полете самолет все время преодолевает сопротивле­ние воздуха. Эту работу выполняет его силовая уста­новка, состоящая либо из поршневого двигателя внут­реннего сгорания и воздушного винта, либо из реактив­ного двигателя. Мы кратко расскажем только о воздуш­ном винте.

С воздушным винтом каждый из нас знаком с дет­ства.

В деревнях ребята часто устанавливают на воротах двухлопастную ветрянку, которая при ветре вращается так быстро, что лопасти ее сливаются в сплошной круг. Ветрянка и есть простейший винт. Если насадить такой винт на ось, сильно закрутить между ладонями и вы­пустить, то он с жужжанием полетит вверх.

Воздушный винт самолета насаживается на вал дви­гателя. При вращении винта лопасти набегают на воз­дух под некоторым углом атаки и отбрасывают его назад, благодаря чему, как бы отталкиваясь от воздуха, стре­мятся двигаться вперед. Таким образом, при вращении воздушный винт развивает аэродинамическую силу, на­правленную вдоль оси винта. Эта сила тянет самолет вперед и поэтому называется силой тяги.

Воздушный винт может иметь две, три или четыре лопасти. Профиль (сечение) лопасти подобен профилю крыла.

В работе по созданию силы тяги большую роль иг­рают шаг воздушного винта и угол установки лопасти к плоскости вращения.

Шагом воздушного винта называют расстояние, ко­торое винт должен был бы пройти за один свой полный оборот, если бы он ввинчивался в воздух, как болт в гайку. В действительности же при полете самолета воздушный винт из-за малой плотности воздуха продви­гается на несколько меньшее расстояние.

Шаг воздушного винта получается тем больше, чем больше угол установки лопасти к плоскости вращения (рис. 17, а).

Таким образом, винт с большим углом установки ло­пастей быстрее «шагает», чем винт с малым углом уста­новки (подобно тому как болт с крупной резьбой быст­рее ввинчивается в гайку, чем болт с мелкой резьбой). Следовательно, винт с большим шагом нужен для боль­шой скорости полета, а с малым шагом - для малой скорости.

Работа лопастей воздушного винта подобна работе крыла. Но движение винта сложнее. В отличие от крыла лопасти винта в полете не только движутся вперед, но еще и вращаются при этом. Эти движения складываются, и поэтому лопасти винта движутся в полете по некото­рой винтовой линии (рис. 17, б). Посмотрим, как возни­кает сила тяги воздушного винта.

Для этого выделим на каждой лопасти маленький элемент, ограниченный двумя сечениями (рис. 17, а). Его можно считать за маленькое крыло, которое в полете движется по винтовой линии, набегая на воздух под не­которым углом атаки. Следовательно, элемент лопасти, подобно крылу самолета, создаст аэродинамическую силу Р. Эту силу мы можем разложить на две силы - параллельно оси винта и перпендикулярно к ней. Сила,

Направленная вперед, и будет силой тяги элемента ло­пасти, вторая же, маленькая сила, направленная против вращения винта, будет тормозящей силой.

Элементарные силы тяги обеих лопастей в сумме дадут силу тяги Т всего винта, как бы прилаженную к его оси. Тормозящие силы преодолевает двигатель.

Сила тяги винта очень сильно зависит от скорости полета. С увеличением скорости она уменьшается. По­чему это происходит и какое имеет значение для по­лета?

Когда самолет стоит на земле и силовая установка работает, то лопасти винта имеют только одну скорость - окружную (рис. 17, а). Значит, воздух набегает на ло­пасть по направлению стрелки В, показанной в плоскости вращения винта. Угол между этой стрелкой и хордой про­филя лопасти будет, очевидно, углом атаки. Как видим, при неподвижном воздухе он равен углу установки ло­пасти к плоскости вращения. Иначе получается в полете, когда, кроме вращательного движения, винт движется еще и вперед (вместе с самолетом).

В полете эти движения складываются, и в результате лопасть движется по винтовой линии (рис. 17, б). По­этому воздух набегает на лопасть по направлению стрелки В1, и угол между ней и хордой профиля будет углом атаки. Вы видите, что угол атаки стал меньше угла установки. И чем больше будет скорость полета, тем меньше станут углы атаки лопастей, а поэтому тем меньше станет и сила тяги (при неизменном числе оборо­тов винта).

Этот недостаток в особенности присущ простому винту, у которого угол установки лопастей, а тем самым и шаг винта, нельзя изменять в полете (простой винт имеет и другие недостатки). Гораздо более совершенен винт из­меняемого шага (рис. 18). Такой винт благодаря особому устройству втулки без участия летчика изменяет свой шаг. Когда летчик уменьшает скорость полета, шаг винта тотчас же уменьшается, когда же летчик увеличивает скорость, винт увеличивает шаг.

Г. В. Махоткин

Проектирование воздушного винта

Воздушный винт завоевал репутацию незаменимого движителя для быстроходных плавсредств, эксплуатируемых на мелководных и заросших акваториях, а также для аэросаней-амфибий, которым приходится работать на снегу, на льду и на воде. И у нас и за рубежом накоплен уже немалый опыт применения воздушных винтов на скоростных малых судах и амфибиях . Так, с 1964 г. в нашей стране серийно выпускаются и эксплуатируются аэросани-амфибии (рис. 1) КБ им. А. Н. Туполева. В США несколько десятков тысяч аэролодок, как их называют американцы, эксплуатируются во Флориде.

Проблема создания быстроходной мелкосидящей моторной лодки с воздушным винтом продолжает интересовать и наших судостроителей-любителей. Наиболее доступна для них мощность 20-30 л. с. Поэтому рассмотрим основные вопросы проектирования воздушного движителя с расчетом именно на такую мощность.

Тщательное определение геометрических размеров воздушного винта позволит полностью использовать мощность двигателя и получить тягу, близкую к максимальной при имеющейся мощности. При этом особую важность будет иметь правильный выбор диаметра винта, от которого во многом зависит не только КПД движителя, но и уровень шума, прямо обусловленный величиной окружных скоростей.

Исследованиями зависимости тяги от скорости хода установлено, что для реализации возможностей воздушного винта при мощности 25 л. с. необходимо иметь его диаметр - около 2 м. Чтобы обеспечить наименьшие энергетические затраты, воздух должен отбрасываться назад струей с большей площадью сечения; в нашем конкретном случае площадь, ометаемая винтом, составит около 3 м². Уменьшение диаметра винта до 1 м для снижения уровня шума уменьшит площадь, ометаемую винтом, в 4 раза, а это, несмотря на увеличение скорости в струе, вызовет падение тяги на швартовах на 37%. К сожалению, компенсировать это снижение тяги не удается ни шагом, ни числом лопастей, ни их шириной.

С увеличением скорости движения проигрыш в тяге от уменьшения диаметра снижается; таким образом, увеличение скоростей позволяет применять винты меньшего диаметра. Для винтов диаметром 1 и 2 м, обеспечивающих максимальную тягу на швартовах, на скорости 90 км/ч величины тяги становятся равными. Увеличение диаметра до 2,5 м, увеличивая тягу на швартовах, дает лишь незначительный прирост тяги на скоростях более 50 км/ч. В общем случае каждому диапазону эксплуатационных скоростей (при определенной мощности двигателя) соответствует свой оптимальный диаметр винта. С увеличением мощности при неизменной скорости оптимальный по КПД диаметр увеличивается.

Как следует из приведенного на рис. 2 графика, тяга воздушного винта диаметром 1 м больше тяги водяного гребного винта (штатного) подвесного мотора «Нептун-23» или «Привет-22» при скоростях свыше 55 км/ч, а воздушного винта диаметром 2 м - уже при скоростях свыше 30-35 км/ч. Расчеты показывают, что на скорости 50 км/ч километровый расход топлива двигателя с воздушным винтом диаметром 2 м будет на 20-25% меньше, чем наиболее экономичного подвесного мотора «Привет-22».

Последовательность выбора элементов воздушного винта по приводимым графикам такова. Диаметр винта определяется в зависимости от необходимой тяги на швартовах при заданной мощности на валу винта. Если эксплуатация мотолодки предполагается в населенных районах или районах, где существуют ограничения по шуму, приемлемый (на сегодня) уровень шумов будет соответствовать окружной скорости - 160-180 м/с. Определив, исходя из этой условной нормы и диаметра винта, максимальное число его оборотов, установим передаточное отношение от вала двигателя к валу винта.

Для диаметра 2 м допустимое по уровню шума число оборотов будет около 1500 об/мин (для диаметра 1 м - около 3000 об/мин); таким образом, передаточное отношение при числе оборотов двигателя 4500 об/мин составит около 3 (для диаметра 1 м - около 1,5).

