Воздушные винты конструкции А.Я. Деккера (Нидерланды)

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.

Преобразующий мощность (крутящий момент) двигателя в тягу, необходимую для поступательного движения летательных аппаратов, аэросаней, глиссеров, судов на воздушной подушке. Воздушные винты бывают тянущие – устанавливаются на самолёте и др. впереди двигателя (по направлению движения) и толкающие – помещаются позади двигателя. Винты могут быть одиночными и сдвоенными соосными, когда два винта расположены один над другим, вал верхнего винта проходит через полый вал нижнего винта и вращаются они в противоположные стороны. По способу крепления лопастей к втулке различают винты: неизменяемого шага, лопасти которых выполнены заодно со втулкой; изменяемого шага – наиболее распространённый тип, лопасти которого в полёте можно поворачивать во втулке вокруг оси на некоторый угол, называемый шагом винта; реверсивные, у которых в полёте лопасти могут быть установлены под отрицательным углом для создания тяги, направленной в противоположную от движения сторону (такой лопастей используется, напр., для эффективного торможения и уменьшения длины пробега самолёта при посадке). Особенность флюгерного воздушного винта – возможность в полёте устанавливать лопасти по воздушному потоку, чтобы при остановке двигателя в полёте не увеличивать лобового сопротивления самолёта от винта. Число лопастей воздушных винтов от 2 до 6 у одиночных и до 12 – у соосных.

Разновидностями воздушных винтов являются несущий винт и рулевой винт , применяемые на вертолётах, винтокрылах, автожирах .

Энциклопедия «Техника». - М.: Росмэн . 2006 .

