Призначення та види авіаційних силових установок.

Силова установка призначена для створення сили тяги, необхідної для подолання лобового опору та забезпечення поступального руху літака.

Сила тяги створюється установкою, що складається з двигуна, рушія (гвинта) та систем, що забезпечують роботу рухової установки (паливна система, система мастила, охолодження тощо).

В даний час у транспортній та військовій авіації широкого поширення набули турбореактивні та турбогвинтові двигуни. У спортивній, сільськогосподарській та різного призначення допоміжної авіації поки що застосовуються силові установки з поршневими авіаційними двигунами внутрішнього згоряння, які перетворюють теплову енергію палива на енергію обертання повітряного гвинта.

На літаках Як-18Т, Як-52 і Як-55 силова установка складається з поршневого двигуна М-14П і повітряного гвинта змінного кроку В530ТА-Д35.

На багатьох спортивних літаках використовуються двигуни Rotax:

КЛАСИФІКАЦІЯ ПОВІТРЯНИХ Гвинтів

Гвинти класифікуються:

за кількістю лопатей - двох-, трьох-, чотири-і багатолопатеві;

за матеріалом виготовлення – дерев'яні, металеві, змішані;

за напрямом обертання (дивитися з кабіни літака за напрямом польоту) - лівого та правого обертання;

за розташуванням щодо двигуна - тягнучі, що штовхають;

за формою лопатей - звичайні, шаблеподібні, лопатоподібні;

за типами - фіксовані, незмінного та змінного кроку.

Повітряний гвинт складається з маточини, лопат і зміцнюється на валу двигуна за допомогою спеціальної втулки.

Гвинт незмінного кроку має лопаті, які можуть обертатися навколо своїх осей. Лопаті зі маточкою виконані як єдине ціле.

Гвинт фіксованого кроку має лопаті, які встановлюються землі перед польотом під будь-яким кутом до площині обертання і фіксуються. У польоті кут установки не змінюється.

Гвинт змінного кроку має лопаті, які під час роботи можуть за допомогою гідравлічного або електричного керування або автоматично обертатися навколо осей і встановлюватися під потрібним кутом до площини обертання.

Мал. 1 Повітряний дволопатевий гвинт незмінного кроку

Мал. 2 Повітряний гвинт В530ТА Д35

По діапазону кутів установки лопат повітряні гвинти поділяються:

на звичайні, які мають кут установки змінюється від 13 до 50°, вони встановлюються на легкомоторних літаках;

на флюговані - кут установки змінюється від 0 до 90 °;

на гальмові або реверсні гвинти, мають кут установки, що змінюється, від -15 до +90°, таким гвинтом створюють негативну тягу і скорочують довжину пробігу літака.

До повітряних гвинтів висуваються такі вимоги:

гвинт має бути міцним і мало важити;

повинен володіти ваговою, геометричною та аеродинамічною симетрією;

повинен розвивати необхідну потяг при різних еволюціях у польоті;

має працювати з найбільшим коефіцієнтом корисної дії.

На літаках Як-18Т, Як-52 і Як-55 встановлений звичайний веслоподібний дерев'яний дволопатевий гвинт лівого обертання, що тягне змінюваного кроку з гідравлічним управлінням В530ТА-Д35 (Рис. 2).

ГЕОМЕТРИЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ Гвинта

Лопаті при обертанні створюють такі ж аеродинамічні сили, що й крило. Геометричні характеристики гвинта впливають з його аеродинаміку.

Розглянемо геометричні властивості гвинта.

Форма лопаті у плані- Найбільш поширена симетрична та шаблеподібна.

Мал. 3. Форми повітряного гвинта: а - профіль лопаті, б - форми лопат у плані

Мал. 4 Діаметр, радіус, геометричний крок повітряного гвинта

Мал. 5 Розгорнення гвинтової лінії

Перетину робочої частини лопаті мають крилові профілі. Профіль лопаті характеризується хордою, відносною товщиною та відносною кривизною.

Для більшої міцності застосовують лопаті зі змінною товщиною – поступовим потовщенням до кореня. Хорди перерізів лежать над одній площині, оскільки лопать виконана закрученої. Ребро лопаті, що розсікає повітря, називається передньою кромкою, а заднє - задньою кромкою. Площина, перпендикулярна до осі обертання гвинта, називається площиною обертання гвинта (Рис. 3).

Діаметром гвинта називається діаметр кола, що описується кінцями лопатей при обертанні гвинта. Діаметр сучасних гвинтів коливається від 2 до 5 м. Діаметр гвинта В530ТА-Д35 дорівнює 2,4 м.

Геометричний крок гвинта - це відстань, яку гвинт, що рухається поступально, повинен пройти за один свій повний оборот, якби він рухався в повітрі як у твердому середовищі (Рис. 4).

Кут установки лопаті гвинта  - це кут нахилу перерізу лопаті до площини обертання гвинта (рис. 5).

Для визначення, чому дорівнює крок гвинта, уявімо, що гвинт рухається в циліндрі, радіус якого дорівнює відстані від центру обертання гвинта до точки Б на лопаті гвинта. Тоді перетин гвинта у цій точці опише на поверхні циліндра гвинтову лінію. Розгорнемо відрізок циліндра, що дорівнює кроку гвинта Н по лінії БВ. Вийде прямокутник, у якому гвинтова лінія перетворилася на діагональ цього прямокутника ЦБ. Ця діагональ нахилена до площини обертання гвинта БЦ під кутом  . З прямокутного трикутника ЦВБ знаходимо, чому дорівнює крок гвинта:

(3.1)

Крок гвинта буде тим більшим, чим більше кут установки лопаті.  . Гвинти поділяються на гвинти з постійним кроком вздовж лопаті (усі перерізи мають однаковий крок), змінним кроком (перерізи мають різний крок).

Повітряний гвинт В530ТА-Д35 має змінний крок уздовж лопаті, оскільки це вигідно з аеродинамічної точки зору. Усі перерізи лопаті гвинта набігають на повітряний потік під однаковим кутом атаки.

Якщо всі перерізи лопаті гвинта мають різний крок, то загальним кроком гвинта вважається крок перерізу, що знаходиться на відстані від центру обертання, що дорівнює 0,75R, де R-радіус гвинта. Цей крок називається номінальним, а кут установки цього перерізу- номінальним кутом установки .

Геометричний крок гвинта відрізняється від ходу гвинта на величину ковзання гвинта в повітряному середовищі (див. рис. 4).

Вступ повітряного гвинта - це дійсна відстань, на яку гвинт, що рухається поступально, просувається в повітрі разом з літаком за один свій повний оборот. Якщо швидкість літака виражена в км/год, а кількість обертів гвинта в секунду, то хода гвинта Н пможна знайти за формулою

(3.2)

Вступ гвинта трохи менше геометричного кроку гвинта. Це пояснюється тим, що гвинт ніби прослизає в повітрі при обертанні через низьке значення щільності його щодо твердого середовища.

Різниця між значенням геометричного кроку та поступом повітряного гвинта називається ковзанням гвинта і визначається за формулою

S= H- H n . (3.3)

ШВИДКІСТЬ РУХУ І КУТ АТАКИ ЕЛЕМЕНТУ ЛОПАСТИНИ Гвинта

До аеродинамічних характеристик повітряних гвинтів відносяться кут атаки та тяга повітряного гвинта.

Кутом атаки елементів лопаті гвинта  називається кут між хордою елемента та напрямком його справжнього результуючого руху W(Мал. 6).

Мал. 6 Кут установки та кут атаки лопатей: а - кут атаки елемента лопаті, б - швидкості елемента лопаті

Кожен елемент лопаті робить складний рух, що складається з обертального та поступального. Обертальна швидкість дорівнює

Де n з- оберти двигуна.

Поступальна швидкість -це швидкість літака V . Чим далі елемент лопаті знаходиться від центру обертання повітряного гвинта, тим більша обертальна швидкість U .

При обертанні гвинта кожен елемент лопаті буде створювати аеродинамічні сили, величина і напрямок яких залежать від швидкості руху літака (швидкості потоку, що набігає) і кута атаки.

Розглядаючи Мал. 6, а, неважко помітити, що:

Коли повітряний гвинт обертається, а поступальна швидкість дорівнює нулю (V=0), то кожен елемент лопаті гвинта має кут атаки, рівний куту установки елемента лопаті  ;

При поступальному русі повітряного гвинта кут атаки елемента лопаті гвинта відрізняється від кута нахилу елемента лопаті гвинта (менше його);

Кут атаки буде тим більшим, чим більше кут установки елемента лопаті гвинта;

Результуюча швидкість обертання елемента лопаті гвинта Wдорівнює геометричній сумі поступальної та обертальної швидкостей і знаходиться за правилом прямокутного трикутника

(3.5)

Чим більша обертальна швидкість, тим більший кут атаки елемента лопаті повітряного гвинта. І навпаки, що більше поступальна швидкість повітряного гвинта, то менше кут атаки елемента лопаті повітряного гвинта.

Насправді картина виходить складнішою. Так як гвинт засмоктує та обертає повітря, відкидає його назад, повідомляючи йому додаткову швидкість v, яку називають швидкістю підсмоктування. В результаті справжня швидкість W"буде за величиною та напрямом відрізнятиметься від швидкості підсмоктування, якщо їх скласти геометрично. Отже, і справжній кут атаки  " буде відрізнятися від кута  (Мал. 6, б).

Аналізуючи сказане вище, можна зробити висновки:

при поступальній швидкості V=0 кут атаки максимальний і дорівнює куту установки лопаті гвинта;

при збільшенні поступальної швидкості кут атаки зменшується і меншає кута установки;

при великій швидкості польоту кут атаки лопат може стати негативним;

чим більша швидкість обертання повітряного гвинта, тим більший кут атаки його лопаті;

якщо швидкість польоту незмінна та обороти двигуна зменшуються, то кут атаки зменшується і може стати негативним.

Зроблені висновки пояснюють, як змінюється сила тяги гвинта незмінного кроку за зміни швидкості польоту та числа обертів.

Сила тяги гвинта виникає внаслідок дії аеродинамічної сили  R елемент лопаті гвинта при його обертанні (Рис.1).

Розклавши цю силу на дві складові, паралельну осі обертання та паралельну площині обертання, отримаємо силу ЛР та силу опору обертанню  Х елемент лопаті гвинт.

Підсумовуючи силу тяги окремих елементів лопаті гвинта та приклавши її до осі обертання, отримаємо силу тяги гвинта. Р .

Тяга гвинта залежить від діаметра гвинта Д, числа обертів за секунду n, щільність повітря  та підраховується за формулою (В кгс або Н)

Де  - Коефіцієнт тяги гвинта, що враховує форму лопаті в плані, форму профілю та кута атаки, визначається експериментально. Коефіцієнт тяги повітряного гвинта літаків Як-18Т, Як-52 та Як-55 - В530ТА-Д35 дорівнює 1,3.

Таким чином, сила тяги гвинта прямо пропорційна своєму коефіцієнту, щільності повітря, квадрату числа обертів гвинта за секунду та діаметру гвинта в четвертому ступені.

Так як лопаті гвинта мають геометричну симетрію, то величини сил опору та видалення їх від осі обертання будуть однакові.

Сила опору обертанню визначається за формулою

(3.7)

Де Сх л - коефіцієнт опору лопаті, що враховує її форму в плані, форму профілю, кут атаки та якість обробки поверхні ;

W - результуюча швидкість, м/с;

S л - площа лопаті;

До - Кількість лопатей.

Рис.1 Аеродинамічні сили повітряного гвинта.

Мал. 2. Режими роботи повітряного гвинта

Сила опору обертанню гвинта щодо його обертання створює момент опору обертанню гвинта, який врівноважується моментом двигуна, що крутить:

М тр = Х в r в (3.8)

Крутний момент, що створюється двигуном, визначається (у кгс-м) за формулою

(3.9)

Де N e-Ефективна потужність двигуна.

Розглянутий режим називається режимом позитивної тяги гвинта, оскільки ця тяга тягне літак уперед (Мал. , а). При зменшенні кута атаки лопатей зменшуються сили Р і Х(зменшується тяга гвинта та гальмуючий момент). Можна досягти такого режиму, коли Р=0 іX= R. Це режим нульової тяги (Мал. , б).