При помощи графика на рис. 3 вы сможете определить величину тяги воздушного винта, если уже выбраны диаметр винта и мощность двигателя. Для нашего примера выбран двигатель самой доступной мощности - 25 л. с., а диаметр винта - 2 м. Для этого конкретного случая величина тяги равна 110 кг.

Отсутствие надежных редукторов является, пожалуй, самым серьезным препятствием, которое предстоит преодолеть. Как правило, цепные и ременные передачи, изготовленные любителями в кустарных условиях, оказываются ненадежными и имеют низкий КПД. Вынужденная же установка прямо на вал двигателя приводит к необходимости уменьшения диаметра и, следовательно, снижению эффективности движителя.

Для определения ширины лопасти и шага следует воспользоваться приводимой номограммой рис. 4. На горизонтальной правой шкале из точки, соответствующей мощности на валу винта, проводим вертикаль до пересечения с кривой, соответствующей ранее найденному диаметру винта. От точки пересечения проводим горизонтальную прямую до пересечения с вертикалью, проведенной из точки, лежащей на левой шкале числа оборотов. Полученное значение определяет величину покрытия проектируемого винта (покрытием авиастроители называют отношение суммы ширин лопастей к диаметру).

Для двухлопастных винтов покрытие равно отношению ширины лопасти к радиусу винта R. Над значениями покрытий указаны значения оптимальных шагов винта. Для нашего примера получены: покрытие σ=0,165 и относительный шаг (отношение шага к диаметру) h=0,52. Для винта диаметром 1 м σ=0,50 м и h=0,65. Винт диаметром 2 м должен быть 2-лопастным с шириной лопасти, составляющей 16,5% R, так как величина покрытия невелика; винт диаметром 1 м может быть 6-лопастным с шириной лопасти 50:3=16,6% R или 4-лопастным с шириной лопастей 50:2 = 25% R. Увеличение числа лопастей даст дополнительное уменьшение уровня шума.

С достаточной степенью точности можно считать, что шаг винта не зависит от числа лопастей. Приводим геометрические размеры деревянной лопасти шириной 16,5% R. Все размеры на чертеже рис. 5 даны в процентах радиуса. Например, сечение D составляет 16,4% R, расположено на 60% R. Хорда сечения разбивается на 10 равных частей, т. е. по 1,64% R; носок разбивается через 0,82% R. Ординаты профиля в миллиметрах определяются умножением радиуса на соответствующее каждой ординате значение в процентах, т. е. на 1,278; 1,690; 2,046 ... 0,548.

По причине отсутствия разумных альтернатив почти все самолеты первой половины прошлого века оснащались поршневыми двигателями и воздушными винтами. Для повышения технических и летных характеристик техники предлагались новые конструкции винтов, имевшие те или иные особенности. В середине тридцатых годов была предложена совершенно новая конструкция, позволявшая получить желаемые возможности. Ее автором являлся нидерландский конструктор А.Я. Деккер.

Работу в области винтовых систем Адриаан Ян Деккер начал еще в двадцатых годах. Тогда им была разработана новая конструкция крыльчатки для ветряных мельниц. Для повышения основных характеристик изобретатель предложил использовать плоскости, напоминающие крыло самолета. В 1927 году такая крыльчатка была установлена на одной из мельниц в Нидерландах и вскоре прошла испытания. К началу следующего десятилетия в эксплуатацию ввели три десятка таких крыльчаток, а в 1935-м ими оснащалось уже 75 мельниц.

Опытный самолет с воздушным винтом А.Я. Деккера. Фото Oldmachinepress.com

В начале тридцатых годов, после проведения испытаний и внедрения новой конструкции на мельницах, А.Я. Деккер предложил использовать схожие агрегаты в авиации. По его расчетам, крыльчатка особой конструкции могла бы использоваться в качестве воздушного винта самолета. Вскоре эта идея была оформлена в виде необходимой документации. Кроме того, конструктор озаботился получением патента.

Использование нестандартной конструкции воздушного винта, по задумке изобретателя, должно было дать некоторые преимущества перед существующими системами. В частности, появлялась возможность снизить обороты винтов при получении достаточной тяги. В связи с этим изобретение А.Я. Деккера нередко именуют «Воздушным винтом с малой скоростью вращения» – Low rotation speed propeller. Так же эта конструкция именовалась и в патентах.

Первая заявка на получение патента была подана в 1934 году. В конце июля 1936-го А.Я. Деккер получил британский патент за номером 450990, подтверждавший его приоритет в создании оригинального винтового движителя. Незадолго до выдачи первого патента появилась еще одна заявка. Второй патент был выдан в декабре 1937 года. За несколько месяцев до этого нидерландский конструктор отправил документы в патентные бюро Франции и США. Последнее в начале 1940 года выдало документ US 2186064.

Конструкция винта второй версии. Чертеж из патента

Британский патент №450990 описывал необычную конструкцию воздушного винта, способную обеспечит достаточные характеристики при определенном сокращении негативных факторов. Конструктор предложил использовать крупную ступицу винта оживальной формы, плавно переходящую в носовую часть фюзеляжа самолета. На ней должны были жестко крепиться крупные лопасти необычной формы. Именно оригинальные обводы лопастей, как считал А.Я. Деккер, могли привести к желаемому результату.

Лопасти «низкооборотного» воздушного винта должны были иметь малое удлинение при большой длине хорды. Их следовало монтировать под углом к продольной оси ступицы. Лопасть получала аэродинамический профиль с утолщенной носовой честью. Носок лопасти предлагалось делать стреловидным. Законцовка располагалась почти параллельно оси вращения винта, а заднюю кромку предлагалось сделать изогнутой с выступающей концевой частью.

Внутреннее устройство винта и редуктора. Чертеж из патента

Первый проект 1934 года предусматривал использование четырех лопастей. Винт такой конструкции должен был крепиться на валу, отходящем от редуктора с требуемыми характеристиками. Значительная площадь лопастей винта в сочетании с аэродинамическим профилем должны были обеспечить прирост тяги. Таким образом, появлялась возможность получить достаточную тягу при меньших оборотах в сравнении с винтом традиционной конструкции.

Уже после подачи заявки на первый патент А.Я. Деккер провел испытания опытного винта и сделал определенные выводы. В ходе проверки было установлено, что предложенная конструкция имеет определенные минусы. Так, воздушный поток позади винта расходился в стороны, и лишь малая его часть проходила вдоль фюзеляжа. Это приводило к резкому ухудшению эффективности хвостовых рулей. Таким образом, в существующем виде винт Деккера не мог использоваться на практике.

Дальнейшая проработка оригинального воздушного винта привела к появлению обновленной конструкции с рядом важнейших отличий. Именно она стала предметом второго британского и первого американского патента. Интересно, что в документе из США, в отличие от английского, описывался не только винт, но и конструкция его приводов.

Самолет Fokker C.I - подобная машина стала летающей лабораторией для проверки идей А.Я. Деккера. Фото Airwar.ru

Обновленное изделие Low rotation speed propeller должно было иметь в своем составе сразу два соосных воздушных винта противоположного вращения. Передний винт по-прежнему предлагалось строить на основе крупной обтекаемой ступицы. Лопасти заднего винта следовало крепить к цилиндрическому агрегату сопоставимых размеров. Как и в предыдущем проекте, кок переднего винта и кольцо заднего могли выполнять функции носового обтекателя самолета.

Оба винта должны были получать лопасти схожей конструкции, представлявшей собой развитие наработок первого проекта. Вновь следовало использовать значительно изогнутые лопасти малого удлинения, имеющие развитый аэродинамический профиль. Несмотря на стреловидную переднюю кромку, длина профиля увеличивалась по направлению от корня к законцовке, образуя характерный изгиб задней кромки.

Согласно описанию патента, передний винт должен был вращаться против часовой стрелки (при взгляде со стороны пилота), задний – по часовой стрелке. Лопасти винтов следовало монтировать соответствующим образом. Количество лопастей зависело от требуемых характеристик винта. В патенте приводилась конструкция с четырьмя лопастями на каждом винте, тогда как более поздний опытный образец получил большее число плоскостей.

Процесс сборки оригинальных винтов, можно рассмотреть внутренние элементы изделия. Фото Oldmachinepress.com

В американском патенте описывалась конструкция оригинального редуктора, позволявшего передавать крутящий момент с одного двигателя на два винта противоположного вращения. Вал двигателя предлагалось соединять с солнечной шестерней первого (заднего) планетарного контура редуктора. При помощи закрепленного на месте зубчатого венца мощность передавалась на шестерни-сателлиты. Их водило соединялось с валом переднего винта. Этот вал также соединялся с солнечной шестерней второй планетарной передачи. Вращающееся водило ее сателлитов соединялось с полым валом заднего винта. Такая конструкция редуктора позволяла синхронно регулировать скорость вращения винтов, а также обеспечивать их вращение в противоположных направлениях.