Лопастной движители для преобразования крутящего момента двигателя в тягу винта. Устанавливается на самолётах, винтокрылах, аэросанях, аппаратах на воздушной подушке, экранопланах и т. д.
В. в. подразделяются; по способу установки лопастей - на винты неизменяемого, фиксированного и изменяемого шага (могут быть флюгерными или флюгерно-реверсивными); по механизму изменения шага - с механическим, электрическим или гидравлическим приводом; по схеме работы - прямой или обратной схемы; по конструкции - на одиночные, соосные, двухрядные, В. в. в кольце.
В. в. состоит из лопастей (см. Лопасть винта), втулки и может также включать изменения шага винта. В. в. различаются диаметром D (0,5-6,2 м) и числом лопастей k (2-12). Втулка служит для крепления лопастей и передачи крутящего момента от вала двигателя. Механизм изменения шага обеспечивает изменение угла установки лопастей в полёте.
1) У В. в. неизменяемого шага лопасти не поворачиваются вокруг своих осей.
2) Лопасти В. в. фиксированного шага могут быть установлены под необходимым углом перед полётом, но во время работы они не поворачиваются.
3) У В. в. изменяемого шага можно изменять угол установки лопастей с помощью системы ручного управления или автоматически с помощью регулятора частоты вращения. Регулятор поддерживает заданную частоту вращения двигателя, управляя шагом посредством подачи масла через систему каналов в соответствующие полости механизма управления В. в. с гидравлическим приводом.
4) У флюгерного В. в. лопасти могут устанавливаться по потоку для уменьшения аэродинамического сопротивления при вынужденной остановке двигателя в полёте (см. Флюгирование винта).
5) Лопасти флюгерно-реверсивного В. в. могут также устанавливаться в такое положение, когда при его вращении создаётся отрицательная тяга, используемая на посадке для сокращения длины пробега и маневрирования на земле (см. Реверсирование винта).
Механические и электрические механизмы изменения шага обладают большой инерционностью и поэтому практически не используются. Наиболее распространены В. в. с гидравлическим приводом.
1) У В. в. с гидравлическим приводом прямой схемы лопасти устанавливаются на малый шаг с помощью усилий, создаваемых давлением масла, а на большой шаг - центробежными силами противовесов. Такие В. в. применяются при мощностях двигателя до 2000 кВт.
2) При мощностях свыше 2000 кВт значительно возрастает масса противовесов, поэтому используются В. в. обратной схемы, у которых лопасти устанавливаются на большой шаг с помощью усилий, создаваемых давлением масла, а на малый шаг - центробежными силами самих лопастей.
- Одиночный винт имеет один ряд лопастей,
- соосный В. в. состоит из двух одиночных винтов, установленных на соосных валах и вращающихся в противоположные стороны (см. Соосный винт),
- двухрядный В. в. состоит из двух одиночных винтов, расположенных один за другим и вращающихся в одном направлении.
- в. в. в кольце имеет профилированное кольцо, благодаря которому создастся дополнит тяга; эффективен на малых скоростях (до 200 км/ч).
Для уменьшения аэродинамического сопротивления и потерь мощности на входе в на В. в. устанавливают обтекатели (эллиптические, конические и др.), закрывающие втулку и прикомлевые части лопастей. На В. в. могут размещаться противообледенительные системы.
К В. в. нового поколения относятся В. в. уменьшенного диаметра с большим числом широких тонких саблевидных лопастей, которые необоснованно называются винтовентиляторами.
В начальный период развития авиации В. в. изготовлялись главным образом из древесины, а в последующие годы нашли применение другие (сталь , титан, алюминиевый сплавы, композиционные материалы и др.).
Для оценки качества В. в. и сопоставления их между собой используются в основном безразмерные α и мощность
(β) = N/(ρ)n3D5
(N - , (ρ) - плотность воздуха, n - частота вращения винта)
и коэффициент полезного действия воздушного винта
(η) = (αλ)/(β)((λ) = V/nD - относительная , V - скорость полёта). Характеристики В. в. определяют в лётных испытаниях, из исследований В. в. и их моделей в аэродинамических трубах, а также теоретическим путем. При расчётах различают 2 случая; определение формы, размеров и числа лопастей по заданным значениям (α), (β) и (η) (прямая задача) и определение (α), (β), и (η) по известной геометрии В. в. (обратная задача).
Впервые рассматривать лопасть В. в. как предложил русский инженер С. К. Джевецкий в 1892, он же в 1910 выдвинул гипотезу плоских сечений (каждое сечение лопасти рассматривается как ). Путём разложения подъёмной силы профиля dY и его сопротивления аэродинамического dX определяют тягу dP и силу dQ сопротивления вращению рассматриваемого элемента лопасти, а полные тягу лопасти и силу сопротивления её вращению (отсюда - потребную для вращения В. в. мощность двигателя) получают интегрированием вдоль лопасти. В основном действующие на элемент лопасти силы определяются относительной скоростью W набегающего потока и её геометрическим углом атаки