При подальшому зменшенні кута атаки досягається режим коли гвинт почне обертатися не від двигуна, а від дії сил повітряного потоку. Такий режим називається самообігом гвинта або авторотацією (Мал., в).

При подальшому зменшенні кута атаки елементів лопаті гвинта отримаємо режим, на якому сила опору лопаті гвинта Хбуде направлена ​​у бік обертання гвинта, і при цьому гвинт матиме негативну тягу. На цьому режимі гвинт обертається від повітряного потоку, що набігає, і обертає двигун. Відбувається розкручування двигуна, цей режим називається режимом вітряка (Мал., г).

Режими самообігу та вітряка можливі в горизонтальному польоті та на пікіруванні.

На літаках Як-52 та Як-55 ці режими виявляються при виконанні вертикальних фігур вниз на малому кроці лопаті гвинта. Тому рекомендується при виконанні вертикальних фігур вниз (при розгоні швидкості понад 250 км/год) гвинт заважатиме на 1/3 ходу важеля керуванням кроку гвинта.

ЗАЛЕЖНІСТЬ ТЯГИ Гвинта ВІД ШВИДКОСТІ ПОЛЬОТУ.

Зі збільшенням швидкості польоту кути атаки лопаті гвинта, незмінного кроку і фіксованого швидко зменшуються, тяга гвинта падає. Найбільший кут атаки лопаті гвинта буде на швидкості польоту, що дорівнює нулю, при повних обертах двигуна.

Відповідно зменшується тяга повітряного гвинта до нульового значення і далі стає негативною. Розкручується вал двигуна. Щоб попередити розкручування гвинта, зменшують оберти двигуна. Якщо двигун не дроселювати, може статися його руйнація.

Залежність тяги гвинта В530ТА-Д35 від швидкості польоту зображена на графіку Рис. 7. Для його побудови заміряють потяг повітряного гвинта при різних швидкостях. Отриманий графік називається характеристикою силової установки по тязі.

Мал. 7 Характеристика силової установки М-14П по тязі (для Н=500 м) літаків Як-18Т, Як-52 та Як-55 з повітряним гвинтом В530ТА-Д35

ВПЛИВ ВИСОТИ ПОЛЬОТУ НА ТЯГУ Гвинта.

З'ясовуючи залежність тяги від швидкості польоту, розглядалася робота гвинта на постійній висоті за постійної щільності повітря. Але при польотах різних висотах щільність повітря впливає тягу повітряного гвинта. Зі збільшенням висоти польоту щільність повітря падає, відповідно пропорційно падатиме і тяга гвинта (при постійних оборотах двигуна). Це видно під час аналізу формули (3.6).

ГАЛЬМУЮЧИЙ МОМЕНТ Гвинта І МОМЕНТ ДВИГУНА, що крутить.

Як раніше розглядалося, гальмуючий момент гвинта протидіє крутному моменту двигуна.

Для того, щоб гвинт обертався з постійними оборотами, необхідно, щоб гальмуючий момент М т, рівний добутку
, дорівнював крутному моменту двигуна М кр, рівному добутку F d ,. тобто. М т = М кр або = F d (Рис. 8).

Мал. 8 Гальмуючий момент повітряного гвинта і крутний момент двигуна

Якщо ця рівність буде порушена, то двигун зменшуватиме обороти або збільшуватиме.

Збільшення оборотів двигуна призводить до збільшення М кр і навпаки. Нова рівновага встановлюється на нових обертах двигуна.

ПОТУЖНІСТЬ, ПОТРІБНА НА ОБЕРТАННЯ ПОВІТРЯНОГО Гвинта

Ця потужність витрачається подолання сил опору обертанню гвинта.

Формула для визначення потужності повітряного гвинта (у к. с.) має вигляд:

(3.10)

Де  - Коефіцієнт потужності, що залежить від форми повітряного гвинта, числа лопатей, кута установки, форми лопаті в плані, від умови роботи повітряного гвинта (відносної ходи)

З формули (3.10) видно, що потрібна потужність для обертання повітряного гвинта залежить від коефіцієнта потужності, від швидкості та висоти польоту, оборотів та діаметра повітряного гвинта.

Зі збільшенням швидкості польоту зменшується кут атаки елемента лопаті повітряного гвинта, кількість повітря, що відкидається назад, і його швидкість, тому зменшується і потрібна потужність на обертання повітряного гвинта. Зі збільшенням висоти польоту щільність повітря зменшується і потрібна обертання повітряного гвинта потужність також зменшується.

Зі збільшенням оборотів двигуна збільшується опір обертанню повітряного гвинта і потрібна потужність обертання повітряного гвинта збільшується.

Повітряний гвинт, що обертається двигуном, розвиває тягу та долає лобовий опір літака, літак рухається.

Робота, виконана силою тяги повітряного гвинта за 1 сек. при русі літака називається тягою або корисною потужністю повітряного гвинта.

Тягова потужність повітряного гвинта визначається за формулою

(3.11)

Де Р - тяга, що розвивається повітряним гвинтом; V-швидкість літака.

Зі збільшенням висоти та швидкості польоту тягова потужність повітряного гвинта зменшується. Працюючи повітряного гвинта, коли літак не рухається, розвивається максимальна тяга, але тягова потужність у своїй дорівнює нулю, оскільки швидкість руху дорівнює нулю.

КОЕФІЦІЄНТ КОРИСНОЇ ДІЇ ПОВІТРЯНОГО Гвинта.

ЗАЛЕЖНІСТЬ ККД ВІД ВИСОТИ І ШВИДКОСТІ ПОЛЬОТУ

Частина енергії обертання двигуна витрачається на обертання повітряного гвинта і спрямована на подолання опору повітря, закрутку струменя, що відкидається, та ін. Тому корисна секундна робота, або корисна тягова потужність гвинта, n b, буде менше потужності двигуна N e, витраченої на обертання повітряного гвинта.

Відношення корисної тягової потужності до споживаної повітряним гвинтом потужності (ефективної потужності двигуна) називається коефіцієнтом корисної дії (ккд) повітряного гвинта і позначається  . Він визначається за формулою

(3.12)

Мал. 9 Характеристики по потужності двигуна М-14П літаків Як-52 та Як-55

Мал. 10 Зразковий вид кривої зміни потужності, що розташовується, в залежності від швидкості польоту

Мал. 11 Висотна характеристика двигуна М-14П на режимах 1 - злітний, 2 номінальний 1, 3 номінальний 2, 4 крейсерський 1; 5 - крейсерський 2

Величина ККД повітряного гвинта залежить від тих факторів, що і тягова потужність повітряного гвинта.

ККД завжди менше одиниці і досягає у найкращих повітряних гвинтів величини 0,8...0,9.

Np- Потрібна потужність.

Для зменшення швидкості обертання повітряного гвинта у двигуні застосовується редуктор.

Ступінь редукції підбирається таким чином, щоб на номінальному режимі кінці лопат обтікали дозвуковим потоком повітря.

Мал. 12 Характеристики по потужності двигуна М-14П літаків Як-52 та Як-55

Мал. 13 Зразковий вид кривої зміни потужності, що розташовується, в залежності від швидкості польоту

Мал. 14 Висотна характеристика двигуна М-14П на режимах 1 - злітний, 2 номінальний 1, 3 номінальний 2, 4 крейсерський 1; 5 - крейсерський 2

Графік залежності наявної ефективної потужності від швидкості польоту для літаків Як-52 та Як-55 зображено на Рис. 9.

Графік Рис. 10 називається характеристикою силової установки потужності.

При V=0 Np=0; при швидкості польоту V=300 км/год, Np=275 к.с. (Для літака Як-52) і V=320 км/год, Np=275 л. с. (Для літака Як-55), де Np- Потрібна потужність.

Зі збільшенням висоти ефективна потужність падає внаслідок зменшення густини повітря. Характеристика зміни її літаків Як-52 і Як-55 від висоти польоту Н зображено на Рис. 11.

Мал. 15 Висотна характеристика двигуна М-14П на режимах 1 - злітний, 2 номінальний 1, 3 номінальний 2, 4 крейсерський 1; 5 - крейсерський 2

Зі збільшенням висоти ефективна потужність падає внаслідок зменшення густини повітря. Характеристика зміни її літаків Як-52 і Як-55 від висоти польоту Н зображено на Рис. 11.

Гвинти змінного кроку

Для усунення недоліків повітряних гвинтів незмінного кроку і фіксованого застосовується повітряний гвинт змінного кроку (ВІШ). Основоположником теорії ВІШ є Ветчинкін.

ВИМОГИ ДО ВІШ:

ВІШ повинен встановлювати на всіх режимах польоту найвигідніші кути атаки лопат;

Знімати з двигуна номінальну потужність на всьому робочому діапазоні швидкостей та висот;

Зберігати максимальне значення коефіцієнта корисної дії на більшому діапазоні швидкостей.

Лопаті ВІШ або керуються спеціальним механізмом, або встановлюються в потрібне положення під впливом сил, що діють повітряний гвинт. У першому випадку це гідравлічні та електричні повітряні гвинти, у другому – аеродинамічні.

Гідравлічний гвинт - повітряний гвинт, у якого зміна кута установки лопатей виробляється тиском масла, що подається в механізм, що знаходиться у втулці гвинта.

Електричний гвинт - Повітряний гвинт, у якого зміна кута установки лопатей виробляється електродвигуном, з'єднаним з лопатями механічною передачею.

Аеромеханічний гвинт - Повітряний гвинт, у якого зміна кута установки лопатей проводиться автоматично - аеродинамічними та відцентровими силами.

Найбільшого поширення набули гідравлічні ВІШ. Автоматичний пристрій у гвинтах змінного кроку призначений для збереження постійними заданих обертів повітряного гвинта (двигуна) шляхом синхронної зміни кута нахилу лопатей при зміні режиму польоту (швидкості, висоти) і називається регулятором сталості обертів (РПО).

Мал. 16 Робота повітряного гвинта змінного кроку В530ТА-Д35 при різних швидкостях польоту

РПО разом із механізмом повороту лопатей змінює крок гвинта (кут нахилу лопатей) в такий спосіб, щоб обороти, задані льотчиком з допомогою важеля управління ВІШ, за зміни режиму польоту залишалися незмінними (заданими).

При цьому слід пам'ятати, що обороти будуть зберігатися доти, поки ефективна потужність на валу двигуна N e буде більшою за потужність, потрібну для обертання повітряного гвинта при установці лопатей на найменший кут нахилу (малий крок).

Рис. 16 показано схему роботи ВІШ.

При зміні швидкості польоту від злітної до максимальної горизонтальному польоті кут установки лопатей  зростає від свого мінімального значення  хв до максимального  макс (Великий крок). Завдяки цьому кути атаки лопаті змінюються мало і зберігаються близькими до найвигідніших.

Робота ВІШ на зльоті характерна тим, що на зльоті використовується вся потужність двигуна – розвивається найбільша тяга. Це можливо за умови, що двигун розвиває максимальні обороти, а кожна частина лопаті гвинта розвиває найбільшу тягу, маючи найменший опір обертанню.

Для цього необхідно щоб кожен елемент лопаті повітряного гвинта працював на кутах атаки, близьких до критичного, але без зриву повітряного потоку. Рис. 16, а видно, що кут атаки лопаті перед злетом (V=0) за рахунок перетікання повітря зі швидкістю  Vтрохи відрізняється від кута нахилу лопаті на величину фхв. Кут атаки лопаті відповідає величині максимальної підйомної сили.

Опір обертанню досягає в цьому випадку величини, при якій потужність, що витрачається на обертання гвинта, та ефективна потужність двигуна порівнюються і обороти будуть незмінними. Зі збільшенням швидкості кут атаки лопат повітряного гвинта зменшується (Рис. 16, б). Зменшується опір обертанню і повітряний гвинт полегшується. Обороти двигуна повинні зростати, але РПО утримує їх за рахунок зміни кута атаки лопатей постійними. У міру збільшення швидкості польоту лопаті розвертаються на більший кут  ср .