По задумке изобретателя, основная тяга должна была создаваться лопастями переднего винта. Задний, в свою очередь, отвечал за правильное перенаправление потоков воздуха и позволял избавиться от негативных эффектов, наблюдавшихся в базовом проекте. После двух соосных винтов поток воздуха проходил вдоль фюзеляжа и должен был нормально обдувать хвостовое оперение с рулями. Для получения таких результатов задний винт мог иметь уменьшенную скорость вращения – около трети оборотов переднего.

Оригинальный винтовой движитель создавался с учетом возможного внедрения в новые проекты авиационной техники, и потому требовалось провести полноценные испытания. В начале 1936 года Адриаан Ян Деккер основал собственную компанию Syndicaat Dekker Octrooien, которой предстояло проверить оригинальный воздушный винт, и – при получении положительных результатов – заняться продвижением этого изобретения в авиационной отрасли.

Готовый винт на самолете. Фото Oldmachinepress.com

В конце марта того же года «Синдикат Деккера» приобрел многоцелевой самолет-биплан Fokker C.I нидерландской постройки. Эта машина с максимальным взлетным весом всего 1255 кг оснащалась бензиновым двигателем BMW IIIa мощностью 185 л.с. Со штатным двухлопастным деревянным винтом она могла развивать скорость до 175 км/ч и подниматься на высоту до 4 км. После определенной перестройки и установки нового воздушного винта биплан должен был стать летающей лабораторией. В апреле 1937 года компания А.Я. Деккера зарегистрировала модернизированный самолет; он получил номер PH-APL.

В ходе перестройки опытный самолет лишился штатного капота и некоторых других деталей. Вместо них в носовой части фюзеляжа поместили оригинальный редуктор и пару «винтов низкой скорости вращения». Передний винт получил шесть лопастей, задний – семь. Основой нового винта стала пара ступиц, собранных из алюминиевого каркаса с обшивкой из того же материала. Лопасти имели схожую конструкцию. В связи с установкой винтов нос машины самым заметным образом изменил свою форму. При этом цилиндрический обтекатель заднего винта не выступал за пределы обшивки фюзеляжа.

Испытания летающей лаборатории с оригинальным винтом стартовали в том же 1937 году. Площадкой для них стал аэродром Ипенберг. Уже на ранних стадиях проверок было установлено, что соосные винты с лопастями малого удлинения действительно могут создавать требуемую тягу. С их помощью машина могла выполнять рулежки и пробежки. Кроме того, с определенного времени испытатели попытались поднять машину в воздух. Известно, что опытный Fokker C.I смог выполнить несколько подлетов, но о полноценном взлете речи не шло.

Вид спереди. Фото Oldmachinepress.com

Испытания опытного самолета позволили выявить как плюсы, так и минусы оригинального проекта. Было установлено, что пара винтов противоположного вращения действительно способна создавать требуемую тягу. При этом винтомоторная группа в сборе отличалась сравнительно малыми размерами. Еще одним преимуществом конструкции был сниженный шум, производимый лопастями малого удлинения.

Впрочем, не обошлось без проблем. Воздушный винт А.Я. Деккера и необходимый ему редуктор отличались от существующих образцов излишней сложностью изготовления и обслуживания. Кроме того, экспериментальный винт, установленный на Fokker C.I, показал недостаточные характеристики тяги. Он позволял самолету двигаться по земле и развивать достаточно высокую скорость, но для полетов его тяга была недостаточна.

По-видимому, испытания продолжались до самого начала сороковых годов, однако за несколько лет так и не привели к реальным результатам. Дальнейшим работам помешала война. В мае 1940 года гитлеровская Германия напала на Нидерланды, и всего через несколько дней опытный самолет с необычными воздушными винтами стал трофеем агрессора. Немецкие специалисты ожидаемо проявили интерес к этой разработке. Вскоре летающую лабораторию отправили на один из аэродромов вблизи Берлина.

Запуск двигателя, винты начали вращение. Кадр из кинохроники

Имеются сведения о проведении некоторых испытаний силами немецких ученых, однако эти проверки достаточно быстро закончились. По некоторым данным, первая же попытка немцев поднять самолет в воздух завершилась аварией. Машину не стали восстанавливать, и на этом смелого проекта закончилась. Единственный самолет, оснащенный винтами типа Low rotation speed propeller, не смог показать себя с лучшей стороны, и потому от оригинальной идеи отказались. В дальнейшем массово использовались только воздушные винты традиционного облика.

Согласно идеям, лежавшим в основе оригинального проекта, особый «Воздушный винт с малой скоростью вращения» должен был стать полноценной альтернативой системам традиционной конструкции. Отличаясь от них некоторой сложностью, он мог иметь преимущества в виде меньших габаритов, сниженных оборотов и сокращенной шумности. Тем не менее, конкурентной борьбы не вышло. Разработка А.Я. Деккера даже не смогла пройти весь цикл испытаний.

Возможно, по мере дальнейшего развития оригинальные воздушные винты смогли бы показать желаемые характеристики и найти применение в тех или иных проектах авиационной техники. Тем не менее, продолжение работ замедлялось в связи с различными проблемами и обстоятельствами, а в мае 1940 года проект был остановлен из-за нападения Германии. После этого необычная идея окончательно осталась без будущего. В дальнейшем в разных странах вновь прорабатывались перспективные конструкции воздушных винтов, но прямые аналоги системы Адриаана Яна Деккера не создавались.

По материалам:
https://oldmachinepress.com/
http://anyskin.tumblr.com/
http://hdekker.info/
http://strangernn.livejournal.com/
https://google.com/patents/US2186064

Изобретение относится к транспортному машиностроению и касается воздушного движителя, выполненного в виде воздушного винта при ограничениях его диаметра, и способа повышения силы тяги и КПД воздушного винта. Способ заключается в том, что выбирают расчетным методом оптимальное число монопланных базовых лопастей винта, обеспечивающих максимальный коэффициент полезного действия (КПД) и соответствующую этому КПД тяговую силу. Определяют разницу между потребной и расчетной силами тяги. Компенсируют полученную разницу тонкостенными полипланными рабочими поверхностями, присоединяемыми к базовым лопастям преимущественно на стороне, обращенной в направлении полета (подъема) при условии непревышения скорости звука окружными скоростями концов базовых лопастей винта и полипланных рабочих поверхностей: D·n max ≤6000, где D - ограниченный (заданный) диаметр сметаемой площади, м; а n max - максимальная скорость вращения воздушного винта, об/мин. Воздушный винт для реализации способа содержит широкие базовые лопасти и симметричные поперечные профили лопастей. Полипланные рабочие поверхности выполнены, например, в виде решетки с набором плоских взаимно перпендикулярных пластин и установлены на базовых лопастях, начиная с конца лопасти. Достигается увеличение силы тяги и повышение КПД воздушного винта. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 1 табл., 6 ил.

Изобретение относится к транспортному машиностроению и касается воздушного движителя, выполненного в виде воздушного винта.

Уровень техники определяется фактически монопланными винтами с ограниченным числом лопастей большого диаметра. Способ повышения силы тяги винта связан с увеличением числа лопастей винта, а повышение КПД достигается уменьшением сопротивления дополнительных аэродинамических несущих (рабочих) поверхностей в воздушной среде в дозвуковом диапазоне скоростей концевых элементов лопастей винта.

Аналогом осуществления указанного способа являются так называемые тандемные винты и решетчатые крылья . Как известно, главным недостатком этих крыльев является более низкое аэродинамическое качество, чем монопланных, на дозвуковых скоростях. Наибольшее практическое значение представляют несущие, стабилизирующие и рулевые решетчатые поверхности .

Описание прототипа и его недостатков

К ближайшим аналогам можно отнести многолопастные винты значительного диаметра самолетов и винтокрылые несущие и подъемные устройства вертолетов, отличающиеся исключительно большими диаметрами и малой поперечной жесткостью. При конструктивных ограничениях на диаметр винта и связанным с этим уменьшением сметаемой площади снижается сила тяги винта (подъемная сила), что является основным недостатком монопланных винтов малого диаметра. Недостатком многолопастных винтов является снижение КПД винта, связанное с возрастанием аэродинамического сопротивления таких винтов в осевом направлении. Снижение КПД винта ведет к увеличению расходов топлива, уменьшению дальности полета, грузоподъемности летательного аппарата и т.п. Недостатком винтокрылых конструкций являются разнородные продольные и поперечные колебания, снижающие безопасность эксплуатации вертолетов, особенно в пересеченной местности и в горных условиях (явление «земного резонанса» и т.п.).