(α)r = (φ)-arctg(V/(ω)r),
(φ) - угол установки элемента лопасти.
В идеальном случае скорость набегающего потока
W = (ω)Xr + V,
где (ω) - угловая скорость лопасти, r - радиус-вектор рассматриваемого сечения, V - вектор скорости полёта. При своём движении лопасть увлекает за собой , придавая ему дополнительную, индуктивную скорость w. В результате истинная скорость Wн,. обтекания элемента и истинный ((α)н отличаются от идеальных. Вычисление w и (α)н являются основной задачей теории винта.
В 1910-1911 Г. X. Сабинин и Б. Н. Юрьев развили теорию Джевецкого, включив в неё, в частности, некоторые положения теории идеального пропеллера. Расчёты В. в. по полученным ими формулам вполне удовлетворительно согласовывались с экспериментальными результатами. В 1912 Н. Е. предложил вихревую теорию, дающую точное физическое представление о работе винта, и практически все расчёты В. в. стали проводиться на основе этой теории.
Согласно теории Жуковского, винт заменяется системой присоединённых и свободных вихрей. При этом лопасти заменятся вихрями присоединёнными, которые переходят в , идущий вдоль оси винта, а с задней кромка лопасти сходят свободные вихри, образующие в общем случае винтовую вихревую пелену. При допущении, что (ω) связь (ω) с циркуляцией скорости вокруг сечения лопасти. Гипотеза плоских сечений при безотрывном обтекании лопасти была подтверждена экспериментально совпадением распределений давления по сечениям лопасти вращающегося В. в. и крыльев с теми же профилями сечений. Оказалось, однако, что вращение влияет на распространение срыва потока по поверхности лопасти и в особенности на разрежение в области отрыва. Начинающаяся на конце лопасти область отрыва потока подобна вращающейся трубе, разрежение в ней управляется центробежной силой и на внутренней части лопасти намного больше, чем на крыле.
При (λ) 1 отличие истинной (ω) от средней становится заметным, и расчёт В. в. с истинной (ω) становится аналогичным расчёту крыла конечного размаха (см. Крыла теория). При расчёте тяжело нагруженных В. в. (с большим отношением мощности к сметаемой винтом поверхности) необходимо учитывать деформацию вихрей.
Вследствие того, что к окружной скорости В. в. добавляется поступательная , влияние сжимаемости воздуха сказывается прежде всего на В. в. (приводит к уменьшению коэффициента полезного действия). При дозвуковых окружной скорости конца лопасти, поступательной скорости самолёта и дозвуковой скорости W влияние сжимаемости воздуха на (ω) слабое и сказывается лишь на обтекании лопасти. В случае же дозвуковой скорости летательной и сверхзвуковой скорости W на конце лопасти (когда необходим учёт сжимаемости среды) теория В. в., основанная на схеме присоединённых (несущих) вихрей, становится практически неприменимой, к нужен переход к схеме несущей поверхности. Такой переход необходим и при дозвуковой скорости конца лопасти, если её ширина достаточно велика. Полученные в СССР экспериментальным путём В. в. и поправки, обусловленные сжимаемостью воздуха, широко применялись при выборе диаметров и числа лопастей В. в. и вместе с выбором формы лопастей (в особенности профилей их сечений) дали возможность улучшить лётные характеристики отечественных самолетов, в том числе участвовавших в Великой Отечественной войне.
В течение первого периода освоения больших дозвуковых скоростей основной задачей проектирования В. в. считали создание винтов большого диаметра (до 6 м) с высоким коэффициентом полезного действия (Воздушный винт85%) при максимальной скорости полёта. Характеристики профилей при больших околозвуковых скоростях полота впервые были получены экспериментально на винтах с так называемыми дренированными лопастями, причём один из профилей имел свойства сверхкритического профиля (1949). Для второго периода (с 60-х гг.) характерно дополнительное требование - увеличенная тяга В. в. при взлёте. С этой целью были разработаны лопасти с профилями увеличенной кривизны. Дальнейшее развитие В. в. связывают с разработкой винтов с большим числом широких тонких саблевидных лопастей. С увеличением числа и ширины лопастей большое значение приобретает обтекание их комлевых частей, где существенен эффект решётки профилей. Средством уменьшения волнового сопротивления может быть выбор формы кока. Расчеты и эксперименты показывают, что на скоростях полёта, соответствующих Маха числу полёта M В СССР большой вклад в разработку теории, методов расчёта и проектирование В. в. внесли С. Ш. Бас-Дубов, Б. П. Бляхман, В. П. Ветчинкин, К. И. Жданов, Г. М. Заславский, В. В. Келдыш, А. Н. Кишалов, Г. И. Кузьмин, А. М. Лепилкин, Г. И. Майкапар, И. В. Остославский, Н. Н. Поляков, Д. В. Халезов.