При виконанні польоту на максимальній швидкості ВІШ також має забезпечувати максимальне значення тяги. При польоті максимальної швидкості кут нахилу лопатей має граничне значення р макс (Рис. 16, в). Отже, при зміні швидкості польоту відбувається зміна кута атаки лопаті, при зменшенні швидкості польоту кут атаки збільшується - гвинт заважає, при збільшенні швидкості польоту кут атаки зменшується - гвинт полегшується. РПО автоматично переводить лопаті гвинта на відповідні кути.

При збільшенні висоти польоту потужність двигуна зменшується і РПО зменшує кут нахилу лопат, щоб полегшити роботу двигуна, і навпаки. Отже, РПО утримує обороти двигуна із зміною висоти польоту постійними.

При заході на посадку повітряний гвинт встановлюється на малий крок, що відповідає оборотам злітного режиму. Це дає можливість льотчику при виконанні різноманітних маневрів на глісаді посадки отримати злітну потужність двигуна зі збільшенням обертів до максимальних.

До аеродинамічних характеристик повітряних гвинтів відносяться кут атаки та тяга повітряного гвинта.

Кутом атаки елементів лопаті гвинта  називається кут між хордою елемента та напрямком його справжнього результуючого руху W(Мал. 66).

Мал. 66 Кут установки та кут атаки лопатей: а - кут атаки елемента лопаті, б - швидкості елемента лопаті

Кожен елемент лопаті робить складний рух, що складається з обертального та поступального. Обертальна швидкість дорівнює

де n з- оберти двигуна.

Поступальна швидкість -це швидкість літака V . Чим далі елемент лопаті знаходиться від центру обертання повітряного гвинта, тим більша обертальна швидкість U .

При обертанні гвинта кожен елемент лопаті буде створювати аеродинамічні сили, величина і напрямок яких залежать від швидкості руху літака (швидкості потоку, що набігає) і кута атаки.

Розглядаючи Мал. 66, а, неважко помітити, що:

коли повітряний гвинт обертається, а поступальна швидкість дорівнює нулю (V=0), то кожен елемент лопаті гвинта має кут атаки, рівний куту установки елемента лопаті  ;

при поступальному русі повітряного гвинта кут атаки елемента лопаті гвинта відрізняється від кута нахилу елемента лопаті гвинта (стає менше за нього);

кут атаки буде тим більшим, чим більше кут установки елемента лопаті гвинта;

результуюча швидкість обертання елемента лопаті гвинта Wдорівнює геометричній сумі поступальної та обертальної швидкостей і знаходиться за правилом прямокутного трикутника

(3.5)

чим більша обертальна швидкість, тим більше кут атаки елемента лопаті повітряного гвинта. І навпаки, що більше поступальна швидкість повітряного гвинта, то менше кут атаки елемента лопаті повітряного гвинта.

Насправді картина виходить складнішою. Так як гвинт засмоктує та обертає повітря, відкидає його назад, повідомляючи йому додаткову швидкість v, яку називають швидкістю підсмоктування. В результаті справжня швидкість W"буде за величиною та напрямом відрізнятиметься від швидкості підсмоктування, якщо їх скласти геометрично. Отже, і справжній кут атаки  " буде відрізнятися від кута  (Мал. 66, б).

Аналізуючи сказане вище, можна зробити висновки:

при поступальній швидкості V=0 кут атаки максимальний і дорівнює куту установки лопаті гвинта;

при збільшенні поступальної швидкості кут атаки зменшується і меншає кута установки;

при великій швидкості польоту кут атаки лопат може стати негативним;

чим більша швидкість обертання повітряного гвинта, тим більший кут атаки його лопаті;

якщо швидкість польоту незмінна та обороти двигуна зменшуються, то кут атаки зменшується і може стати негативним.

Зроблені висновки пояснюють, як змінюється сила тяги гвинта незмінного кроку за зміни швидкості польоту та числа обертів.

Сила тяги гвинта виникає внаслідок дії аеродинамічної сили  R на елемент лопаті гвинта під час його обертання (Рис. 67).

Розклавши цю силу на дві складові, паралельну осі обертання та паралельну площині обертання, отримаємо силу ЛР та силу опору обертанню  Х елемент лопаті гвинт.

Підсумовуючи силу тяги окремих елементів лопаті гвинта та приклавши її до осі обертання, отримаємо силу тяги гвинта. Р .

Тяга гвинта залежить від діаметра гвинта Д, числа обертів за секунду n, щільність повітря  та підраховується за формулою (В кгс або Н)

де  - Коефіцієнт тяги гвинта, що враховує форму лопаті в плані, форму профілю та кута атаки, визначається експериментально. Коефіцієнт тяги повітряного гвинта літаків Як-52 та Як-55 В530ТА-Д35 дорівнює 1,3.

Таким чином, сила тяги гвинта прямо пропорційна своєму коефіцієнту, щільності повітря, квадрату числа обертів гвинта за секунду та діаметру гвинта в четвертому ступені.

Так як лопаті гвинта мають геометричну симетрію, то величини сил опору та видалення їх від осі обертання будуть однакові.

Сила опору обертанню визначається за формулою

(3.7)

де Сх л - коефіцієнт опору лопаті, що враховує її форму в плані, форму профілю, кут атаки та якість обробки поверхні ;

W - результуюча швидкість, м/с;

S л - площа лопаті;

До - Кількість лопатей.

Мал. 67 Аеродинамічні сили повітряного гвинта

Мал. 68. Режими роботи повітряного гвинта

Сила опору обертанню гвинта щодо його обертання створює момент опору обертанню гвинта, який врівноважується моментом двигуна, що крутить:

М тр = Х в r в (3.8)

Крутний момент, що створюється двигуном, визначається (у кгс-м) за формулою

(3.9)

де N e-Ефективна потужність двигуна.

Розглянутий режим називається режимом позитивної тяги гвинта, оскільки ця тяга тягне літак уперед (Мал. 68, а). При зменшенні кута атаки лопатей зменшуються сили Р і Х(зменшується тяга гвинта та гальмуючий момент). Можна досягти такого режиму, коли Р=0 іX= R. Це режим нульової тяги (Рис. 68, б).

При подальшому зменшенні кута атаки досягається режим коли гвинт почне обертатися не від двигуна, а від дії сил повітряного потоку. Такий режим називається самообігом гвинта або авторотацією (Мал. 68, в).

При подальшому зменшенні кута атаки елементів лопаті гвинта отримаємо режим, на якому сила опору лопаті гвинта Хбуде направлена ​​у бік обертання гвинта, і при цьому гвинт матиме негативну тягу. На цьому режимі гвинт обертається від повітряного потоку, що набігає, і обертає двигун. Відбувається розкручування двигуна, цей режим називається режимом вітряка (Мал. 68, г).

Режими самообігу та вітряка можливі в горизонтальному польоті та на пікіруванні.

На літаках Як-52 та Як-55 ці режими виявляються при виконанні вертикальних фігур вниз на малому кроці лопаті гвинта. Тому рекомендується при виконанні вертикальних фігур вниз (при розгоні швидкості понад 250 км/год) гвинт заважатиме на 1/3 ходу важеля керуванням кроку гвинта.

ЗАЛЕЖНІСТЬ ТЯГИ Гвинта ВІД ШВИДКОСТІ ПОЛЬОТУ. ВПЛИВ ВИСОТИ ПОЛЬОТУ НА ТЯГУ Гвинта

Зі збільшенням швидкості польоту кути атаки лопаті гвинта, незмінного кроку і фіксованого швидко зменшуються, тяга гвинта падає. Найбільший кут атаки лопаті гвинта буде на швидкості польоту, що дорівнює нулю, при повних обертах двигуна.

Відповідно зменшується тяга повітряного гвинта до нульового значення і далі стає негативною. Розкручується вал двигуна. Щоб попередити розкручування гвинта, зменшують оберти двигуна. Якщо двигун не дроселювати, може статися його руйнація.

Залежність тяги гвинта В530ТА-Д35 від швидкості польоту зображена на графіку Рис. 69. Для його побудови заміряють потяг повітряного гвинта при різних швидкостях. Отриманий графік називається характеристикою силової установки по тязі.

ВПЛИВ ВИСОТИ ПОЛЬОТУ НА ТЯГУ Гвинта.

З'ясовуючи залежність тяги від швидкості польоту, розглядалася робота гвинта на постійній висоті за постійної щільності повітря. Але при польотах різних висотах щільність повітря впливає тягу повітряного гвинта. Зі збільшенням висоти польоту щільність повітря падає, відповідно пропорційно падатиме і тяга гвинта (при постійних оборотах двигуна). Це видно під час аналізу формули (3.6).

Мал. 69 Характеристика силової установки М-14П по тязі (для Н=500 м) літаків Як-52 та Як-55 з повітряним гвинтом В530ТА-Д35

Мал. 70 Гальмуючий момент повітряного гвинта і крутний момент двигуна

ГАЛЬМУЮЧИЙ МОМЕНТ Гвинта І МОМЕНТ ДВИГУНА, що крутить.

Як раніше розглядалося, гальмуючий момент гвинта протидіє крутному моменту двигуна.

Для того щоб гвинт обертався з постійними оборотами, необхідно, щоб гальмуючий момент М т, рівний добутку , дорівнював моменту двигуна, що крутить, М кр, рівному добутку F d ,. тобто. М т = М кр або = F d (Рис. 70). Якщо ця рівність буде порушена, то двигун зменшуватиме обороти або збільшуватиме.

Збільшення оборотів двигуна призводить до збільшення М кр і навпаки. Нова рівновага встановлюється на нових обертах двигуна.

ПОТУЖНІСТЬ, ПОТРІБНА НА ОБЕРТАННЯ ПОВІТРЯНОГО Гвинта

Ця потужність витрачається подолання сил опору обертанню гвинта.

Формула для визначення потужності повітряного гвинта (у к. с.) має вигляд:

(3.10)

Де  - Коефіцієнт потужності, що залежить від форми повітряного гвинта, числа лопатей, кута установки, форми лопаті в плані, від умови роботи повітряного гвинта (відносної ходи)

З формули (3.10) видно, що потрібна потужність для обертання повітряного гвинта залежить від коефіцієнта потужності, від швидкості та висоти польоту, оборотів та діаметра повітряного гвинта.

Зі збільшенням швидкості польоту зменшується кут атаки елемента лопаті повітряного гвинта, кількість повітря, що відкидається назад, і його швидкість, тому зменшується і потрібна потужність на обертання повітряного гвинта. Зі збільшенням висоти польоту щільність повітря зменшується і потрібна обертання повітряного гвинта потужність також зменшується.

Зі збільшенням оборотів двигуна збільшується опір обертанню повітряного гвинта і потрібна потужність обертання повітряного гвинта збільшується.

Повітряний гвинт, що обертається двигуном, розвиває тягу та долає лобовий опір літака, літак рухається.

Робота, що проводиться силою тяги повітряного гвинта за 1 с під час руху літака, називається тягою або корисною потужністю повітряного гвинта.

Тягова потужність повітряного гвинта визначається за формулою

де Р в - тяга, що розвивається повітряним гвинтом; V-швидкість літака.

Зі збільшенням висоти та швидкості польоту тягова потужність повітряного гвинта зменшується. Працюючи повітряного гвинта, коли літак не рухається, розвивається максимальна тяга, але тягова потужність у своїй дорівнює нулю, оскільки швидкість руху дорівнює нулю.

КОЕФІЦІЄНТ КОРИСНОЇ ДІЇ ПОВІТРЯНОГО Гвинта. ЗАЛЕЖНІСТЬ ККД ВІД ВИСОТИ І ШВИДКОСТІ ПОЛЬОТУ

Частина енергії обертання двигуна витрачається на обертання повітряного гвинта і спрямована на подолання опору повітря, закрутку струменя, що відкидається, та ін. Тому корисна секундна робота, або корисна тягова потужність гвинта, n b, буде менше потужності двигуна N e, витраченої на обертання повітряного гвинта.