Технической задачей, на решение которой направлен данный способ, является увеличение силы тяги воздушного винта при уменьшении длины его базовых лопастей и повышение его КПД с соответствующей экономией топлива. Увеличение силы тяги и повышение КПД достигается за счет дополнительных полипланных несущих поверхностей, присоединяемых к несущим поверхностям базовых лопастей и обеспечивающих достижение требуемых и, прежде всего, экономичных режимов движения летательного аппарата, например крейсерской скорости полета самолета или скороподъемности вертолета. При этом учитывается, что поглощаемая винтом мощность пропорциональна третьей степени числа оборотов винта и пятой степени диаметра винта. При постоянных значениях числа оборотов, диаметра винта и угла атаки лопастей поглощаемая мощность возрастает приблизительно пропорционально величине отношения развернутой поверхности базовых лопастей винта к величине сметаемой им площади. В результате мощность, поглощаемая винтом, приблизительно пропорциональна числу базовых лопастей винта , если дополнительные полипланные устройства не увеличивают развернутую поверхность базовых лопастей винта. Вместе с тем, задача ограничения диаметра винта возникает на гидросамолетах и некоторых машинах, относящихся к нетрадиционным конструкциям летательных аппаратов, например к аэромобилям, т.е. к транспортным средствам, преобразуемым в летательный аппарат по патенту РФ №2169085 .

Сущность способа повышения силы тяги и КПД многолопастного воздушного винта с ограниченным (заданным) диаметром сметаемой площади винта состоит в том, что расчетным методом выбирают оптимальное число монопланных базовых лопастей винта, обеспечивающих максимальный КПД и соответствующую этому КПД тяговую силу при заданной дозвуковой, например крейсерской скорости полета летательного аппарата, определяют невязку потребной и расчетной сил тяги, компенсируют полученную невязку тонкостенными полипланными несущими (рабочими) поверхностями, присоединяемыми к базовым лопастям преимущественно на стороне, обращенной в направлении полета (подъема) при условии непревышения скорости звука окружными скоростями концов базовых лопастей винта и полипланных несущих поверхностей:

D·n max ≤6000, где D - ограниченный (заданный) диаметр сметаемой площади в м, а n max - максимальная скорость вращения воздушного винта, об/мин. Указанные существенные признаки способа дополняются организацией взаимодействия воздушного винта с силовой установкой (двигателем).

С целью минимизации расхода топлива силовой установкой скорость вращения винта, обеспечивающая крейсерский режим движения полета летательного аппарата, выбирается соответствующей числу оборотов силовой установки при минимальном удельном расходе топлива, с допустимым отклонением на уровне минус 5-10%.

В целях расширения скоростных режимов движения летательного аппарата скорость вращения винта, соответствующая крейсерскому режиму движения полета летательного аппарата, выбирается меньше числа оборотов силовой установки при минимальном удельном расходе топлива с условием, что соответствующий удельный расход топлива силовой установки не будет превышать минимальный удельный расход топлива больше, чем на 5-10%.

В целях расширения скоростных режимов движения летательного аппарата скорость вращения винта, соответствующая режиму движения с максимальной скоростью, выбирается больше числа оборотов силовой установки при минимальном удельном расходе топлива с условием, что соответствующий удельный расход топлива силовой установки не будет превышать минимальный удельный расход топлива больше, чем на 5-10%.

При этом на крейсерском режиме движения полета и при более высоких скоростях, ограниченных максимальным числом оборотов винта по указанной выше гиперболической зависимости от диаметра винта D, существуют близкие к оптимальным соотношения геометрических параметров полипланных несущих поверхностей:

b пп ≤b лв, где b пп и b лв - соответственно хорды планов и базовой лопасти винта; где с - толщина плана; где t - шаг планов; λ пп =l/b пп, где l - длина планов, l=(0,2-0,3)·D; ν=6°-10°, где ν - заострение кромок планов; m≤8, где m - число планов в одной обойме при m≤4, для m=5-8 полипланное устройство может быть размещено по обе стороны базовой лопасти; Н=(m+1)·t, где Н - высота полипланного устройства.

От указанных параметров зависят аэродинамические нагрузки на планы, увеличение силы тяги и КПД.

Приведенные параметры отображены на фиг.1, 2, 3, 5, 6. Следовательно, общее число планов по данному способу где k - число базовых лопастей винта.

Вместе с тем, сущность данного способа, выражаемая связью кинематических характеристик воздушного винта и поглощаемой им мощности с энергетическими характеристиками силового агрегата (двигателя), представляется при некоторых допущениях следующим балансом мощностей:

N т =N e -N в, где N т - мощность силы тяги воздушного винта при заданной скорости полета, Ne - мощность силового агрегата на соответствующем режиме полета и Nв - мощность, поглощаемая воздушным винтом и затрачиваемая на аэродинамическое сопротивление вращению винта. При этом расход топлива силовым агрегатом дается через удельный расход топлива g e (г/л.c. · час): G т =g e ·N e ·10 -3 , где G т - часовой расход топлива (кг/час). Указанные взаимосвязи отображает фиг.4.

Следовательно, отношение N т к сумме N т +N в дает принципиальную возможность определения КПД способа и устройства для его осуществления, причем как расчетным, так и опытным путем. Увеличение в разы силы тяги на базе полипланной конструкции воздушного винта сопровождается и повышением его аэродинамического сопротивления. Однако повышение соответствующей поглощаемой мощности отстает от повышения силы тяги и N т, поэтому КПД имеет тенденцию роста при указанных величинах т, т.е. числа планов в полипланном устройстве воздушного винта.

Таким образом, данный способ повышения силы тяги и КПД воздушного винта определяет более высокий уровень техники в рассматриваемой области, возможность его промышленного производства и использования в разных условиях эксплуатации. Это дает основания для защиты способа в качестве промышленной собственности.

Связь существенных признаков способа с решением технической задачи

Причинами ограничения диаметра воздушного винта могут служить разнородные требования производства и эксплуатационного использования летательного аппарата. В любом случае учет тактико-технических требований и связанный с этим диаметр винта приводят, в случае монопланных лопастей воздушного винта, к уменьшению тяговой или толкающей силы. Это вызывает необходимость увеличивать число воздушных винтов и, соответственно, силовых установок на летательном аппарате для обеспечения потребной скорости полета и скороподъемности. При этом, однако, могут возникать непредвиденные технические противоречия. Например, на гидросамолетах размещение на крыльях винтомоторных агрегатов обусловливает увеличение пикирующего момента от сил тяги, что требует соответствующей компенсации противоположно действующим моментам стабилизатора. Следовательно, наличие упомянутых противоречий влечет за собой дополнительные проблемы технического и экономического характера. В связи с отмеченным, применение полипланных лопастей винта может позволить наиболее просто и рационально решить основную техническую задачу, а именно исключить возникновение технических противоречий. Среди них отметим следующие: наряду с силой тяги обычно возникает проблема КПД, связанная в свою очередь с расходом и запасом топлива на борту летательного аппарата, ограничением грузоподъемности или дальности полета и пр. Исходя из системного подхода к проектированию и созданию конкурентно-способного объекта техники летательного аппарата, приоритетным является совершенство необходимых процессов преобразования энергии с максимальным КПД, который для воздушных винтов зависит от числа его лопастей (k). При увеличении числа лопастей от минимальных 2-3 КПД винта возрастает и достигает максимума при числе k=5-7, а при дальнейшем увеличении k КПД начинает снижаться.

Есть основание, прежде всего, найти число k, соответствующее максимальному КПД, а далее наращивать силу тяги воздушного винта путем увеличения числа тонкостенных несущих (рабочих) пластин полипланных поверхностей на базовых лопастях, не увеличивая таким путем проекцию винта на сметаемую площадь и не увеличивая существенно лобовое сопротивление воздушного винта и летательного аппарата, а также не увеличивая сопротивление воздуха вращению винта.

Таким образом, первые существенные признаки предмета изобретения причинно-следственно связаны с решением поставленной технической задачи способа.

Важнейшими существенными признаками являются признаки тонкостенных полипланных несущих поверхностей, обеспечивающих минимизацию их сопротивления и поглощаемой воздушным винтом энергии, т.е. снижение сопротивления воздушного винта и повышение его КПД. Последняя причинно-следственная связь особо отчетливо проявляется при сравнении данного способа со способом применения тандемных винтов. Этой же цели служит ограничение (недопущение) сверхзвуковых окружных скоростей на концах лопастей винта, выраженное приведенным выше численным условием, ограничивающим максимальное число оборотов винта в гиперболической зависимости от диаметра винта.