Авиация: Энциклопедия. - М.: Большая Российская Энциклопедия . Главный редактор Г.П. Свищев . 1994 .

воздушный винт Энциклопедия «Авиация»

воздушный винт - Рис. 1. Схемы воздушных винтов. воздушный винт — лопастной движитель для преобразования крутящего момента двигателя в тягу винта. Устанавливается на самолётах, винтокрылах, аэросанях, аппаратах на воздушной подушке, экранопланах и т. д.В. в … Энциклопедия «Авиация»

воздушный винт - Рис. 1. Схемы воздушных винтов. воздушный винт — лопастной движитель для преобразования крутящего момента двигателя в тягу винта. Устанавливается на самолётах, винтокрылах, аэросанях, аппаратах на воздушной подушке, экранопланах и т. д.В. в … Энциклопедия «Авиация»

воздушный винт - Рис. 1. Схемы воздушных винтов. воздушный винт — лопастной движитель для преобразования крутящего момента двигателя в тягу винта. Устанавливается на самолётах, винтокрылах, аэросанях, аппаратах на воздушной подушке, экранопланах и т. д.В. в … Энциклопедия «Авиация»

ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ - лопастной движитель, рабочей средой которого является воздух. Воздушный Винт распространенный авиационный движитель. Судовой Воздушный Винт по геометрии лопастей и гидродинамическим характеристикам существенно отличаются от авиационных и… … Морской энциклопедический справочник

Пропеллер, движитель, в котором радиально расположенные профилированные лопасти, вращаясь, отбрасывают воздух и тем самым создают силу тяги. В. в. состоит из втулки, расположенной на валу двигателя, и лопастей, имеющих вдоль размаха… … Большая советская энциклопедия

воздушный винт - orasraigtis statusas T sritis fizika atitikmenys: angl. impeller airscrew; propeller vok. Luftschraube, f; Propeller, m; Saugschraube, f rus. воздушный винт, m; пропеллер, m pranc. aéro propulseur, m; hélice aérienne, f; hélice propulsive, f … Fizikos terminų žodynas

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

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

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

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.

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.

ТОРМОЗЯЩИЙ МОМЕНТ ВИНТА И КРУТЯЩИЙ МОМЕНТ 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

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

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

ТРЕБОВАНИЯ К ВИШ:

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.

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.

М. Маслов

В конце 30-х годов нашего столетия ограниченные возможности воздушного винта вызвали трудности в решении проблемы дальнейшего увеличения скорости полета для самолетов с поршневыми двигателями. Возрастание мощности авиационных двигателей и в особенности увеличение их высотности при существовавших конструктивных ограничениях диаметра воздушных винтов привело к необходимости увеличения числа лопастей винтов, а также их рабочей поверхности, Из всех возможных вариантов получения более эффективного винтового движителя внимание конструкторов начали привлекать соосные воздушные винты.

Элементарные соображения наталкивали конструкторов на мысль о преимуществах винтов, вращающихся в противоположных направлениях. Суммарный реактивный момент таких винтов равнялся нулю, в результате чего отпадала необходимость в аэродинамических компенсаторах. При криволинейном полете устранялся гироскопический момент, что повышало маневренность. Воздушный поток, закрученный передним винтом, выпрямлялся задним, что создавало возможности увеличения КПД. Более того, выпрямленный поток обеспечивал симметричное обтекание самого самолета, что очень благоприятствовало улучшению управляемости на взлете и посадке. Естественно, что эти соображения нуждались в подтверждениях экспериментальными данными.

Нужно заметить, что интерес к соосным воздушным винтам проявляли столько же лет, сколько лет осуществлялись пилотируемые полеты. Еще братья Райт установили на своем первом самолете винты противоположного вращения с целью устранения реактивного момента винта. В 1918 г. исследования (далеко не единственные) двухлопастных соосных винтов были проведены в лабораториях Стенфордского университета в США. Результаты этих исследований были малообещающими, так как оказалось, что КПД такой системы винтов несколько ниже, чем у одиночного двухлопастного винта. Был сделан вывод (который и подтвердился во всех последующих исследованиях) о том, что при маломощных моторах, т.е. при малых относительных нагрузках на лопасти, соосные винты преимуществ не имеют. Исследования этого вопроса были прекращены более чем на 10 – 15 лет,

Конструкторы самолетов в этот период применяли винты противоположного вращения, при помощи которых стремились в основном добиться устранения реактивного момента и повысить устойчивость самолета за счет улучшения его обдувки. Это касается прежде всего летающих лодок Дорнье «Валь», До-18, Шорт «Сингапур» и Луар-Ныопор. Очевидно, жесткие требования к гидросамолетам привели к тому, что впервые возможности соосных винтов триумфально были продемонстрированы именно на гидросамолете- итальянском Макки-Кастольди М-7 2.