Відношення корисної тягової потужності до споживаної повітряним гвинтом потужності (ефективної потужності двигуна) називається коефіцієнтом корисної дії (ккд) повітряного гвинта і позначається  . Він визначається за формулою

Мал. 71 Характеристики по потужності двигуна М-14П літаків Як-52 та Як-55

Мал. 72 Зразковий вид кривої зміни потужності в залежності від швидкості польоту

Мал. 73 Висотна характеристика двигуна М-14П на режимах 1 - злітний, 2 номінальний 1, 3 номінальний 2, 4 крейсерський 1; 5 - крейсерський 2

Величина ККД повітряного гвинта залежить від тих факторів, що і тягова потужність повітряного гвинта.

ККД завжди менше одиниці і досягає у найкращих повітряних гвинтів величини 0,8...0,9.

Графік залежності наявної ефективної потужності від швидкості польоту для літаків Як-52 та Як-55 зображено на Рис. 71.

Графік Рис. 72 називається характеристикою силової установки потужності.

При V=0 Np=0; при швидкості польоту V=300 км/год, Np=275 к.с. (Для літака Як-52) і V=320 км/год, Np=275 л. с. (Для літака Як-55), де Np- Потрібна потужність.

Зі збільшенням висоти ефективна потужність падає внаслідок зменшення густини повітря. Характеристика зміни її літаків Як-52 і Як-55 від висоти польоту Н зображено на Рис. 73.

Для зменшення швидкості обертання повітряного гвинта у двигуні застосовується редуктор.

Ступінь редукції підбирається таким чином, щоб на номінальному режимі кінці лопат обтікали дозвуковим потоком повітря.

Повітряний гвинт є найважливішою складовою силової установки, і від того, наскільки він відповідає двигуну і літальному апарату залежать льотно-технічні якості останнього.

Крім вибору геометричних властивостей повітряного гвинта уваги заслуговує питання узгодження чисел оборотів гвинта і двигуна, тобто підбір редуктора.

Принцип роботи повітряного гвинта

Лопата гвинта здійснює складний рух - поступальний і обертальний. Швидкість руху елемента лопаті складатиметься з окружної швидкості та поступальної (швидкості польоту) - V

У будь-якому перерізі лопаті складова швидкості Vбуде незмінною, а окружна швидкість залежатиме від величини радіуса, на якому знаходиться аналізований переріз.

Отже зі зменшенням радіусу кут підходу струменя до перерізу збільшується, а кут атаки перерізу зменшується і може стати рівним нулю або негативним. Тим часом відомо, що крило найбільш ефективно "працює" на кутах атаки, близьких до кутів максимальної аеродинамічної якості. Тому для того, щоб змусити лопату створювати найбільшу тягу при найменшій витраті енергії, кут повинен бути змінним по радіусу: меншим на кінці лопаті і більшим від осі обертання - лопата повинна бути скручена.

Закон розповсюдження товщин профілю та крутки по радіусу гвинта, а також форма гвинтового профілю визначається в процесі проектування гвинта та уточнюється згодом на підставі продування в аеродинамічних трубах. Подібні дослідження проводяться, як правило, у спеціалізованих конструкторських бюро або інститутах, оснащених сучасним обладнанням та засобами обчислювальної техніки. Досвідчено-конструкторські бюро, а також самодіяльні конструктори зазвичай користуються вже розробленими сімействами гвинтів, геометричні та аеродинамічні характеристики яких видаються у формі безрозмірних коефіцієнтів.

Основні характеристики

Діаметром гвинта - Dназивається діаметр кола, яке описують кінці його лопаті під час обертання.

Ширина лопаті-це хорда перерізу на заданому радіусі. У розрахунках зазвичай використовують відносну ширину лопаті

Товщиною лопатіна якомусь радіусі називається найбільша товщина перерізу на цьому радіусі. Товшина змінюється вздовж радіусу лопаті, зменшуючись від центру гвинта до його кінця. Під відносною товщиною розуміють відношення абсолютної товщини до ширини лопаті тому ж радіусі: .

Кутом установки перерізу лопаті називається кут, утворений хордою даного перерізу з площиною обертання гвинта.

Кроком перерізу лопаті Hназивається відстань, яка пройде цей переріз в осьовому напрямку при повороті гвинта на один оборот навколо своєї осі, загвинчуючи повітря як у тверде тіло.

Крок та кут установки перерізу пов'язані очевидним співвідношенням:

Реальні повітряні гвинти мають крок, що змінюється вздовж радіусу за певним законом. Як характерний кут установки лопаті приймається, як правило, кут установки перерізу, розташованого на 0,75R від осі обертання гвинта, що позначається як .

Крутої лопатіназивається зміна по радіусу кутів між хордою перерізу на даному радіусі і хордою на радіусі 0,75R, тобто

Для зручності користування всі перераховані геометричні характеристики зазвичай представляють графічно функції щодо поточного радіуса гвинта

Як приклад на наступному малюнку наведені дані, що описують геометрію дволопатевого гвинта фіксованого кроку:

Якщо гвинт, обертаючись з кількістю обертів, рухається поступово зі швидкістю Vто за один оборот він пройде шлях. Ця величина називається ходою гвинта, а її відношення до діаметра називається відносною ходою гвинта:

Аеродинамічні властивості гвинтів прийнято характеризувати безрозмірним коефіцієнтом тяги:

Коефіцієнтом потужності

І коефіцієнтом корисної дії

Де р- густина повітря, в розрахунках може бути прийнята рівною 0,125 кгс з 2 /м 4

Кутова швидкість обертання гвинта про/с

D- діаметр гвинта, м

Pі N- відповідно тяга та потужність на валу гвинта, кгс, л. с.

Теоретична межа тяги гвинта

Для конструктора СЛА цікавить можливість без розрахунків робити наближені оцінки тяги, що створюється силовою установкою. Це завдання досить просто вирішується за допомогою теорії ідеального пропелера, згідно з якою тяга гвинта є функцією трьох параметрів: потужності двигуна, діаметра гвинта та швидкості польоту. Практика показала, що потяг раціонально виконаних реальних гвинтів всього на 15 - 25% нижче граничних теоретичних значень.

Результати розрахунків з теорії ідеального пропелера показані на наступному графіку, який дозволяє поділити відношення тяги до потужності в залежності від швидкості польоту та параметра N/D 2. Видно, що при навколонульових швидкостях тяга сильно залежить від діаметра гвинта, проте вже на швидкостях опрядка 100 км/год зазначена залежність менш істотна. Крім того, графік дає наочне уявлення про неминучість зменшення тяги гвинта за швидкістю польоту, що необхідно враховувати при оцінці льотних даних СЛА.

за матеріалами:
"Посібник для конструкторів літальних апаратів самодіяльної споруди", Том 1, СибНДІА

Повітряний гвинт є агрегатом, призначеним для створення сили тяги, яка є реакцією, що відкидається гвинтом повітряного потоку, створюючи силу тяги, повітряний гвинт перетворює механічну енергію двигуна, в роботу, що здійснюється при поступальному русі ЛА.

Вимоги:

1. високий ККД;

2. автоматична зміна кута установки лопатей залежно від режиму польоту та роботи двигуна;

3. діапазон кутів установки лопатей повинен забезпечувати позитивну тягу min на режимі малого газу. Роботу гвинта флюгування на режимі від'ємної тяги

4. швидкість повороту лопатей зі збільшенням кута установки може бути щонайменше 10 з/c;

5. повинні бути автоматичні захисні пристрої для запобігання виникненню негативної тяги;

6. захист лопатей та обтічника втулки гвинта (кока) від зледеніння.

Класифікація гвинтів. Кут атаки лопатей гвинта залежить від швидкості польоту при не низькому куті установки. Це явище має місце у гвинтів фіксованого кроку. Основний недолік таких гвинтів полягає в тому, що на зльоті при малій швидкості польоту вони можуть бути важкими і не забезпечується злітної потужності двигуна. При горизонтальному польоті при велику поступальну швидкість гвинт виявляється легким і швидкість обертання може зростати до неприпустимо великих значень, при яких не забезпечується надійність роботи двигуна. У минулому, коли швидкості польоту були невеликими, застосовувалися ці гвинти. Принаймні зростання швидкості польоту став застосовуватися гвинти змінного кроку – ВІШ (діапазон установки 100) з подальшим зростанням швидкість польоту, тобто. зі збільшенням кутів j - установки, стали застосовувати гвинти з автоматичними системами регулювання швидкості обертання шляхом зміни j від режиму польоту. Гвинти із такими системами регулювання називають автоматичними повітряними гвинтами – АВІШ.

Аеродинамічні сили.

Точка застосування результуючої сили знаходиться в центрі тиску

Аеродинамічні сили з'являються внаслідок впливу повітряного потоку на лопаті та розподіл по всій поверхні. Таку схему навантаження лопаті можна розглядати як балку, закріплену одним кінцем, і схильну до дії розподіленого навантаження, що створює згинальний і крутний моменти. Центр тиску знаходиться попереду площини обертання. залежить від кутів атаки лопаті і результуючих швидкостей потоку, що набігає. Через порівняно малих плечей а і b величина моменту аеродинамічних сил невелика. При негативних кутах атаки лопатей напрям змінюється так, що моменти, що крутять, і прагнуть повернути лопату в бік зменшення кута установки.

Крок і хода гвинта. Геометричний крок гвинта H - відстань, на яку пересунувся б гвинт уздовж осі обертання за один оборот при вкручуванні в спеціально зроблену для нього гайку = r - відстань до перерізу, що розглядається. Гвинт характеризується R - радіус гвинта. З (1) випливає, що крок гвинта заданий швидкістю зміни φ. Повітря (пружність і стискаємо) за один оберт гвинт переміщається на величину значно меншу, ніж H – хода гвинта , - Швидкість польоту м / с, n - про / с.

При розрахунку користуються відносною ходою , - ,безрозмірна і називається характеристикою режиму чи коефіцієнтом швидкості гвинта.

Режими роботи гвинтів

При постійному куті установки кут атаки лопатей залежить від величини швидкості польоту. При збільшенні швидкості польоту кут атаки зменшується. У цьому випадку говорять-гвинт «полегшується», оскільки момент опору обертанню гвинта зменшується, а отже, знижується потрібна потужність двигуна. Це спричиняє збільшення швидкості обертання. При падінні швидкості польоту, навпаки, кут атаки збільшується і гвинт затягується, швидкість обертання знижується.

При великому збільшенні швидкості польоту або малому куті установки кут атаки може бути рівним нулю і навіть негативним. У разі лопаті зустрічають повітряний потік не робочою (тильною) частиною, а спинкою (передньою частиною). При цьому тяга та потужність можуть стати негативними.

Тяга Р і коефіцієнт тяги вважаються позитивними, якщо напрямок тяги збігається з напрямом руху літального апарату, при протилежному напрямі негативними. В цьому випадку гвинт створює опір.

Потужність гвинта Т і коефіцієнт потужності вважаються позитивними, коли момент, що крутить, від аеродинамічних сил гвинта протилежний напрямку його обертання. Якщо крутний момент цих сил підтримує обертання гвинта, тобто сила опору обертанню, потужність гвинта вважається негативною.

При зміні і широкому діапазоні відносна хода може змінюватися від нуля до нескінченно великих позитивних значень (коли ).

Розглянемо найхарактерніші режими роботи гвинта.

Режим, при якому поступальна швидкість = 0, отже, і дорівнюють нулю, називається режимом роботи гвинта - на місці (Рис. зліва). На графіку цьому режиму відповідає точка а, де коефіцієнти тяги та потужності зазвичай мають максимальні значення. Кут атаки лопатей а при роботі гвинта на місці приблизно дорівнює куту установки. Оскільки гвинт при роботі на місці ніякої корисної роботи не робить.

Режим роботи гвинта, коли за наявності поступальної швидкості створюється позитивна тяга, називається пропелерним режимом (Рис. Праворуч). Він є основним і найважливішим режимом роботи, який використовується при рулюванні, зльоті, наборі висоти, горизонтальному польоті літака, а частково - на плануванні та посадці. На графіку цьому режиму польоту відповідає ділянка аб, ​​виключаючи точки а та б. У міру збільшення відносної ходи зменшуються значення коефіцієнтів тяги та потужності. p align="justify"> Коефіцієнт корисної дії гвинта при цьому спочатку зростає, досягаючи максимуму в точці б, а потім швидко падає. Точка характеризує оптимальний режим роботи гвинта для даного значення кута установки лопатей. Отже, пропелерному режиму роботи гвинта відповідають позитивні значення коефіцієнтів , , .