Для пояснения и подтверждения приведенных положений рассмотрим результаты проектных расчетов воздушного винта для тяжелого аэромобиля (масса G=3 т). Мощность двигателя по упомянутому выше патенту РФ №2169085 N макс ≤600 л.с. Ограничение диаметра (D) воздушного винта на этом летательном аппарате обусловлено тем, что он не должен превышать габаритной ширины аэромобиля, так как в противном случае аэромобиль не будет сертифицирован для дорожных условий эксплуатации по требованиям к безопасности дорожного движения. По указанной причине диаметр воздушного винта должен быть ограничен (D≤2 м).

Выполним оценку расчетной силы тяги винта (Т р) и его КПД (η) для заданной техническими требованиями крейсерской скорости v=200 км/ч и скорости вращения винта n=2000 об/мин для ряда значений числа базовых лопастей винта k=4-8.

N (л.c.)	k	Тр (кг)	η (%)
400	4	399,0	0,74
	6	407,9	0,755
8	405,9	0,752
500	4	491,0	0,727
	6	497,5	0,737
8	489,9	0,726
600	4	565,4	0,698
	6	581,5	0,718
8	579,0	0,715

Расчеты выполнены А.Н.Кишаловым.

Полученные данные дают основания выбрать расчетное число k=6 лопастям и силу тяги, равную для монопланного винта Т р =581,5 кг. Однако для поддержания крейсерского режима полета при указанном n задана по техническим требованиям сила тяги, равная T т >T p . Следовательно, невязка ΔТ=Т т -Т р ≈Т р ≈0,5 Т т.

Для получения заданного Т т необходима дополнительная площадь полипланных рабочих поверхностей, примерно равная площади базовых лопастей. Распределяя эту площадь на неполной длине монопланных лопастей, получаем рекомендации для дальнейших операций проектного расчета и по изготовлению опытных образцов полипланного устройства воздушного винта. Вместе с тем отметим, что существует резерв повышения силы тяги при увеличении числа оборотов воздушного винта вплоть до n max , обеспечивающих получение соответствующей максимальной скорости. Сопоставляя условие непревышения окружными скоростями на концах лопастей винта скорости звука, можно убедиться, что оно выполнимо: n max =6000·D -1 =3000 об/мин.

Следовательно, проектируемый летательный аппарат имеет запас повышения скорости полета за счет увеличения числа оборотов воздушного винта сверх того, которое обеспечивает крейсерскую скорость полета. По приведенным данным можно убедиться также, что в случае необходимости допустимо пытаться получать более высокую тяговую силу и при более низких числах оборотов винта путем увеличения числа полипланных несущих поверхностей.

Следовательно, применение данного способа представляет также потенциальную возможность уменьшения эксплуатационных расходов топлива, когда заданное число оборотов винта, соответствующее крейсерской скорости n к, не совпадает в определенных пределах с числом оборотов силовой установки, соответствующим минимальным удельным расходам топлива.

Таким образом, данный способ расширяет пределы комплексного повышения эффективности системы «силовая установка - воздушный винт», или короче «двигатель - движитель», повышает тяговую силу Т и КПД, имеет промышленное значение и может быть представлен для патентной защиты промышленной собственности.

Конкретизируем причинно-следственные связи признаков и технических результатов способа.

Возможность повышения КПД обусловлена тем, что повышение силы тяги достигается использованием тонкостенных полипланных несущих поверхностей, обладающих значительно меньшим аэродинамическим сопротивлением, чем базовые лопасти воздушного винта. Поэтому повышение тяговой силы пропорционально увеличению числа полипланных рабочих поверхностей, тогда как воздушное сопротивление винта увеличивается в существенно меньшей пропорции. Это изменяет в желательном направлении баланс мощностей и КПД воздушного винта по следующему выражению:

η=1/,

N т - мощность силы тяги монопланного винта;

N в - мощность поглощаемая монопланным винтом;

ΔT - коэффициент увеличения силы тяги винта с полипланным устройством;

ΔC - коэффициент увеличения сопротивления винта с полипланным устройством;

При этом делается допущение, что известные компоненты обобщенного КПД монопланного винта сохраняют свои значения при оснащении винта полипланным устройством .

Разумеется, необходимо учитывать, что мощность, поглощаемая винтом, пропорциональна третьей степени числа оборотов винта, как было отмечено выше . По этой физической причине вариации числа оборотов винта в значительной мере влияют на вариации поглощаемой винтом мощности. Так, в пределах изменения числа оборотов на 5-10% поглощаемая мощность изменяется на 16-33%. Использование этого явления позволяет получить дополнительные возможности повышения КПД и снижения удельных расходов топлива силовой установкой преимущественно для винта, работающего с постоянным числом оборотов, соответствующим, например, минимальному удельному расходу топлива

Таким образом, представленный способ повышения силы тяги и КПД воздушного винта с учетом особенностей скоростных характеристик силовой установки и характеристик расходов топлива открывает дополнительные возможности повышения эффективности системы двигатель-движитель.

Для реализации представленного способа повышения силы тяги и КПД требуется устройство воздушного винта преимущественно с широкими базовыми лопастями и симметричным поперечным профилем лопастей. С целью снижения поглощаемой мощности и повышения эффективности полипланных несущих (рабочих) поверхностей они выполняются, например, в виде решетки с набором плоских взаимно перпендикулярных пластин и устанавливаются на ограниченной длине базовых лопастей, начиная с конца лопасти. Базовые лопасти выполняются с переменной толщиной, не превышающей от конца до конца (т.е. от комля до конца) 10% длины хорды лопасти, суммарная толщина дополнительных планов не превышает 1/3 толщины базовой лопасти, а толщина пластин планов и расстояние между ними должны относиться к хорде b пп, как указано выше, т.е. a причем передние и задние кромки дополнительных планов выполняются заостренными.

При этом уровень техники повышается вследствие учета кругового движения полипланного устройства. Пластины, соединяющие полипланные несущие (рабочие) поверхности, выполнены цилиндрическими с радиусами цилиндрических поверхностей, равными расстояниям этих пластин от центра вращения винта, а образующие цилиндрических поверхностей наклонены от нормали к плоскости симметрии базовой лопасти на средний угол атаки базовых лопастей, устанавливаемый на крейсерском режиме полета, причем наклон образующих цилиндрических поверхностей выполняется в направлении вращения винта (навстречу повороту лопасти), в результате эти образующие оказываются параллельными оси вращения винта.

С целью обеспечения коротких пробегов при взлете и посадке летательного аппарата планы полипланного устройства устанавливаются с собственными углами атаки при нейтральном положении базовой лопасти.

С целью повышения эффективности полипланного устройства на всех стадиях полета от старта до посадки планы выполняются профилированными вдоль базовой лопасти на расстоянии 30-50% хорды от передней кромки плана с отгибом пластины плана на угол γ, причем с возможностью увеличения угла отгиба в направлении к оси вращения винта в соответствии с зависимостью угла от длины плана l п и расстояния от конца базовой лопасти l i по выражению:

tgγ i =(l+l i /l n)tgγ o , где γ o - начальный угол отгиба плана, образуемый с плоскостью асимметричного поперечного сечения базовой лопасти и определяемый у конца базовой лопасти (см. фиг.5 и 6).

С целью повышения жесткости планов в продольном и поперечном направлениях и снижения уровня шума преимущественно для несимметричного профиля базовой лопасти планы выполняются криволинейно-гофрированными, причем радиусы кривизны изменяются вдоль базовой лопасти и равны расстояниям вершины каждого отдельного гофра до центра вращения винта.

С целью обеспечения жесткости и прочности, уменьшения вибраций и уровня шума неразборное соединение планов между собой и базовой лопастью выполняется преимущественно высокотемпературной пайкой, причем с аморфизацией слоев припоя, например резким глубоким охлаждением.

Вместе с тем, с целью обеспечения ремонтопригодности и повышения приспособленности к различным условиям эксплуатации винт оснащается съемными с базовых лопастей сменными (модульными) полипланными устройствами, различающимися по степени увеличения силы тяги, например для равнинных и высокогорных условий. Данное обстоятельство является важным как для разработанного для патентования способа, так и устройства для его реализации.

Учитывая возможность использования данного способа и устройства в различных климатических и погодных условиях, с целью борьбы с обледенением винт оснащается противообледенительным устройством.

Описание устройства в статике.

На фиг.1, 2, 5 и 6 показана структура базовой лопасти воздушного винта с полипланным устройством, которое служит для повышения силы тяги и КПД. На фиг.1 обозначены следующие структурные элементы устройства: 1 - базовая лопасть с осью вращения 2, 3 - пластина плана, 4 - крышка обоймы планов, 5 - соединительные пластины планов.