Этот самолет строился специально для международных состязаний на кубок Шнейдера, где часто устанавливались и мировые рекорды скорости, Особенностью гонок было участие в них исключительно гидросамолетов, причем это были в основном двухпоплавковые машины. Летчикам, участвующим в этих состязаниях, приходилось начинать взлет под прямым углом к ветру, так как неуравновешенный реактивный момент одиночного винта заставлял противоположный поплавок погружаться в воду, в результате чего получался полный разворот на 90° к направлению ветра. Понятно, что подобный маневр был сложен в исполнении и представлял собой немалую опасность. Очевидно, что именно этот недостаток заставил конструктора Map и о Кастольди использовать соосные винты на своем М-72. В процессе создания машины проведенные исследования показали, что можно ожидать и значительного увеличения скорости. И хотя вращение винтов не было синхронизированно (каждый винт вращался от отдельного двигателя, и практически всегда имелась некоторая разница в оборотах), успех был достигнут. В 1934 г. Макки-Кастольди М-72 установил мировой рекорд скорости 709 км/ч, который продержался до 1939 г.

С этого момента интерес к соосным винтам возобновился. Появился ряд опытных самолетов, на которых проверялись теоретические исследования в этой области. Наиболее интересной среди этих машин можно назвать голландский Кольховен FK .55 (рис. 1), продемонстрированный на Парижском авиасалоне 1936 г. Однако ни FK .55, ни какой-либо подобный самолет развития не получили. Сложность и большой вес редуктора при имеющихся мощностях двигателей заметного выигрыша пока не сулили.

Только в разгар второй мировой войны, когда мощности авиационных поршневых двигателей возросли до 2000 л. с. и более, проекты соосных воздушных винтов начали реально воплощаться в конструкциях самолетов. Английская фирма «Ротол», создавшая в 1942 г. опытный образец силовой установки с соосными винтами, к концу войны оснастила ею истребитель «Сифайр». Подобные установки с успехом Пыли испытаны и на двух других опытных английских истребителях: МВ-5 и Хоукер «Торнадо». В США в тот же период соосные воздушные винты применялись на опытных самолетах ХР-75, XF – 14C и ХВ-4 2, Успех, однако, был запоздалым, ибо триумфальное восшествие газотурбинного двигателя, сулящего гораздо более высокие полетные скорости, в значительной степени сузило возможности применения воздушных винтов вообще.

С этого момента, т.е. с середины 4 0-х годов, соосные воздушные винты нашли себе применение на пассажирских и транспортных самолетах. Получив второе рождение с развитием турбовинтовых двигателей, такие винты применяются с успехом и по сей день.

Продолжая затронутую тему, следует описать работы в этом направлении, проведенные в СССР.

Среди советских конструкторов одним из первых соосные воздушные винты решил применить Александр Москалев. В период 1933 – 1934 гг. ОКБ Москалева совместно с кафедрой аэромеханики Воронежского государственного университета начало разработку новых аэродинамических компоновок с целью получения высоких скоростей полета. В результате было найдено наиболее целесообразное направление в формировании облика самолета.

Проект, получивший обозначение «Сигма» (рис. 2), представлял собой схему стилизованного треугольного «летающего крыла» очень малого удлинения (меньше единицы). На самолете предполагалось установить два двигателя Испано-Сюиза 12 YBRS с соосными винтами противоположного вращения. Как и итальянец Марио Кастольди на своем МК-72. Москалев добивался прежде всего устранения реактивного момента винта и улучшения управляемости и так же мог бы получить на «Сигме» рекордную скорость. В ноябре 1934 г. проект был окончен и направлен в Москву, в Главное управление авиационной промышленности, на рассмотрение. Идея, однако, показалась слишком необычной, проект сочли преждевременным и сдали в архив. Впоследствии автору удалось реализовать подобный самолет с маломощным мотором, но до применения соосных винтов дело не дошло.