Режим роботи, у якому гвинт не створює ні позитивної, ні негативної тяги (опору) називається режимом нульової тяги. На цьому режимі гвинт ніби вільно загвинчується у повітря, не відкидаючи його назад і не створюючи тяги. Режим нульової тяги на графіку відповідає точка в. Тут коефіцієнт тяги та к.п.д. гвинта дорівнюють нулю. Коефіцієнт потужності має деяке позитивне значення. Це означає, що для подолання моменту опору обертанню гвинта на цьому режимі потрібна потужність двигуна.

Режим нульової тяги може відбуватися під час планування літака. Кут атаки лопатей при цьому, як правило, дещо менший за нуль.

Режим роботи гвинта, коли створюється негативна тяга (опір) при позитивній потужності на валу двигуна, прийнято називати режимом гальмування , або гальмівним режимом гвинта. У цьому режимі кут притікання струменів більше кута установки , т. е. кут атаки лопатей - величина негативна. В даному випадку повітряний потік тиску на спинку лопаті, чим і створює негативну тягу. На графіці цьому режиму роботи гвинта відповідає ділянка, укладена між точками б і р, на якому коефіцієнти мають негативні значення, а значення коефіцієнта змінюються від деякого позитивного значення до нуля. Потужність двигуна, як і в попередньому випадку, потрібна для подолання моменту опору обертанню гвинта.

Негативна тяга гвинта використовується для скорочення довжини пробігу після посадки. Для цього лопаті спеціально переводять на мінімальний кут установки, при якому під час пробігу літака кут атаки негативний.

Режим роботи, коли потужність на валу двигуна дорівнює нулю, а гвинт обертається за рахунок енергії потоку, що набігає (під дією аеродинамічних сил, прикладених до лопат), називається режимом авторотації . Двигун при цьому розвиває потужність, необхідну лише для подолання внутрішніх сил та моментів тертя, що утворюються при обертанні гвинта. На графіку цьому режиму відповідає точка м.Тяга гвинта, як і режимі гальмування, негативна.

Режим роботи, при якому потужність на валу двигуна негативна, а гвинт обертається за рахунок енергії потоку, що набігає, називається режимом вітряка . На цьому режимі гвинт не тільки не споживає потужності двигуна, а сам обертає вал двигуна за рахунок енергії потоку, що набігає. На графіку цьому режиму відповідає ділянка правіше точки м.Режим вітряка застосовують для запуску двигуна, що зупинився в польоті. У цьому випадку вал двигуна розкручується до необхідної для запуску швидкості обертання, не потребуючи спеціальних пускових пристроїв.

Гальмування літака при пробігу також починається на режимі вітряка і послідовно проходить стадії авторотації і гальмування до режиму нульової тяги.

Гвинт створює тягу в повітрі, діючи на нього подібно до крила. Крило літака зазвичай рухається поступально, тоді як лопата гвинта рухається поступально і обертально. Лопата гвинта є формою витягнутий прямокутник, один розмір якого значно менше в порівнянні з іншим, що обертається з кутовою швидкістю Wбіля осі х - х(Рис.4.1), що проходить в одного краю цього прямокутника. Площина прямокутника, що залишає певний кут j c площиною обертання, рухається також поступово у напрямку осі обертання зі швидкістю V.Розсікаючи лопату циліндром радіусу r,вісь якого збігається з віссю х;отримуємо у перерізі витягнутий прямокутник. Так як зазвичай ширина лопаті невелика в порівнянні з її довжиною, то переріз циліндром замінюється близьким ним, але зручним для креслення, перетином дотичної до циліндра площини і перпендикулярної осі лопаті (рис.4.1).

Так як лопата здійснює складний рух - поступальний і обертальний, то потрібно скласти ці два рухи. Геометрична сума окружної швидкості обертання U = W r,та поступальної швидкості (швидкість польоту) V,(рис.4.2) дає вектор W(Швидкість руху повітряного потоку щодо профілю перерізу). Якщо взяти інший переріз площиною, що стосується циліндра меншого або більшого радіусу, то складова швидкість Vзалишається тією ж, а окружна швидкість Wrбуде менше чи більше; остання змінюється за лінійним законом, стаючи на осі гвинта рівної нулю.

Так як лопата береться плоскою, то кут jна всіх радіусах буде одним і тим же, а кут β , званий кутом притікання потоку до перерізу, буде різним на різних радіусах у зв'язку зі змінною окружною швидкістю обертання W r. Отже, із зменшенням радіусу rкут β збільшується, а кут a=φ-β зменшується і може стати рівним нулю чи навіть негативним.

Повітряні гвинти поділяються на гвинти фіксованого кроку (ВФШ) і гвинти змінного кроку (ВІШ).

Повітряний гвинт перетворює крутний момент ТВД або ПД через тягу. У цьому мають місце втрати, оцінювані коефіцієнтом корисної дії (к. п. буд.) гвинта.

ВФШ характеризується постійним кутом установки лопаті. У конструктивному відношенні цей гвинт має втулку, в якій жорстко кріпляться лопаті, які передають їй тягу, і їй сприймається крутний момент з валу двигуна на гвинт.

ВІШ складається з лопат, втулки з механізмом повороту лопат і пристроїв, що забезпечують його надійну роботу. Для керування гвинтом є апаратура автоматичної та ручної дії.

До повітряних гвинтів висуваються такі вимоги:

Високий к. п. буд.;

Для ВІШ - зміна кута установки лопат в діапазоні, що забезпечує легкий запуск двигуна; мінімальну позитивну тягу гвинта на режимі малого газу; максимальну негативну тягу при пробігу та мінімальний лобовий опір лопатей у флюгерному положенні; автоматична зміна кута установки лопатей залежно від режиму польоту ПС та роботи двигунів зі швидкістю повороту не менше 10°/с;

Мінімальні значення реактивного та гіроскопічного моментів;

У конструкції гвинта та регулятора частоти обертання повинні бути автоматичні захисні пристрої, що обмежують довільний перехід лопатей гвинта на малі кути установки та запобігають виникненню негативної тяги в польоті;

Захист лопатей та обтічника втулки гвинта від зледеніння;

Достатня міцність при малій масі, врівноваженість та мінімальний шум.

Основні характеристики гвинта прийнято поділяти на геометричні, кінематичні та аеродинамічні.

4.2. ГЕОМЕТРИЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ Гвинта

До геометричних характеристик відносять: діаметр Dгвинта, кількість лопатей, форма лопаті в плані, товщина c, хорда перерізу bта кути установки перерізів лопатей. Діаметр гвинта (D=2R)визначає коло, що описується кінцями лопатей при обертанні гвинта щодо його осі (рис.4.3). Діаметр є найголовнішою характеристикою гвинта, оскільки він визначає його тягові характеристики.

Розмір діаметра вибирається з аеродинамічних міркувань і узгоджується з можливістю розміщення гвинта на ПС. Діаметри сучасних гвинтів становлять від 3м до 6м.

Великі діаметри гвинтів призводять до низьких к.п.д. у зв'язку з можливістю появи надзвукових швидкостей на кінцевих ділянках лопатей, а також ускладнюють компонування двигуна літаком. Малі значення діаметрів не дозволяють перетворити заданий крутний момент двигуна на необхідну тягу.

Якщо розрізати лопату на деякому радіусі rциліндричною поверхнею, що має поздовжню вісь, що збігається з віссю обертання гвинта, то відбиток розрізу називають перерізом лопаті. Цей переріз має крилоподібну форму профілю. Частина лопаті, що знаходиться між двома радіусами ( rі r+Δ r), являє собою елемент лопаті з площею ΔS = bΔr.Тут і надалі замість дугоподібних перерізів розглядаються плоскі.

Відношення поточного радіусу перерізу rдо радіусу гвинта Rназивають відносним радіусом = R/R.Радіус непрацюючої частини лопаті, зайнятої втулкою, позначають r 0. і 0 = r 0 / R.

Для перетворення крутного моменту двигуна в тягу з мінімальним значенням діаметра гвинт має кілька лопатей. На сучасних ТВД встановлюють зазвичай чотирилопатеві гвинти. Більша кількість лопатей знижує к.п.д. На потужних ТВД замість збільшення числа лопатей застосовують співвісні гвинти, розташовані один за одним і що обертаються в протилежних напрямках навколо однієї осі.

Характерними розмірами перерізу лопаті є максимальна ширина. bі товщина- злопаті, а також їх відносні величини

= і =

У сучасних гвинтів max = 8 ... 10% (рис. 4.4).

Лінію 0В(див. рис.4.3), що проходить через середини перерізів лопаті, називають її віссю. Вид осі лопаті (пряма чи крива) та розподіл ширини лопаті вздовж цієї осі характеризують форму лопаті у плані. Наближення m ax до кінця лопаті підвищує тягу гвинта, але збільшує згинальний момент внаслідок переміщення центру тиску до кінця лопаті.

Максимальна товщина перерізу лопаті зменшується до кінця (при великих швидкостях обтікання необхідна менша відносна товщина профілю). Для порівняльної оцінки цієї товщини розглядають її відносне значення на 0 =0, 9 та позначають 0,9 . Для сучасних гвинтів 0,9 =4…5% (рис.4.4).

4.3.КІНЕМАТИЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНА

Площина, перпендикулярна до осі обертання повітряного гвинта і проходить через будь-яку точку лопаті, називається площиною обертання гвинта. Таких паралельних площин безліч. Зазвичай, під площиною обертання гвинта розуміється площина, що проходить через середину або кінець хорди профілю (рис.4.5).

Перерізи лопаті нахилені до площини обертання. Кут установки перерізу лопаті φ вимірюють між площиною обертання гвинта та хордою профілю. Величина φ визначає для даного радіуса гвинта значення кроку hяк відстань, на яку просунувся б повітряний гвинт у неподатливому середовищі за один оборот

h=2r tgφ ns ,

де n s-кількість оборотів гвинта в секунду.

При експлуатації гвинтів значення кроку не заміряється, але термін «крок гвинта» набув поширення.

Кінематичними характеристиками гвинта є окружна, поступальна та результуюча швидкості перерізу лопаті, кути атаки та притікання потоку, коефіцієнт швидкості. У польоті перетин лопаті гвинта обертається із окружною швидкістю U=ωr=2πл s rі рухається поступово зі швидкістю польоту V.Крім цих основних

швидкостей, у площині обертання виникають індуктивні швидкості підсмоктування та закручування, які для спрощення тут не розглядаються. У цьому випадку результуюча швидкість Wвизначається за формулою

Напрямок швидкості Wутворює з хордою профілю кут атаки α, а зі швидкістю Uкут притікання струменя β. Тоді

φ=a+β,

β = arc tg = arc tg .

При постійних значеннях поступальної швидкості Vта кута установки φ зі збільшенням радіуса перерізу лопаті кут β зменшується, а кут aзбільшується.

Для того, щоб кожен переріз лопаті знаходився під одним і тим же найвигіднішим кутом атаки aнаїв (при якому аеродинамічна якість максимальна), необхідно зі зменшенням кута β зменшувати кут установки φ . Тому у лопаті повітряного гвинта кути установки в кореневій частині (у комля) найбільші, а до кінця лопаті зменшуються (рис. 4.6). Такий розподіл кутів установки перерізів лопаті називається геометричною круткою. Крутка має забезпечувати умову a=φ-β=const=a наїв.

Для визначення величини крутіння лопаті користуються поняттям відносної крутки перерізу лопаті (рис.4.7), порівнюючи кут φ установки будь-якого перерізу лопаті з кутом установки перерізу, розташованого на =0,75 і позначається у вигляді φ 0,75: =φ - φ 0,75 .Загальна крутка лопаті визначається різницею кутів установки на початку робочої частини лопаті φ roі на кінці лопаті φ R. Так як по радіусу гвинта кут установки лопаті змінюється, він вимірюється на номінальному радіусі r ном. Значення r номзазвичай береться рівним 1000 мм для гвинтів з D<4 м и 1600 мм для винтов с D>4м.