Базовая лопасть на указанных фигурах воздушного винта представлена в нейтральном положении при отсутствии угла атаки (α=0). Установленное на базовой лопасти полистанное устройство содержит пластины планов с дополнительными рабочими поверхностями, которые увеличивают общую аэродинамическую несущую поверхность с базовой лопастью. Размещение полипланного устройства, начиная от конца базовой лопасти, повышает его эффективность как в статике, так и в динамике. В статике полипланное устройство снижает массу данного устройства в сравнении с монопланным устройством воздушного винта большего диаметра. Это преимущество особенно наглядно проявляется на винтокрылых машинах и, что очень важно, за счет укорочения лопастей повышается безопасность вертолетов в условиях эксплуатации в пересеченной местности при полетах на малой высоте, маневрировании и т.п.

Вместе с тем, полипланное устройство увеличивает продольную и поперечную жесткость базовой лопасти, что позволяет уменьшить ее толщину, а в динамике увеличивает силу тяги при минимизации общей массы полипланного устройства и базовой лопасти. Фактически полипланное устройство образует совместно с базовой лопастью строительную конструкцию типа фермы, что соответственно резко увеличивает собственные частоты колебаний лопасти, снижает амплитуды колебаний и внутренние напряжения в материалах конструкции. Тем самым повышается усталостная прочность воздушного винта.

Увеличение эффективной площади полипланного устройства может осуществляться как с одной стороны (фиг.1 и 5), так и с обеих сторон (фиг.6) базовой лопасти воздушного винта, начиная с конца и заканчивая на длине 0,5-0,7 длины базовой лопасти для уменьшения концентрации напряжений от действия двухсторонних однонаправленных нагрузок.

Симметричный профиль относительно хорды лопастей (фиг.5а и 6а) предпочтительней, чем асимметричный (фиг.5,б и 6,б).

Технология изготовления решетчатых крыльев по данным представляет неразборные конструкции полипланных устройств, учитывая их одноразовое употребление в большинстве случаев (например, в ракетостроении). Для летательного аппарата многоразового использования характерно, наоборот, длительное многоразовое использование, которое обусловливает интерес к разборным конструкциям, например, должна учитываться не только ремонтопригодность, но и возможность использования различных по мощности полипланных устройств, учитывающих различные эксплуатационные условия и требования к полипланным воздушным винтам. Так, например, для равнинных и высокогорных условий полипланные устройства могут различаться числом и размерами планов, чтобы обеспечивать наибольшую эффективность летательного аппарата, требования экономии топлива и т.п.

Следовательно, на едином базовом воздушном винте могут быть использованы разные полипланные модули, выполняемые съемными и сменяемыми.

Таким образом, в разработках и НИОКР должны быть представлены разные конструкции полипланных воздушных винтов. Это обстоятельство должно найти отражение и в патентной защите данного способа и устройства для его осуществления.

Применение решетчатых крыльев для кругового движения лопастей воздушного винта усложняет задачу обеспечения минимального сопротивления воздуха полипланной конструкции. Дело в том, что при прямолинейном движении пластины планов могут быть плоскими и взаимно перпендикулярными. Для воздушного винта соединительные пластины, установленные перпендикулярно к лопасти винта, плоскими быть не могут, т.к. они в этом случае будут увеличивать воздушное сопротивление вращению винта (т.е. будут «загребать» воздух, сообщать ему движение вдоль лопасти, усиливая турбулизацию в зоне полипланных несущих поверхностей).

Для исключения этого неблагоприятного явления пластины, соединяющие полипланные поверхности, должны выполняться профилированными, а именно

цилиндрическими, с радиусами кривизны R 1 , R 2 ,…R n , равными расстояниям этих пластин от центра вращения винта (фиг.2). При таком выполнении пластин, соединяющих планы, они будут оказывать минимальное сопротивление вращению воздушного винта.

Кроме того, эти же пластины должны учитывать поворот базовых лопастей винта на угол атаки для создания силы тяги (подъема). Решение этой задачи следует искать для винтов с переменными углами атаки лопастей с учетом продолжительности работы воздушного винта с тем или иным углом атаки. В большинстве случаев наиболее правильным будет ориентировка на угол атаки, соответствующий крейсерскому режиму полета летательного аппарата. Учет угла атаки базовой лопасти в формообразовании соединительных пластин должен обеспечивать параллельность образующей цилиндрической поверхности оси вращения воздушного винта. Тогда будет обеспечена минимизация воздушного сопротивления этих пластин при круговом движении (в пределах сметаемого воздушным винтом круга).

Таким образом, в конечном итоге соединительные пластины полипланного устройства будут представлять косой срез цилиндрической поверхности, т.е. фактически отрезок эллиптической поверхности. Это обстоятельство необходимо учитывать, начиная с изготовления самых первых опытных образцов воздушного винта по данному способу. По сути, данные уточнения относятся к «ноу-хау» способа повышения силы тяги и КПД воздушного винта, а также устройства для его осуществления.

Наряду со спецификой формообразования соединительных пластин необходимо учитывать условия повышения эффективности несущих поверхностей планов во взаимодействии с базовыми лопастями.

Эти условия сопряжены с тремя ограничениями: первое - расстояние от базовой лопасти до следующей несущей поверхности плана зависит главным образом от толщины пластин плана, их отношение должно составлять порядка 1:10 (оптимум); второе - угол атаки плана β i должен быть больше угла атаки базовой лопасти α на несколько градусов (1°-5°), фиг.5 и 6; третье - то же самое может относиться к углам атаки следующих планов, т.е. β i -β i-1 =1°-5°.

Последнее ограничение может быть также связано с учетом разницы окружных скоростей на конце лопасти воздушного винта и в средней части лопасти, в зоне которой рекомендуется заканчивать полипланное устройство, где упомянутое соотношение 1:10 снижается до 1:8.

Теория и практика использования полипланных устройств решетчатых крыльев показывает , что чем тоньше планы, тем меньше требуется расстояние между ними, чтобы получить необходимую подъемную силу (или управляющую). Ограничением является прочность и жесткость планов, а также технологические проблемы надежности соединений, выполненных паяльным способом. При этом побочным негативным эффектом является расширение спектра звуковых явлений при уменьшении жесткости тонких планов.

Использование вместо плоских пластин планов гофрированных пластин с впадинами и выступами, соизмеримыми с толщиной планов, целесообразно, т.к. это резко увеличивает жесткость планов. Это можно оценить методами теории упругости, определяя так называемую цилиндрическую жесткость гофрированных пластин.

От применения гофров можно ожидать также и положительного аэродинамического эффекта: ламинаризации прилегающих слоев потока воздуха вдоль гофра, задержки отрыва потока от поверхности плана при нестационарности потока и увеличении его скорости.

Отмеченные признаки и особенности гофрированных пластин позволяют несколько увеличить углы атаки планов.

Следовательно, учет разнородных явлений, связанных с работой полипланного устройства, позволяет совершенствовать и повышать эффективность устройства воздушного винта, т.е движителя летательного аппарата.

Таким образом, данный способ повышения силы тяги и КПД осуществим представленным устройством воздушного винта для разнообразных условий эксплуатации самолетов, вертолетов, аэромобилей и др. объектов авиационной техники.

Работа устройства полипланного воздушного винта рассматривается при автоматическом регулировании числа оборотов, обеспечивающим наиболее экономичное использование всей мощности двигателя при различных режимах полета. Вместе с тем рассматриваются условия работы полипланного воздушного винта с позиций удовлетворения требований короткого взлета и посадки, минимизации моментов инерции и гироскопических моментов при управлении вектором тяги винта .

Известно, что винты с автоматическим регулированием оптимизируют условия взлета и набора высоты, повышают предел достижимой скорости. Это поясняется в системе «двигатель-движитель» на фиг.4. Кроме того, необходимо принимать во внимание, что воздушные винты с автоматическим регулированием повышают управляемость транспортного средства, преобразуемого в летательный аппарат , при движении в дорожных и внедорожных условиях, на крутых подъемах, особенно при использовании управления вектором тяги.

Однако, учитывая приоритетные требования высокой топливной экономичности и повышения КПД, в основном работа полипланного устройства винта рассматривается при постоянных оборотах в области А (фиг.4), соответствующей наибольшим КПД и экономии топлива при крейсерском режиме полета. Данное положение сохраняет свою силу и при постановке и решении задачи короткого взлета и посадки летательного аппарата. Вместе с тем, при решении задачи короткого взлета работа воздушного винта с полипланным устройством может рассматриваться в зоне более высоких чисел оборотов, ограниченной внешней характеристикой двигателя и зоной В (фиг.4) поглощаемой мощности винта, т.е. при (Ne-Nв)≥Nт.