В 1936 г. заведующий кафедрой самолетостроения Военно-воздушной академии им. Н. Е. Жуковского Виктор Болховитинов, удовлетворенный достигнутым успехом при создании четырехмоторного тяжелого бомбардировщика ДБ-А, обращается к проблеме создания скоростного боевого самолета. Из многих вариантов компоновок он выбирает схему с двумя двигателями М-103, установленными один за другим (тандемом) с передачей на соосные воздушные винты, Для решения этой задачи он конструирует спаренную установку двигателей с последующей отработкой на стенде. Стендовые испытания дели обнадеживающие результаты, поэтому в 1937 г. под руководством Болховитинова разрабатывается проект скоростного ближнего бомбардировщика, получившего индекс «С» (существовало несколько вариантов расшифровки индекса: «Сталин», «Спарка», «Спартак»). Первоначально это был самолет с однокилевым оперением и с различными вариантами применения и вооружения. На представленных схемах изображены именно первые прорисовки самолета «С» (рис. 3).

Основные данные: размах крыла 1 = 5,63 м; площадь крыла S = 32.5 м г; удлинение X = 0,975; полетный вес Ц, – 3080 кг; двигатели 2 х 124В75; = 1000 км/ч; v ^, = 125 км/ч

В дальнейшем было решено оперение машины сделать двухкилевым, В таком виде «С» был построен в 1 938 г. Винтомоторная установка этой машины представлена на рис. 4.

Проведенные испытания показали жизнеспособность силовой установки, однако полученные летные данные не удовлетворяли военных. Максимальная скорость «С» на высоте 4600 м составила 570 км/ч, что было неплохо, однако высокими оказались и скорости взлета и посадки. Было признано, что самолет испытаний не выдержал, а конструктору было предложено заняться усовершенствованием машины. В течение 1940 г. Болхо-витинов продолжает работать над своим детищем, в частности над улучшением его взлетно-посадочных характеристик и возможной установкой более мощных двигателей, Помимо прочего он настойчиво занимается поиском новых схем и компоновок.

В период конца 1940 -начала 1941 г. решение проблемы соосных воздушных винтов становится

более актуальным. Активно в этой области работают ученые ЦАГИ. Наряду с теоретическими работами по определению аэродинамических характеристик соосных винтов ведутся практические эксперименты в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-5.

Однако еще до окончания исследований и получения результатов появляются проекты самолетов, в которых реально могла воплотиться исследуемая идея, Даже далекое от «сухопутных» проблем конструкторское бюро Бсриева, специализирующееся на машинах для гидроавиации, разрабатывает в 1 940 г. проект такого самолета, получившего обозначение Б-1 0 (рис, 5). 1 5 февраля 1940 г. Берисв обращается в Наркомат авиационной промышленности к заместителю наркома А. С. Яковлеву с просьбой рассмотреть его предложение и включить в план работ авиапромышленности на 1940- 1941 гг. Эскизный проект Б-10 представлял собой перехватчик или пикирующий бомбардировщик, выполненный по двухфюзе-ляжной схеме. Самолет предполагалось оснастить двумя двигателями М-107 с приводом на соосные толкающие винты. Подобная схема с использованием ламинарного профиля крыла NACA 23012 давала расчетную скорость 8 1 8 км/ч. Проект имел следующие основные данные:

Размах, м…1 3,0

Длина, м …1 1,260

Плошадь крыла, м…26,0

Полетный вес, кг…ЗЯ70

Практический потолок, м… 10000

Дальность, км…1 000 (0,9 Nm , ix |.

В заключении ГУАС КА (Главное Управление Снабжения Красной Армии) по проекту Б-10 говорилось, что проект вполне реален и может быть реализован. Однако, так как Берисв уже имел задание на катапультируемый корабельный разведчик КОР-2, было признана целесообразным передать разработку проекта Болховнт.пюву, который к тому времени уже имел опыт работы в этой области и реально летающий самолет «С».