При постійних значеннях кута установки перерізу лопаті ( β та окружної лопаті польоту U) Кут атаки змінюється в залежності від швидкості польоту. При збільшенні швидкості Vкут атаки aзменшується, а при зменшенні V -збільшується. Для того, щоб при зміні швидкості польоту кут атаки aзалишався постійним, необхідно змінювати кут установки лопаті (рис. 4.8).

Це можливо шляхом повороту лопаті у гвинтовій втулці щодо власної осі гвинта. У разі ВФШ це досягається збільшенням окружної швидкості U(Збільшення частоти обертання гвинта).

4.4. АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ Гвинта

До аеродинамічних характеристик гвинта відносяться тяга Р, момент опору Мта потужність N, необхідні для обертання гвинта, та коефіцієнт корисної дії η в

Як зазначалося вище, лопаті гвинта, що знаходяться у обертальному та поступальному русі, мають різні швидкості руху по відношенню до потоку повітря, що набігає. Розглядаючи два перерізи лопаті (див. рис.4.9) на радіусах rі r+Δ rі отриману між цими перерізами частина лопаті називається елементом лопаті на радіусі r.Площа цього елемента лопаті буде dS = bdr.

У зверненому русі на вказаний елемент лопаті набігає потік зі швидкістю Vпаралельної осі гвинта, і, по-друге, потік зі швидкістю Uу напрямку, перпендикулярному швидкості V, що дають результуючу швидкість W-швидкість набігання потоку на елемент лопаті. Кут між вектором Wі хордою перерізу є кут атаки перерізу α .

Кут φ між хордою перерізу та вектором U(або, що теж, площиною обертання гвинта) є кут установки перерізу лопаті, а кут β між векторами швидкостей Uі W- Кут притікання. Такий елемент лопаті можна розглядати як крило та застосувати до нього загальні формули аеродинаміки.

Підйомна сила для елемента лопаті:

dY = C y d S ,(4.1)

та лобового опору

dX=C x dS. (4.2)

Як відомо з аеродинаміки, коефіцієнт лобового опору З xзалежить від відносного розмаху крила. Який відносний розмах приймати в даному випадку? На перший погляд, здається, що слід набути нескінченного розмаху; Але, як відомо з аеродинаміки, таке крило не матиме індуктивного опору. Тому воно не викликатиме індуктивних швидкостей, що суперечить тому, що має бути в струмені ідеального пропелера. Таким чином, якщо прийняти елемент лопаті за крило нескінченного розмаху, слід яким-небудь іншим шляхом знаходити викликану гвинтом швидкість, і тоді трикутник швидкостей в перерізі лопаті слід приймати, як показано на рис. 4.5. Для того щоб можна було скористатися цими формулами для визначення тяги та потужності елемента лопаті, слід прийняти в них З yі З xдля якогось фіктивного відносного розмаху, причому вважати, що елемент працює в лопаті ізольовано - без будь-якого впливу сусідніх елементів. Далі слід припустити, що вплив потоку на такий елемент, незважаючи на те, що він рухається по гвинтовій траєкторії, подібно до впливу потоку на крило, що рухається поступально. Це останнє припущення називається, як правило, гіпотезою плоских перерізів.

dY = З y b dr(4.3)

dX = З x b dr(4.4)

Абсолютні значення лінійних розмірів лопаті виражаються у відносній формі:

b = D, r =і dr=d

Висловимо Wчерез Uі β.

U=ώr=2πn s r= πn s(4.5)

W 2 = =(4.6)

Значення елементарної підйомної сили dYта сили опору dXз урахуванням (4.6) висловляться:

dY=C y =C y(4.7)

dX = C x = C x (4.8)

Спроектуємо підйомну силу і лобовий опір елемента допасти на два взаємно перпендикулярні напрямки - на напрям, паралельний осі гвинта, і на напрям, що збігається з площиною обертання гвинта (рис. 4.10).

Проекція dYна вісь гвинта дає тягу dPелемента лопаті:

dP=dYcosβ-dXsinβ= ()(4.9)

Проекція dXна площину обертання гвинта дає силу опору обертанню цього елемента:

dT=dYsinβ+dXcosβ= () (4.10)

Момент опору обертанню dMелемента лопаті:

dM = dT r = dT = ( ) . (4.11)

Потрібна потужність обертання dNелемента лопаті:

dN=dM ω= dM 2πn s = ( ) (4.12)

Загальні потяги Рта потужність Nдля гвинта з iлопатями виразяться відповідними інтегральними залежностями виразів (4.9) та (4.12):

P = (). (4.13)

N= () . (4.14)

У формулах (4.13) і (4.14) підінтегральні вирази є змінними функціями, що залежать від геометричних та аеродинамічних характеристик лопаті гвинта, і, позначивши їх відповідно З Р- Коефіцієнт тяги і З N- Коефіцієнт потужності, отримаємо остаточне вираження для тяги і потужності:

P = C P ρn 2 D 4 ,(4.15)

N = C N ρn 3 D 5 ,(4.16)

Коефіцієнт корисної дії гвинта η вможна записати у вигляді:

η в = = = = λ= π (4.17)

Відносна швидкість є відношення швидкості потоку, що набігає, до окружної швидкості на кінці лопаті:

Мал. 4.11а. Аеродинамічна характеристика гвинта

Тут відношення називається ходою гвинта (поступальне переміщення гвинта в податливому середовищі), а = - відносною ходою, тоді: = .

При підборі гвинта і при аеродинамічному розрахунку літака задається потужність, що передається двигуном на гвинт, і потрібно знання лише коефіцієнта корисної дії гвинта, - тягою гвинта при аеродинамічному розрахунку зазвичай не користуються. Зручно поєднати криві N і ηтак, щоб на кривих N були нанесені відповідні значення – η, тоді виходить діаграма, зображена на рис. 4.11а.

На ній по осі абсцис відкладені λ по осі ординат С N ; криві N розташовані за параметром кута установки гвинта φ; на кривих N нанесені точки відповідних ККД гвинта, при з'єднанні яких утворюються криві однакових ККД. Як видно, криві однакових ККД замкнуті і перетинаються відповідними кривими N двічі. Ядро цих замкнутих кривих відповідає найбільшому значенню ККД. Така діаграма називається аеродинамічною характеристикою гвинта.На діаграмі повинні бути позначені умови випробувань, тобто тип гвинтового приладу, діаметр випробуваного гвинта, тип гвинта або його геометрична характеристика, форми та розміри тіла за гвинтом, швидкість потоку та кількість обертів при випробуванні. Діаграма наведена на рис. 197 є основною для підбору гвинтів.

4.5. РЕЖИМИ РОБОТИ

Мал. 4.12. Робота гвинта на місці

При постійному куті установки лопаті jїї кут атаки α залежить від величини швидкості польоту (рис. 4.10). При збільшенні швидкості польоту кут атаки зменшується. У цьому випадку кажуть, гвинт «полегшується», оскільки момент опору обертанню гвинта зменшується, що спричиняє збільшення частоти його обертання. При зменшенні швидкості польоту, навпаки, кут атаки збільшується і гвинт затягується, частота його обертання знижується.

Потужність гвинта Nта коефіцієнт потужності C Nвважаються позитивними, коли момент, що крутить, від аеродинамічних сил гвинта протилежний напрямку його обертання.

Якщо крутний момент цих сил спрямований у бік обертання гвинта, тобто сила опору обертанню T<0, мощность винта считается отрицательной.

Нижче розглянуто найхарактерніші режими роботи гвинта.

Режим, за якого поступальна швидкість V=0,отже, λ і h врівні нулю, називається режимом роботи гвинта на місця(Рис. 4.12). На рис. 4.11 цього режиму відповідає точка а,де коефіцієнти тяги Срта потужності C Nзазвичай мають максимальні значення. Кут атаки лопатей ά при роботі гвинта на місці приблизно дорівнює куту установки φ. Так як h = o,то гвинт під час роботи дома ніякої корисної роботи не виробляє.

Режим роботи гвинта, коли за наявності поступальної швидкості створюється позитивна тяга, називається пропелерним режимом(Рис.4.13). Він є основним і найбільш важливим режимом роботи, який використовується при рулюванні, зльоті, наборі висоти, горизонтальному польоті літака та частково - на зниженні та посадці. На рис. 4.11 цьому режиму польоту відповідає ділянка аб.У міру збільшення відносної ходи зменшуються значення коефіцієнтів тяги і потужності. Коефіцієнт корисної дії гвинта при цьому спочатку зростає, досягаючи максимуму в деякій точці б,а потім падає.

Крапка бхарактеризує оптимальний режим роботи гвинта для даного значення кута установки лопатей j. Таким чином, пропелерному режиму роботи гвинта відповідають позитивні значення коефіцієнтів З P, C Nі h в.Такі умови польоту зазвичай виникають при зниженні літака. У силових установках з ВФШ можливе розкручування гвинта.

Рис.4.15. Робота гвинта на режимі гальмування

Режим роботи, у якому гвинт не створює ні позитивної, ні негативної тяги (опору), називається режимом нульової тяги. У цьому режимі гвинт як би вільно загвинчується у повітря, не відкидаючи його і не створюючи тяги (рис. 4.14). Режим нульової тяги на рис. 4.11 відповідає точка в. Результуюча сила dRвиявляється у третьому квадранті. Тут коефіцієнт тяги З рі к. п. д. гвинта h врівні нулю. коефіцієнт потужності C Nмає деяке позитивне значення, що відповідає витратам енергії на подолання обертання гвинта. Кут атаки лопатей при цьому, як правило, дещо менший за нуль.

Режим роботи гвинта, коли створюється негативна тяга (опір) при позитивній потужності на валу двигуна, називається режимом гальмування, або гальмівним гвинтовим режимом (рис.4.15). У цьому режимі кут притікання струменів β більше кута установки φ , тобто. кут атаки лопатей α- величина негативна. У разі повітряний потік надає тиск на спинку лопаті, ніж створює негативну тягу, т.к. результуюча сила dRвиявляється у третьому квадранті. На рис.4.11 цьому режиму роботи гвинта відповідає ділянка, укладена між точками ві г, на якому коефіцієнти Срі η вмають негативні значення, а значення коефіцієнта З Nзмінюються від деякого позитивного значення до нуля.

Рис.4.16 Робота гвинта на режимі авторотації

Як і попередньому випадку, подолання моменту опору обертанню гвинта потрібна певна потужність двигуна. Негативна тяга гвинта використовується для скорочення довжини пробігу після посадки. Для цього лопаті спеціально переводять на мінімальний кут установки φ min, при якому під час пробігу літака кут атаки α негативний.

Режим роботи, коли потужність на валу двигуна дорівнює нулю, а гвинт обертається за рахунок енергії потоку, що набігає (під дією аеродинамічних сил, прикладених до лопат), називається режимом авторотації(Рис. 4.16). Двигун при цьому розвиває потужність N, необхідну лише подолання внутрішніх сил і моментів опору, що утворюються при обертанні гвинта.

Результуюча сила dR= - dPорієнтовано строго по осі обертання гвинта та спрямоване проти польоту літака. На рис. 4.11 цьому режиму відповідає точка м.Тяга гвинта, як і режимі гальмування, негативна.

Мал. 4.17. Робота гвинта на режимі вітряка

Режим роботи, при якому потужність на валу двигуна негативна, а гвинт обертається за рахунок енергії потоку, що набігає, називається режимом вітряка(Рис. 4.17). На цьому режимі гвинт не тільки не споживає потужності двигуна, а сам обертає вал двигуна за рахунок енергії потоку, що набігає. На рис. 4.11 цьому режиму відповідає ділянка правіше точки гі тоді, розглядаючи гвинт як джерело енергії, h в> 0

Режим вітряка застосовують для запуску двигуна, що зупинився в польоті. У цьому випадку вал двигуна розкручується до необхідної для запуску частоти обертання, не потребуючи спеціальних пускових пристроїв.