При постановке задачи обеспечения короткого взлета и посадки (при взаимодействии с колесными тормозами шасси) пробег до остановки летательного аппарата может быть сокращен почти вдвое. При этом сила торможения, развиваемая винтом, может превышать силу тяги. Соответственно возрастает и поглощаемая винтом мощность. Комплексное совершенствование тяговых и толкающих характеристик воздушного винта с полипланным устройством легче достигается при двухстороннем размещении полипланного устройства, т.е. с обеих сторон базовой лопасти (фиг.6). В тех случаях, когда необходима компенсация гироскопических моментов воздушного винта при управлении, например, вектором тяги , целесообразно использование двух противоположно вращающихся винтев, что ограничивает условия размещения полипланных устройств. Для преодоления этого технического противоречия могут быть использованы профилированные пластины планов, что схематично отражают фиг.5,б и 6,б.

Таким образом, полипланное устройство наряду с повышением тяговых характеристик воздушного винта ограниченного диаметра расширяет возможности совершенствования и других важных функциональных и эксплуатационных свойств летательного аппарата. При этом работа полипланного устройства сопряжена с меньшим сопротивлением вращению винта, т.е. обусловливает меньшую поглощаемую мощность винта, что повышает его КПД.

Рассмотрим подробнее работу базовой лопасти с двухсторонним и симметричным расположением полипланного устройства (верхнего и нижнего, фиг.6а). В этом случае при α=0 и вращении винта при углах атаки верхних β i и нижних β j планов возникают практически уравновешенные разнонаправленные силы Т i и T j . При увеличении подачи топлива в двигатель и росте числа оборотов автоматическое регулирование обеспечивает поворот базовой лопасти на угол α и вместе с этим выводит все полипланное устройство на положительные углы атаки и, соответственно, на однонаправленные силы Т. Суммарная сила тяги базовой лопасти и планов быстро нарастает, в результате взлет ускоряется и укорачивается. При приземлении все происходит в обратном порядке. После прохождения нейтрального положения (α=0) базовой лопасти и планов полипланного устройства возникают отрицательные углы атаки и отрицательно направленные силы Т, т.е. тормозные силы. Тем самым процесс торможения интенсифицируется, и путь остановки укорачивается в два-три раза по сравнению с торможением только колесными тормозами.

Сложность течения воздуха в полипланном устройстве имеет своими следствиями, по меньшей мере, три эффекта: 1 - возможность повышения силы тяги воздушного винта и его КПД; 2 - возможность создания тормозной силы воздушным винтом при изменении направления его вращения при неизменном угле атаки базовой лопасти, или при неизменном направлении вращения, но с изменением угла атаки базовой лопасти с положительного на отрицательное, и 3 - возможность обледенения воздушного винта и полипланного устройства вследствие эффекта Джоуля-Томпсона.

Если первые два эффекта должны быть отнесены к положительным результатам данного способа и устройства, то третье явление требует мер по борьбе с обледенением, главным образом, при повышенной влажности воздуха и относительно низких температурах, например в горных и высотных условиях эксплуатации летательного аппарата. Последнее требует, однако, экспериментальной проверки, т.к. неизбежные вибрации элементов конструкции полипланного устройства могут оказывать разрушительное действие на ледяное покрытие (корку) на тонколистовых планах. Увеличение силы тяги и КПД, а также возможности укорочения в несколько раз пробегов при взлете и посадке летательного аппарата на основе данного способа и устройства следует отнести к более высокому уровню авиационной техники и необходимости защиты промышленной собственности.

ЛИТЕРАТУРА

1. Белоцерковский С.М., Фролов В.П. и др. Решетчатые крылья. - М.: Машиностроение, 1985. 320 с.

2. Морозов О.А., Белоцерковский С.М., Фролов В.П. и др. Весло. Авт. свид. №1512859 СССР, МКИ В63Н 16/04,1987, Б.И. №37, 1989.

3. Гошек И. Аэродинамика больших скоростей. - М.: Изд-во иностр. лит., 1954. 547 с.

4. Петраков В.М., Фролов В.П., Ципенко В.Г. Полифюзеляжный самолет. Авт. свид. №2111896 РФ, МКИ В64С 35/00.

5. Луканин В.Н., Дербаремдикер А.Д. Патент РФ №2169085, МПК B60F 5/02, 1999, Б.И. №17, 2001.

6. Белоцерковский С.М., Камнев П.И. и др. Решетчатые крылья в ракетостроении, космонавтике, авиации. / Под ред. Белоцерковского С.М., Фролова В.П., Подобедова В.А., Плаунова В.П. - М.: Новый Центр, 2007. 407 с.

7. Курочкин Ф.П. Проектирование и конструирование самолетов с вертикальным взлетом и посадкой. - М.: Машиностроение, 1977. 223 с.

Перечень чертежей

Фиг.1. Конструктивная схема лопасти воздушного винта с полипланным устройством на конце лопасти: 1 - базовая лопасть винта; 2 - ось вращения воздушного винта и направление действия силы тяги Т; 3 - пластина плана; 4 - крышка обоймы планов; 5 - соединительные пластины планов; D - диаметр воздушного винта; 1 и Н - соответственно длина и высота полипланного устройства.

Фиг.2. Вид на базовую лопасть с полипланным устройством по оси вращения винта: 6 - гофрированная поверхность крышки обоймы планов и радиусы кривизны R 1 и R 5 торцовых стенок обоймы планов и соединяющих стоек планов R 2 , R 3 , R 4 ; b - ширина лопасти (хорда). Обозначения 1-5 приведены на фиг.1.

Фиг.3. Типы полипланных устройств: а - рамное; б - сотовое; в - комбинированное.

Фиг.4. Пример внешней скоростной характеристики мощности поршневого двигателя внутреннего сгорания летательного аппарата с характеристикой удельных расходов топлива и схема согласования оптимальных режимов работы системы двигатель-движитель и минимизации расходов топлива при повышенном КПД воздушного винта: Ne - мощность двигателя в зависимости от скорости вращения коленчатого вала (n); g e - характеристика удельных расходов топлива;

А - зона экономичной работы воздушного винта на крейсерском режиме полета летательного аппарата; В - область характеристик поглощаемой воздушным винтом мощности в зависимости от скорости вращения коленчатого вала двигателя.

Фиг.5. Конструктивные схемы односторонней установки полипланного устройства на лопастях: а - лопасти с симметричным поперечным сечением и б - с несимметричным поперечным сечением: 1 - базовая лопасть; 7 - центр оси поворота базовой лопасти на угол атаки лопасти: +α при взлете и полете и -α при посадке и торможении после касания опорной поверхности при неизменном направлении вращения; 3 - планы полипланного устройства, обращенные в сторону полета (подъема) и установленные под собственными углами атаки β i и β m к горизонтали; 8 - направление вращения винта (см. фиг.1); Т л - сила тяги отдельной лопасти винта. Обозначения 1-3 приведены на фиг.1.

Фиг.6. Конструктивные схемы двухсторонней установки полипланного устройства на базовых лопастях воздушного винта: а и б - соответственно с симметричным и несимметричным поперечным сечением лопастей; 1-7 то же, что на фиг.1 и 5; 9 - планы полипланного устройства, установленные с противоположной стороны лопасти под углами и

1. Способ повышения силы тяги и КПД многолопастного воздушного винта с ограниченным заданным диаметром сметаемой площади винта, заключающийся в том, что выбирают расчетным методом оптимальное число монопланных базовых лопастей винта, обеспечивающих максимальный КПД и соответствующую этому КПД тяговую силу при заданной дозвуковой, например крейсерской скорости полета летательного аппарата, определяют разницу между потребной и расчетной силами тяги, компенсируют полученную разницу тонкостенными полипланными несущими (рабочими) поверхностями, присоединяемыми к базовым лопастям преимущественно на стороне, обращенной в направлении полета (подъема) при условии непревышения скорости звука окружными скоростями концов базовых лопастей винта и полипланных несущих поверхностей: D·n max ≤6000;
где D - ограниченный (заданный) диаметр сметаемой площади, м,
а n max - максимальная скорость вращения воздушного винта, об/мин.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что скорость вращения винта, обеспечивающая крейсерский режим движения летательного аппарата, выбирается соответствующей числу оборотов силовой установки при минимальном удельном расходе топлива с допустимым отклонением на уровне минус 5-10%.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что скорость вращения винта, соответствующая крейсерскому режиму движения летательного аппарата, выбирается меньше числа оборотов силовой установки при минимальном удельном расходе топлива с условием, что соответствующий удельный расход топлива силовой установки не будет превышать минимальный удельный расход топлива больше, чем на 5-10%.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что скорость вращения винта, соответствующая режиму движения с максимальной скоростью, выбирается больше числа оборотов силовой установки при минимальном удельном расходе топлива с условием, что соответствующий удельный расход топлива силовой установки не будет превышать минимальный удельный расход топлива больше, чем на 5-10%.

