном угле установки угол атаки лопастей находится в зависимости от величины скорости полета. При увеличении скорости полета угол атаки уменьшается. В этом случае говорят-винт «облегчается», так как момент сопротивления вращению винта уменьшается, а следовательно, снижается потребная мощность двигателя. Это вызывает увеличение скорости вращения. При падении скорости полета, наоборот, угол атаки увеличивается и винт «затяжеляется», скорость вращения снижается.

При большом увеличении скорости полета или при малом угле установки угол атаки может стать равным нулю и даже отрицательным. В случае лопасти встречают воздушный поток не рабочей (тыльной) частью, а спинкой (передней частью). При этом тяга и мощность могут стать отрицательными.

Тяга Р и коэффициент тяги считаются положительными, если направление тяги совпадает с направлением движения летательного аппарата, при противоположном направлении - отрицательными. В этом случае винт создает сопротивление.

Мощность винта Т и коэффициент мощности считаются положительными, когда крутящий момент от аэродинамических сил винта противоположен направлению его вращения. Если крутящий момент этих сил поддерживает вращение винта, т. е. сила сопротивления вращению , мощность винта считается отрицательной.

При изменении и в широком диапазоне относительная поступь может изменяться от нуля до бесконечно больших положительных значений (когда ).

Рассмотрим наиболее характерные режимы работы винта.

Режим, при котором поступательная скорость = 0, следовательно, и равны нулю, называется режимом работы винта - на месте (рис. слева). На графике этому режиму соответствует точка а , где коэффициенты тяги и мощности обычно имеют максимальные значения. Угол атаки лопастей а при работе винта на месте примерно равен углу установки . Так как , то винт при работе на месте никакой полезной работы не производит.

Режим работы винта, когда при наличии поступательной скорости создается положительная тяга, называется пропеллерным режимом (рис. справа). Он является основным и наиболее важным режимом работы, который используется при рулении, взлете, наборе высоты, горизонтальном полете самолета, а частично - на планировании и посадке. На графике этому режиму полета соответствует участок аб, исключая точки а и б. По мере увеличения относительной поступи уменьшаются значения коэффициентов тяги и мощности. Коэффициент полезного действия винта при этом сначала возрастает, достигая максимума в точке б, а затем быстро падает. Точка б характеризует оптимальный режим работы винта для данного значения угла установки лопастей. Таким образом, пропеллерному режиму работы винта соответствуют положительные значения коэффициентов , , .

Режим работы, при котором винт не создает ни положительной, ни отрицательной тяги (сопротивления) называется режимом нулевой тяги. На этом режиме винт как бы свободно ввинчивается в воздух, не отбрасывая его назад и не создавая тяги. Режиму нулевой тяги на графике соответствует точка в. Здесь коэффициент тяги и к.п.д. винта равны нулю. Коэффициент мощности имеет некоторое положительное значение. Это означает, что для преодоления момента сопротивления вращению винта на этом режиме требуется мощность двигателя.

Режим нулевой тяги может иметь место при планировании самолета. Угол атаки лопастей при этом, как правило, несколько меньше нуля.

Режим работы винта, когда создается отрицательная тяга (сопротивление) при положительной мощности на валу двигателя, принято называть режимом торможения , или тормозным режимом винта. На этом режиме угол притекания струй больше угла установки , т. е. угол атаки лопастей - величина отрицательная. В данном случае воздушный поток оказывает давление на спинку лопасти, чем и создает отрицательную тягу. На графике этому режиму работы винта соответствует участок, заключенный между точками б и г, на котором коэффициенты и имеют отрицательные значения, а значения коэффициента изменяются от некоторого положительного значения до нуля. Мощность двигателя, как и в предыдущем случае, требуется для преодоления момента сопротивления вращению винта.

Отрицательная тяга винта используется для сокращения длины послепосадочного пробега. Для этого лопасти специально переводят на минимальный угол установки , при котором во время пробега самолета угол атаки отрицательный.

Режим работы, когда мощность на валу двигателя равна нулю, а винт вращается за счет энергии набегающего потока (под действием аэродинамических сил, приложенных к лопастям), называется режимом авторотации . Двигатель при этом развивает мощность, необходимую лишь для преодоления внутренних сил и моментов трения, образующихся при вращении винта. На графике этому режиму соответствует точка г. Тяга винта, как и на режиме торможения, отрицательная.

Режим работы, при котором мощность на валу двигателя отрицательна, а винт вращается за счет энергии набегающего потока, называется режимом ветряка . На этом режиме винт не только не потребляет мощности двигателя, а сам вращает вал двигателя за счет энергии набегающего потока. На графике этому режиму соответствует участок правее точки г. Режим ветряка применяют для запуска остановившегося двигателя в полете. В этом случае вал двигателя раскручивается до необходимой для запуска скорости вращения, не требуя специальных пусковых устройств.

Торможение самолета при пробеге также начинается на режиме ветряка и проходит последовательно стадии авторотации и торможения до режима нулевой тяги.