Гальмування літака під час пробігу здійснюється переведенням лопатей гвинта на мінімальний кут установки і починається на режимі вітряка, послідовно проходячи стадії, авторотації, гальмування, режиму нульової тяги. Зі зменшенням швидкості пробігу гвинт починає працювати в режимі мінімальної тяги

4.6. КЛАСИФІКАЦІЯ Гвинтів змінного кроку

Раніше було показано, що величина кута атаки лопатей при незмінному куті установки φ залежить від швидкості польоту. У ВФШ при малих швидкостях польоту (зліт) кути атаки перерізів лопатей близькі до кутів установки лопатей, що спричиняє затягування гвинта. У цьому випадку потужність двигуна недостатня для розкручування гвинта до злітних (максимальних) обертів. У горизонтальному польоті при великій поступальній швидкості кут атаки лопатей може істотно зменшитися, що створить надмірну потужність двигуна (порівняно з гвинтом), яка призведе до зростання обертів до неприпустимо великих значень, при яких не забезпечується надійність роботи двигуна.

У минулому, коли діапазон швидкостей польоту літаків був невеликим, застосовувалися гвинти фіксованого кроку. У міру вдосконалення літаків і збільшення діапазону швидкостей польоту з'явилася потреба в гвинтах кроку, що змінюється. Перші ВІШ мали порівняно невеликий діапазон зміни кутів установки лопат, який зазвичай не перевищував 10°. Це були, як правило, дві крокові гвинти. Зліт і набір висоти в цьому випадку проводилися на малому куті установки (малому кроці), що дозволяє отримати злітну частоту обертання двигуна ротора при роботі на місці. При переході на горизонтальний політ лопаті перекладалися великий крок з допомогою спеціальних механізмів.

З подальшим збільшенням діапазону швидкостей польоту літаків і, отже, зі збільшенням діапазону зміни кутів установки лопатей стали застосовувати гвинти з автоматичними системами регулювання частоти обертання шляхом зміни кута установки залежно від режиму польоту.

Залежно від джерела енергії для примусового переміщення лопатей щодо їх поздовжніх осей ВІШ поділяються на:

Механічні (енергія відбирається від двигуна за допомогою диференціального шестерного механізму або від зусилля льотчика);

Електричні, в яких переміщення лопатей проводиться за допомогою електричного двигуна, розміщеного в коку гвинта та пов'язаного з комлями лопатей конічної шестерної передачі;

Гідравлічні, в яких силовим елементом є гідропоршень у коку гвинта, поступальне переміщення якого перетворюється за допомогою кривошипно-шатунного механізму в обертальний рух лопатей.

В основі регулювання ВІШ лежить підтримка постійних оборотів гвинта (двигуна) незалежно від потужності двигуна, що розвивається, за рахунок зміни кута установки лопатей за допомогою відцентрового регулятора.

При відхиленні від рівноважного режиму двигуна в бік більшої потужності, що розвивається, спроба збільшити його обороти парується установкою лопатей на більший кут. І тут частота обертання гвинта залишається колишньому рівні (у межі допуску) з одночасним збільшенням тяги. При відхиленні режиму у бік зменшення процес регулювання у зворотному напрямі.

Гвинти з такими системами регулювання частоти обертання отримали назву автоматичних повітряних гвинтів. Конструктивно гвинти автоматичні є дуже складними агрегатами, успішна експлуатація та технічне обслуговування яких можливі лише за умови глибокого вивчення принципів їх роботи та правил технічної експлуатації.

4.7. СИЛИ ТА МОМЕНТИ, ЩО ДІЮТЬ НА ЛОПОСТІ

Відцентрові сили лопатей та їх моменти

На поперечному перерізі довільного радіусу лопаті виділимо кінцеві елементарні маси. При обертанні гвинта на ці елементи лопаті діють відцентрові сили, спрямовані по радіусу від осі обертання і лежать у площині обертання цих елементів.

Вектори відцентрових сил dP ц1і dP ц2крайніх частин елемента лопаті (рис. 4.18) спрямовані від осі обертання та перпендикулярні до неї. Їх можна розкласти у відповідних площинах обертання на осьові та нормальні складові. dK 1 ,dK 2і df 1 , df 2. Останні сили показані також на поперечному перерізі лопаті.

Розкладання векторів відцентрових сил для інших таких же частин перерізу, розташованих між передньою та задньою кромками в межах цього ж перерізу лопаті, дає епюру поперечних складових відцентрових сил (рис. 4.19) Поперечні складові відцентрових сил (рис. 4.18) змінюють свій напрямок при переході через вісь лопаті. Замінюючи сили одного напряму, що відповідають рівнодіючим dF 1і dF 2 ,отримуємо момент М цвід поперечних складових відцентрових сил, що прагне повернути лопату на зменшення кута установки.

У гвинтах змінного кроку поворот лопатей на необхідний кут установки відбувається щодо осей, що збігаються з осями комлевих (циліндричних) частин лопатей.

Величина моменту М ц,залежить від частоти обертання гвинта, матеріалу, геометричних розмірів, кутів установки та крутки лопаті.

Аеродинамічні сили та їх моменти

Аеродинамічні сили з'являються в результаті впливу повітряного потоку на лопату і розподіляються по всій поверхні. Таку схему навантаження лопаті можна розглядати, як жорстко закріплену одним кінцем балку, схильну до дії розподіленого аеродинамічного навантаження, що створює згинальний і крутний моменти.

Рівнодійна аеродинамічна сила елемента лопаті прикладена в центрі тиску, який зазвичай знаходиться попереду осі обертання лопаті (див. рис. 4.5) і прагне повернути останню у бік збільшення кута установки. Величина сумарного моменту аеродинамічних сил лопаті для гвинта залежить від кутів атаки лопаті і величини результуючої швидкості потоку, що набігає. Значення моменту аеродинамічних сил невелике.

При негативних кутах атаки лопатей напрям рівнодіючої сили змінюється так, що моменти, що крутять, аеродинамічних сил в цьому випадку прагнуть повернути лопаті в бік зменшення кута установки.

Відцентрові сили противаг та їх моменти

Зазвичай величина крутного моменту від аеродинамічних сил невелика, тому він не може бути використаний як самостійне джерело енергії для повороту лопатей у бік збільшення кута установки. У зв'язку з цим на деяких гвинтах кроку, що змінюється, додатково встановлюють спеціальні противаги (вантажі), які за допомогою кронштейнів закріплюють до комлевих частин лопатей (рис. 4.20).

При обертанні гвинта виникають відцентрові сили противаг Р пспрямовані від осі обертання. Противаги щодо лопатей розміщують таким чином, щоб складові Р nна плечі hстворювали крутний момент лопаті М ц = Р nf h,що прагне повернути лопату у бік збільшення кута установки. Величина крутного моменту противаг М цзалежить від їхньої маси, відстані від осі обертання, плеча hта частоти обертання гвинта. Всі ці параметри вибирають з таким розрахунком, щоб спільна дія двох моментів, що крутять, від відцентрових сил противаги і аеродинамічних сил забезпечувало поворот лопаті у бік збільшення кута установки з необхідною інтенсивністю повороту. Складова Р пкпротиваги, спрямована вздовж лопаті, викликає згинальний момент, який сприймається кронштейном противаги.

4.8. СХЕМИ РОБОТИ ПОВІТРЯНИХ Гвинтів З ГІДРАВЛІЧНИМИ МЕХАНІЗМАМИ ПОВЕРНЕННЯ Лопатей

В даний час у гвинтовій авіації найбільшого поширення набули гідравлічні гвинти, у яких зміна кутів установки лопатей здійснюється під тиском олії. За принципом дії вони поділяються на двох сторонні та одне сторонні гвинти. У гідравлічних односторонніх гвинтах масло (від системи охолодження двигуна) від спеціального насоса під підвищеним тиском подається в одну із порожнин гідроциліндра через золотник відцентрового регулятора. Інша порожнина постійно з'єднана зі зливною магістраллю, що є системою живлення двигуна ( Р м)

Односторонній гвинт зворотної дії

Кінематична схема гвинта (див. рис.4.21) виконана так, що збільшення кута установки лопатей відбувається при переміщенні поршня 2 вправо, коли тиск у порожнині А перевищить тиск у порожнині Б. Зменшення кута установки здійснюється під дією моменту від поперечних складових відцентрових сил лопаті М ц/бшляхом зливу олії із порожнини А гідроциліндра.

Загалом на лопату діють моменти: М ц/б– момент від поперечних складових відцентрових сил, спрямований на зменшення кута установки лопаті j;зустрічно йому направлено момент від аеродинамічних сил М а/ді момент, що діє в тому ж напрямку, від тиску в порожнині А на поршень – М О.

На рівноважному режимі, коли пружина 7 врівноважує зусилля від відцентрових грузиків 6, бурт золотника 5 перекриває порожнину циліндра А 1 і створює в ньому гідроупор, який сприймає зусилля від М ц\бі лопата знаходиться у фіксованому положенні.

У разі збільшення потужності двигуна (зростає подача палива) за збереження колишньої потужності споживання гвинтом, відбудеться зростання обертів двигуна. Це викликає збільшення відцентрових сил грузиків 6 і золотник 5 відкриє доступ маслу в порожнину А. У цьому випадку М А+Мад > М цбщо викличе переміщення лопаті на більший кут j.Зі збільшенням споживаної потужності гвинтом частота його обертання знижується до заданої величини та встановлюється рівноважний режим.

Зі зменшенням потужності двигуна (скорочення подачі палива) процес відбувається у зворотному порядку. Особливістю таких гвинтів є їхня відносна простота конструкції. До недоліків слід віднести можливість розкручування гвинта при порушенні герметичності порожнини А гідроциліндра. Під дією М ц\блопаті можуть переміститися на мінімальний кут установки. З цією метою необхідно передбачати в конструкції гвинта спеціальні упори, що унеможливлюють переміщення поршня при розгерметизації порожнини А.

Односторонній гвинт прямої діїмає механізм повороту лопатей з одностороннім підведенням олії. У ньому сила тиску олії використовується лише перекладу лопатей зменшення кутів установки (рис. 4.22).

Для перекладу лопат на збільшення кутів установки застосовуються противаги так, що момент від поперечних складових відцентрових сил М гспрямований зустрічно М ц/б.Таким чином, у бік зменшення кута установки лопаті повертаються при виконанні наступної нерівності: М + М ц/б >М гр. + М а/д.

У цьому випадку олія подається в порожнину Ачерез золотниковий канал відцентрового регулятора.

Лопаті у бік збільшення кута установки повертаються за умови: М гр. + М а/д > М А + М ц/бщо має місце при зливі олії з порожнини Ав картер двигуна у зв'язку з переміщенням золотника нагору за рахунок збільшених відцентрових сил грузиків регулятора. Застосування противаг у механізмі повороту лопатей має велике значення у забезпеченні безпеки польоту при зниженні тиску в маслосистемі. У цьому випадку виключається можливість повороту лопатей гвинта у бік малих кутів установки, а отже, розкручування гвинта та появи негативної тяги. Однак наявність противаг збільшує масу гвинта.

У гвинтах двосторонньої діїтиск масла використовується як для збільшення, так і зменшення кута установки лопатей (мал. 4.23) залежно від положення золотника 5 масло від насоса може потрапляти як у порожнину А, так і в порожнину Б циліндра. Поршень з'єднаний з лопатою таким чином, що при його поступальному русі лопата здійснюватиме обертальний рух щодо своєї осі.

Якщо масло від насоса надходитиме в порожнину А, то з порожнини Бвоно зливатиметься. Тоді співвідношення моментів:

М А + М а / д> М Б + М ц / б,

де М А - А.

У цьому випадку кут установки лопат буде збільшуватися. При подачі олії в порожнину Б із порожнини А масло зливатиметься і кут установки лопатей зменшиться. Співвідношення моментів у цьому випадку буде

М А + М а/д,< М Б + М ц/б ,

де м Б -момент, що створюється силою тиску олії в порожнині Б.

З розгляду роботи гвинтів двосторонньої дії видно, що моменти, що створюються силою тиску олії, є керованими. Вони визначаються положенням золотника . Моменти M а/д,і М ц/б, що постійно діють, та управлінню не піддаються.