5. Воздушный винт для реализации способа по любому из пп.1-4, преимущественно с широкими базовыми лопастями и симметричным поперечным профилем лопастей, отличающийся тем, что полипланные несущие (рабочие) поверхности выполняются, например, в виде решетки с набором плоских взаимно перпендикулярных пластин и устанавливаются на ограниченной длине базовых лопастей, начиная с конца лопасти, при этом базовые лопасти выполняются с переменной толщиной, не превышающей от конца до комля 10% длины хорды лопасти, суммарная толщина дополнительных планов не превышает 1/3 толщины базовой лопасти, а толщина пластин планов и расстояния между ними должны относиться как: 1:(90±10), причем передние и задние кромки дополнительных планов выполняются заостренными.

6. Воздушный винт по п.5, отличающийся тем, что пластины, соединяющие полипланные несущие (рабочие) поверхности, выполнены с радиусами цилиндрических поверхностей, равными расстояниям этих пластин от центра вращения винта, а образующие цилиндрических поверхностей наклонены от нормали к плоскости симметрии базовой лопасти на средний угол атаки базовых лопастей, устанавливаемый на крейсерском режиме полета, причем наклон образующих цилиндрических поверхностей выполняется в направлении вращения винта (навстречу повороту лопасти), в результате эти образующие оказываются параллельными оси вращения винта.

7. Воздушный винт по п.5, отличающийся тем, что планы полипланного устройства устанавливаются с собственными углами атаки при нейтральном положении базовой лопасти.

8. Воздушный винт по п.7, отличающийся тем, что планы выполняются профилированными вдоль базовой лопасти на расстоянии 30-50% хорды от передней кромки плана с отгибом пластины плана на угол γ, причем с возможностью увеличения угла отгиба в направлении к оси вращения винта в соответствии с зависимостью угла от длины l n плана и расстояния l i от конца базовой лопасти по выражению: tgγ i =(l+l i /l n)·tgγ o , где γ о - начальный угол отгиба плана, образуемый с плоскостью асимметричного поперечного сечения базовой лопасти и определяемый у конца базовой лопасти.

9. Воздушный винт по п.8, отличающийся тем, что планы выполняются криволинейно гофрированными, причем радиусы кривизны изменяются вдоль базовой лопасти и равны расстояниям вершины каждого отдельного гофра до центра вращения винта.

0

Винты могут быть тянущими и толкающими. Винты первого типа устанавливаются впереди фюзеляжа и крыла, винты второго типа - в их хвостовой части. Из соображений компоновки преобладающее использование получили тянущие винты. При выборе типа винта приходится учитывать и то, что отлетающие кусочки льда при обледенении самолета могут повредить лопасти винта, расположенного за крылом и фюзеляжем.

На двигателях большой Мощности выгодно бывает установить два винта, вращающихся в разные стороны. Такие винты называют соосными.

Применение соосных винтов позволяет не только спять большую мощность с вала двигателя, но за счет уменьшения потерь на закручивание воздушного потока получить несколько больший к. п. д. по сравнению с одиночным винтом.

Помимо этого, соосные винты, вращаясь в разные стороны, почти не создают реактивного момента, что весьма важно для обеспечения поперечного равновесия самолета.

Наиболее простым типом является винт фиксированного шага (ВФШ), у которого втулка и лопасти являются органически целыми. Материалом для изготовления таких винтов чаще всего служит древесина. Подобные винты в настоящее время применяют только на легких самолетах. Так как у ВФШ установочный угол в полете не изменяется, то подобный винт будет выгодным лишь при полете на весьма ограниченном диапазоне скоростей. В остальных случаях к. п. д. винта невысок.

Винты, у которых угол установки лопастей можно изменять в полете, называются винтами изменяемого шага (ВПШ). Лопасти у таких винтов относительно своих продольных осей автоматически или по воле летчика могут поворачиваться, изменяя угол установки.

Для уменьшения лобового сопротивления при отказе двигателя в полете применяют флюгерные винты изменяемого шага, лопасти которых с помощью специального привода по воле летчика устанавливаются в положение наименьшего сопротивления при остановленном винте. Это достигается при угле установки лопастей 83-85°.

Широкое применение в последние годы получили тормозные или реверсивные винты. Реверсивные винты - это ВПШ с приспособлениями, позволяющими устанавливать лопасти таким образом, что винт при вращении развивает отрицательную тягу. Наличие отрицательной тяги позволяет сократить длину послепосадочного пробега, увеличить угол планирования, повысить маневренность самолета при движении на земле.

Изменение угла установки лопастей у ВПШ может производиться механическим, гидравлическим и электрическим приводами.

Механическим винтом называется такой винт, у которого поворот лопастей на тот или иной угол осуществляется либо пилотом, либо теми силами, которые возникают при работе винта и изменяются при изменении режима работы. Иногда такие винты называются аэромеханическими. Они широко применяются на легких самолетах.

У гидравлических винтов изменяемого шага угол установки лопастей изменяется при помощи гидравлического двигателя под действием давления масла. Давление создается насосом, приводимым во вращение авиационным двигателем. Для питания насоса используется масло, идущее на смазку двигателя (неавтономный винт), а также масло, не входящее в систему смазки двигателя (автономный винт).

Изменение угла установки лопастей может производиться поршневым или шестеренчатым гидравлическим двигателем. Шестеренчатый двигатель может быть один на винт или по одному на каждую лопасть.

В том и в другом случаях вращательное движение гидравлического двигателя с помощью механической передачи осуществляет поворот лопастей.

Передача от подвижного элемента поршневого двигателя на лопасть осуществляется двумя способами:

поршень передает движение обойме - траверсе или поводку, связанному с эксцентрично установленным пальцем на лопасти или стакане, в котором крепится лопасть (рис. 114). Иногда поршень со стаканом лопасти связаны при помощи шатунов;

поршень, двигаясь поступательно, передвигает палец, установленный в винтовом вырезе обоймы. Палец, двигаясь по вырезу в обойме, поворачивает ее. Это движение передается лопастям через коническую зубчатую передачу.

Гидравлические винты могут быть выполнены по обратной, прямой и двойной схемам.

Винтом обратной схемы называется винт, у которого лопасти поворачиваются на малый шаг под действием момента поперечных составляющих центробежных сил лопастей Мцб, а на большой шаг - под действием момента М мех, создаваемого гидравлическим механизмом (рис. 114, а). При прекращении подачи масла или нарушении герметичности системы лопасти винта поворачиваются на минимальный шаг под действием указанных центробежных сил. Как следствие этого, в полете произойдет раскрутка двигателя, т. е. число, оборотов резко повысится свыше максимально допустимого. Пилот Должен будет выключить двигатель во избежание его разрушения.

Винтом прямой схемы называется винт, у которого лопасти поворачиваются на малый шаг под действием момента М мех, создаваемого гидравлическим механизмом, а на большой шаг - под действием разности моментов центробежных сил противовесов М пр центробежных сил лопастей М цб (рис. 114, б). При прекращении подачи масла лопасти такого винта устанавливаются на максимальный (рабочий) шаг. Для винтов прямой схемы раскрутка не опасна.

Вес таких винтов больше веса винтов обратной схемы, но преимуществом его является возможность получения некоторой мощности (до 70% максимальной) при прекращении подачи масла к винту.

Винтом двойной схемы называют такой винт, лопасти которого на малый шаг устанавливают под действием момента М мех создаваемого гидравлическим механизмом, и момента центробежных сил лопастей М цб, а на большой шаг - только при помощи гидравлического механизма (рис. 114, в).

Для предупреждения поворота лопастей винта двойной схемы на малый шаг при отказе системы подачи масла предусмотрен механизм, называемый фиксатором шага. В случае прекращения подачи масла фиксатор шага запирает масло в полости большого шага цилиндровой группы винта, фиксируя лопасти на том шаге, на котором находилась лопасть в момент аварии. Фиксатор шага может быть установлен и на винте обратной схемы, но только при двухканальном подводе масла к винту.

Электрические винты изменяемого шага. Лопасти этих винтов поворачиваются на нужный угол при помощи электродвигателей. На одном винте может быть установлен один электродвигатель или несколько (по числу лопастей); в последнем случае для синхронизации поворота лопасти связывают механически. У некоторых винтов электродвигатель установлен на авиационном двигателе, и движение лопастям передается при помощи дифференциальной зубчатой передачи. Электродвигатели выбираются всегда реверсивные, так как лопасти должны поворачиваться в обе стороны. Питание электрическим током двигатели получают от общей сети самолета. Электродвигатели, приводящие в действие лопасти винта, снабжаются концевыми выключателями, которые отключают двигатели в момент, когда лопасти повернутся на предельный малый или большой шаг.

Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов

Скачать реферат: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.