В КБ Болховитинова эта машина получила обозначение «И». Разработка велась до весны 194 1 г. Пришлось преодолеть большое количество трудностей конструктивного и технологического характера. Однако неожиданное препятствие остановило разработку машины. 25 апреля 1 94 1 г. Болховитипон был вызван на совещание к заместителю наркома авиапромышленности Баландину. Присутствующие на совещании директор моторного завода Лаврентьев и главный конструктор двигателей Климов сообщили о невозможности создания снарки двигателей М-107П.

Основной причиной отказа было чрезмерное форсирование М-107П; считалось, что на этом сверх напр я жен и ом двигателе при установке удлиненного вала на рабочих оборотах могут возникнуть опасные резонансные явления, которые приведут к разрушению конструкции, Кроме того, завод имел огромный план по выпуску двигателей, вел сложную работу по доводке двигателей М-105, М-107, М-1 20. Загнанному в угол Болховитинову было предложено выбрать любой другой тип двигателя из имеющихся в стране и переработать под него свой проект. После размышлений конструктор выбрал дизель М-4 0, который хотя и был тяжеловат, но расходовал в два раза меньше топлива.

Смена двигателя повлекла за собой и изменение всего проекта. Предварительные изыскания, проведенные в мае – июне 1941 г., вернули конструктора к схеме «С». Кроме того, заинтересовавшись характеристиками М-4 0, Болховитинов разрабатывает проект четырехмоторного бомбардировщика с тандемной установкой двигателей. Однако начавшаяся война не позволила продолжить эти работы.

Примерно в середине 1941 г. были закончены исследования соосных воздушных винтов в ЦАРИ, позволившие сделать следующие выводы.

1. КПД соосных винтов при больших относительных поступях (большая поступь винта, т. е. большой шаг соответствует высокой полетной скорости) на 2 – 4% выше, чем КПД одного из одиночных винтов комбинации.

2. На режиме взлета при углах установки лопастей меньше 35° КПД соосных винтов несколько меньше, чем КПД одиночных винтов. При больших значениях коэффициента мощности тяга соосных винтов па режиме взлета больше, чем тяга одиночных винтов с покрытием (равноценной рабочей поверхностью), равным суммарному покрытию соосных.

3. Для того чтобы мощности переднего и заднего винтов были одинаковы при достижении максимального КПД, угол установки лопастей заднего винта должен быть на 1 -1,5° меньше, чем угол установки переднего винта.

4. Изменение расстояния между винтами комбинации в пределах, допустимых по конструктивным соображениям (в пределах ширины лопастей), заметного влияния на величину КПД не оказывает,

В течение войны, однако, применить на практике результаты исследований не представилось возможным. После ее окончания из трофейных немецких архивов стало известно, что в Германии в период 1941-19 4 2 гг, были проведены обширные исследования соосных воздушных винтов в аэродинамической трубе института DVL , которые практически совпали с советскими исследованиями. Совпадали они и с выводами американских ученых из NACA , но, как уже говорилось, настало время реактивной авиации.

И все-таки винты с противоположным вращением нашли применение. В начале 50-х годов КБ Туполева в поисках увеличения дальности при сохранении высокого показателя скорости создает стратегический бомбардировщик Ту-95. Эта выдающаяся машина, которая впоследствии была трансформирована в пассажирский Ту-114, летает и по сей день. Установленные на Ту-95 четыре двигателя НК-12 конструкции Н. Кузнецова развивают мощность по 15 ООО л. е. каждый и вращают соосные воздушные винты. Мощнейшая силовая установка в сочетании с такими винтами позволяет Ту-95 летать со скоростью, значительно превосходящей скорость других самолетов с турбовинтовыми двигателями. Впоследствии данная силовая установка с успехом была использована на другом советском самолете – гигантском транспортнике Ан-2 2.

В наше время идея соосных воздушных винтов нашла свое воплощение в создающихся винтовен-тиляторных двигателях.