4.9. СПІЛЬНА РОБОТА Гвинта та регулятора

На сучасних літаках з ТВД застосовуються лише автоматичні гвинти, навіщо у розглянутих вище системах регулювання встановлюються регулятори частоти обертання з датчиком відцентрового типу (рис.4.21). Призначення регуляторів полягає в тому, щоб, працюючи спільно з ВІШ, автоматично підтримувати задану частоту обертання постійного ротора двигуна. Задається вона ступенем стиснення пружини регулятора за допомогою механізму налаштування 7 .

Припустимо, що регулятор вже задана деяка частота обертання. Вона автоматично підтримується постійною системою гвинт-регулятор у такий спосіб. Під час роботи двигуна на золотник 5 регулятора безперервно діють дві сили: пружна сила пружини 7, що прагне опустити золотник вниз, і відцентрові сили грузиків 6 , прагнуть підняти золотник вгору. Якщо двигун працює на режимі, коли частота обертання підтримується постійною, золотник 5 знаходиться в нейтральному положенні (канали для проходу масла перекриті буртиками золотника), а між пружною силою пружини і відцентровими силами грузиків встановлюється рівновага. Частота обертання ротора двигуна, що відповідає цьому положенню, називається рівноважною або заданою. Очевидно, чим більше стиснута пружина, тим більші будуть потрібні відцентрові сили грузиків, а, отже, і більша частота обертання ротора двигуна для утримання золотника в нейтральному положенні і навпаки.

Припустимо, що частота обертання ротора двигуна з якоїсь причини змінилася, наприклад, збільшилася. Очевидно, це можливо або при збільшенні потужності двигуна, або при зменшенні потужності, що поглинається гвинтом.

Розглянемо найпростіший випадок - збільшення потужності двигуна за рахунок збільшення подачі палива (при переміщенні важеля керування двигуном (РУД) уперед). При цьому порушується рівність потужностей двигуна та гвинта, внаслідок чого частота обертання ротора двигуна збільшується. На це реагує відцентровий регулятор частоти обертання, який має підтримувати її незмінною. При збільшенні частоти обертання збільшуються відцентрові сили грузиків 6 , які, долаючи пружну силу пружини, піднімають золотник 5 вгору. У цьому випадку олія з високим тиском піде в порожнину А, а з порожнини Бвоно зливатиметься в двигун.

Моментами сили тиску олії та аеродинамічних сил лопаті будуть повертатися у бік збільшення кута установки, долаючи при цьому момент поперечних складових відцентрових сил лопатей. Таким чином, гвинт «затягуватиметься», його момент опору обертанню збільшиться, а, отже, збільшується і споживана ним потужність. Процес затягування гвинта продовжуватиметься до відновлення заданої частоти обертання, коли в міру зменшення відцентрових сил грузиків золотник регулятора буде повернений пружиною в нейтральне положення та перекриє масляні канали.

При зменшенні потужності двигуна (за рахунок скорочення подачі палива) спостерігатиметься зворотна картина. Частота обертання ротора двигуна почне знижуватись, від чого пружна сила пружини, долаючи відцентрові сили грузиків, опустить золотник униз. У цьому випадку масло від насоса надходить у порожнину Б, а з порожнини Авоно зливається у двигун. Лопаті гвинта під дією моменту сили тиску олії (в порожнині Б) і моментів поперечних відцентрових сил, долаючи моменти аеродинамічних сил, повертатимуться у бік зменшення кутів установки. Гвинт при цьому робиться легше, тому що споживана ним потужність зменшується. Процес полегшення гвинта закінчиться, коли задана частота обертання відновиться і золотник повернеться до нейтрального положення.

Дросельна характеристика гвинта.

Описаний процес регулювання частоти обертання при зміні подачі палива представлений графіками (рис. 4.24), де показані залежності потужностей двигуна та гвинта від частоти обертання за різних витрат палива.

Потужність двигуна, що розвивається N двмає (з певною похибкою) статечну залежність від частоти обертання: N дв ~ n (2...3)В той час як споживана потужність гвинтом N вмає більшу залежність від його оборотів: N ~ n 5 .Вихідним режимом роботи силової установки є точка перетину кривої потужності двигуна, що відповідає витраті палива Q T 0, з кривою потужності гвинта, лопаті якого встановлені під кутом φ 0 . Цьому режиму роботи силової установки, що встановився, відповідає частота обертання. п 0 .При збільшенні подачі палива характеристика потужності двигуна буде вище вихідної (зображена пунктиром Q T 1>Q T 0) внаслідок вищої температури газів перед турбіною. Як видно з графіка, перетин кривих потужності гвинта при φ 0 і потужності двигуна при Q T 1>Q T 0відповідає частоті обертання, яка більша п 0 .У цьому випадку відцентровий регулятор, забезпечуючи сталість частоти обертання, переставить лопаті на більший кут установки. φ 1(пунктирна крива потужності, гвинта при φ 1>φ 0 ), що спричинить зниження оборотів, до раніше встановлених п 0.

Таким чином, зі збільшенням подачі палива, а, отже, і зі збільшенням потужності двигуна гвинт буде затягуватися, тобто кут установки лопатей збільшується і зростає тяга. При зменшенні подачі палива, навпаки, регулятор, підтримуючи задану частоту обертання, переводить лопаті на менші кути установки, зменшуючи тягу двигуна. Якісний характер зміни кута установки лопатей від подачі палива Q Tдвигун представлений на рис 4.25.

Швидкісна характеристика гвинта.

Розглянемо тепер роботу системи гвинт-регулятор при зміні швидкості польоту та постійній подачі палива у двигун. Припустимо, літак переводиться з режиму набору висоти в режим горизонтального польоту або з режиму горизонтального польоту режим зниження. І в тому й іншому випадку швидкість польоту збільшиться при постійній подачі палива.

На рис. 4.26 представлені графіки зміни потужності ВМД - N дві споживаної повітряним гвинтом потужності N вв залежності від швидкості польоту V. В області дозвукових швидкостей польоту потужність (що і тяга) двигуна N двзі збільшенням швидкості польоту трохи знижується в той же час N впадає інтенсивніше. При швидкості V 0система двигун - гвинт працює на рівноважному режимі ( N дв=N в). Зі збільшенням швидкості польоту до V 1виникає надлишок потужності ( N дв > N в), що викликає зростання обертів гвинта. Прагнучи утримати оберти на заданому значенні, відцентровий регулятор обертів переставить лопаті на великі кути установки φ 1Це спричинить зниження оборотів за рахунок більшої споживаної потужності гвинта N (φ 1)і рівноважний режим відновлюється, але при великих значеннях кутів установки лопатей.

Характер зміни φ=f(V)показаний на графіку рис.4.27.

При зменшенні швидкості польоту процес регулювання відбувається у зворотному порядку. При зменшенні швидкості польоту кут атаки лопат збільшується, а, отже, гвинт робиться «важчим». Частота обертання у своїй знижується, а регулятор, прагнучи підтримати задане значення, переводить лопаті на менші кути установки.

Висотна характеристика

Система гвинт-регулятор реагуватиме і на зміну висоти польоту, так як характеристика двигуна і гвинта по висоті змінюються неоднаково.

Висотна характеристика ТВД N дв = f (h), представлена ​​на графіку рис.4.28 (верхня ламана крива) має два характерні зламу. На землі потужність двигуна визначається мінімальною подачею палива в двигун, що відповідає потрібній злітній потужності. В інтервалі висот (0…h 1)збереження постійної потужності (N дв=const)за рахунок підвищення температури газів перед турбіною до максимально допустимої (збільшення подачі палива) Т г мах. На висотах від h 1до h=11кмвідбувається падіння потужності двигуна. У цьому діапазоні висот зменшення щільності повітря атмосфери частково компенсується зростанням ступеня стиснення повітря компресора, пов'язане зі зниженням температури атмосфери ( N дв ~ρ (0.8...0.9)).

На висотах понад 11 км, де температура навколишнього повітря стала, потужність двигуна знижується пропорційно зменшенню щільності повітря ρ .

Потужність гвинта, як випливає з рис.4.28 (серія кривих при різних φ), знижується з підйомом на висоту пропорційно до зміни щільності повітря ρ .

Якщо припустити, що кут установки лопатей гвинта φ 0 на землі відповідав умові N дв.=N ст., то при збільшенні висоти польоту N дв. >N в. Така невідповідність N дв.і N ввикликає збільшення частоти обертання, але регулятор, підтримуючи задане значення, переводить лопаті гвинта великі кути установки.

Таким чином, зі збільшенням висоти польоту до h 1відбувається інтенсивне збільшення кутів установки лопатей; на висотах (h 1 …11) кмкути продовжують зростати, але з меншою інтенсивністю; на висотах більше 11 км кут установки залишається постійним, оскільки зміна потужностей двигуна і гвинта однаково пропорційні зміні густини повітря.

При зменшенні висоти польоту процес зміни кута установки буде зворотним, тобто лопаті гвинта будуть переводитися на менші кути установки. Характер зміни кута установки лопаті показано на рис. 4.29.

4.10. АЕРОМЕХАНІЧНІ Гвинти

На літаках із двигунами невеликої потужності застосовують аеромеханічні гвинти, у яких лопаті повертаються автоматично, без використання сторонніх джерел енергії та регулятора частота обертання. Таким чином, аеромеханічні гвинти є автономними та автоматичними. Автоматичний поворот лопат досягається за рахунок зміни в польоті величини крутних моментів, що діють на лопаті гвинта.

У звичайних гвинтів величина моментів аеродинамічних сил невелика, а напрямок їх дії визначається величинами кутів атаки. Якщо лопатям надати спеціальну форму або вигнути їх на кут γ (рис. 4.30) щодо осі повороту лопаті, то за рахунок зміни положення центру тиску моменти аеродинамічних сил забезпечуватимуть поворот лопаті у втулці у бік зменшення кута установки. На лопаті аеромеханічних гвинтів встановлюються противаги, які створюють моменти, що крутять, спрямовані в бік збільшення кута установки (затягування гвинта).

На лопаті аеромеханічних гвинтів встановлюються противаги, які створюють моменти, що крутять, спрямовані в бік збільшення кута установки (затягування гвинта). Моменти поперечних складових відцентрових сил лопатей М цпрагнуть розгорнути лопаті у бік зменшення кута установки лопаті. Моменти М ц, створювані противагами, більше моментів, створюваних поперечними складовими відцентрових сил лопатей. На встановлених режимах співвідношення моментів має забезпечувати умову

М п = М ц + Ма.

Однак значення зазначених вище моментів залежно від режиму польоту змінюються, тому вибір правильного співвідношення крутних моментів, що діють на лопаті гвинта в широкому діапазоні зміни кута установки, є дуже важливим і складним завданням. Це співвідношення моментів має забезпечувати «затягування» гвинта зі збільшенням швидкості польоту, і, навпаки, зі зниженням швидкості польоту гвинт має «полегшуватися». Частота обертання при постійному режимі роботи двигуна повинна залишатися постійною.

Відповідно до цього при роботі двигуна на місці, коли тяга гвинта максимальна, а, отже, максимальний момент, що крутить, від аеродинамічних сил, лопаті гвинта встановлюються на упор мінімального кута. Цим забезпечуються отримання злітної (максимальної) частоти обертання ротора двигуна та найвигідніші умови зльоту літака.

У польоті, зі збільшенням швидкості, тяга гвинта зменшується, зменшуються і моменти Ма,а моменти відцентрових сил противаг і лопатей, які залежать від швидкості польоту, зберігають колишні значення (при n=const). В результаті співвідношення моментів зміниться і лопаті поступово повертатимуться у бік збільшення кута установки, запобігаючи розкрутці гвинта. Очевидно, при зменшенні швидкості польоту картина буде зворотною. Таким чином, лопаті аеромеханічного гвинта автоматично, залежно від швидкості польоту, змінюють кут установки. Частота обертання гвинта у своїй змінюється, але у порівняно невеликих межах.

До переваг цього типу гвинтів відносяться: простота конструкції та експлуатації, малі маса та габарити втулки гвинта, а до недоліків - зниження заданої частоти обертання в міру підйому літака, що викликає зниження потужності двигуна. З підйомом на висоту через зменшення щільності повітря тяга гвинта зменшується. Це викликає затягування гвинта та зниження частоти обертання та потужності двигуна. Возн