Текст
А. С. КРАЙЁЦ
okb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ХАРАКТЕРИСТИКИ
ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ
Утверждено ГУ УЗ НК АП в качестве учебного
пособия для авиационных втузов НК АП
ГОСУДАРСТВЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО ОБОРОННОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ
МОСКВА 1941
В книге рассматриваются геометрические, аэродинамические и конструк-
тивные характеристики воздушных винтов и методы подбора винта к самолету
Исследуется взаимное влияние винта и самолета н влияние числа Бэрстоу
на характеристики винта Даны различные способы построения характеристик
винтомоторной группы Исследуются также особые режимы работы вннта
(нулевая, статическая н отрицательная тяга), лобовое сопротивление и харак-
теристики винтов на малых скоростях
В книге помещены характеристики 40 современных воздушных винтов
Книга может служить учебным пособием при изучении экспериментальной
аэродинамики и воздушных винтов, а также справочным пособием при про-
ектировании самолетов Она предназначена для инженеров и техников
конструкторских бюро авиазаводов и студентов авиационных втузов.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ПРЕДИСЛОВИЕ
Вопросы подбора винта и построения характеристик винтомоторной
группы занимают значительное место в аэродинамическом расчете само-
лета Не так давно одновременно с проектированием самолета приходилось
также проектировать винт. Сейчас в большинстве случаев винт не проек-
тируют, а подбирают из числа испытанных, что ускоряет процесс проек-
тирования самолета и получение виита.
Несмотря иа обилие экспериментального материала по винтам, пользо-
вание им затруднено, так как он разбросан по различным источникам, не
систематизирован и дается в различных коэфициентах и обозначениях.
Настоящая работа, являющаяся переработкой книги автора „Подбор
винта к самолету и характеристики воздушных винтов" [25], дает в рас-
поряжение конструктора систематизированный материал по характеристи-
кам современных винтов различной формы и числа лопастей, испытанных
как изолированно, так и в присутствии моторных и самолетных агрегатов.
Из разнообразных типов графиков аэродинамических характеристик
винтов предпочтение было отдано так называемым нормальным диаграммам
в виде зависимостей коэфициеита мощности от относительной поступи
винта при разных углах установки лопастей с нанесенными кривыми рав-
ных коэфициеитов полезного действия, а также американским диаграммам
аэродинамических характеристик в функции коэфициеита быстроходности.
Для других типов графиков, имеющих меиыпее распространение, ука-
заны только способы их построения и пользования ими.
Для удобства расчетов нормальные диаграммы аэродинамических ха-
рактеристик даны в одном масштабе, что облегчает сравнение винтов и
выбор из них наиболее полно соответствующего поставленным условиям.
Увеличение высоты и скорости полета, повышение оборотов и мощ-
ности моторов привело к усложнению расчетов, необходимых для опре-
деления характеристик винта, так как приходится вносить в них ряд
поправок, обусловленных влиянием сжимаемости воздуха при больших
скоростях конца лопасти и взаимным влиянием винта и самолета. Попра-
вочные коэфициенты систематизированы и могут быть получены при
помощи довольно простых номограмм.
Появление винтов изменяемого шага современных конструкций с боль-
шим диапазоном углов поворота лопастей, открывшее возможность полу-
чения отрицательной тяги, заставило уделить внимание этому вопросу,
дать способы вычисления отрицательной тяги и рассмотреть ее примене-
ние в различных условиях полета.
3
Разделы, посвященные подбору винта и редукции, построению характе-
ристики мотора и винтомоторной группы с учетом всех особенностей,
вводимых в современные расчеты (число Бэрстоу, взаимное влияние винта
и самолета, скоростной наддув, реактивная тяга выхлопных газов и др.),
сопровождаются примерами, которые должны облегчить читателю усвоение
основной методики.
В подготовке книги к печати значительную помощь оказали редактор
Оборонгиза т. Теуш В. Л. и просмотревший книгу перед сдачей в печать
т. Халезов Д. В., которым приношу благодарность.
А. Кравец
1
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
Латинский алфавит
— коэфнциент падения мощности мотора с поднятием на высоту при постоянных
Ва
Вр
оборотах I А = к
\ ло /
— число Бэрстоу-Маха ^Ва =
— коэфицнент нагрузки тягой на ометаемую винтом площадь
( _ F 2Р _ 150мЛ
\ВР- д - рИ2Г “ p|/3F /’
Вт — коэфицнент нагрузки мощностью на ометаемую винтом площадь
/ Т Р \
\ в - F - 150 _ F _ ).
\ т qV pF И8 \q ~ 7} /’
^кр —хорда крыла, м;
Ъ — ширина лопасти вннта, м\
г А- Ь А
о —относительная ширина лопасти винта f Ь — "Г}]'
~ гмр<~ / r lb i £ср\
Ъ — относительное дакрытне диска винта ( b = J ;
С — скорость звука, м]сек\
с
с
с
с&
сх
сх
СУ
с>
D
—коэфиниеит обдувки;
— максимальная толщина профиля, м\
— относительная толщина профиля
— коэфицнент быстроходности
Р
75Nn?
— коэфнциент лобового сопротивления в безмоторном полете
— коэфнпиент лобового сопротивления в моторном полете;
— коэфнциент подъемной силы в безмоторном полете
— коэфнпиент подъемной силы в моторном полете;
— диаметр винта, л ;
— полная ометаемая винтом площадь, м
— ометаемая винтом площадь за вычетом нейтральной нерабочей части, м*
(в -
V ~ 4 /
У _ 2Г \
~ qs ~ р V*s)’'
/м —мидель мотогондолы,
5
/фюз—мидель фюзеляжа, лг;
G — вес, кг\
g — ускорение силы тяжести, м]секг\
Н — высота полета, м\
На — поступь внита (на = — Y
\ У
Н — геометрический шаг винта, м\
На —динамический шаг внита, л;
h — торможение скорости винтом;
(Н \
Л » -р-);
i — число лопастей винта;
/• м
/р — число редукции I /р = — I;
у лм /
KrQa— поправочный коэфнцнент, учитывающий влияние числа Бэрстоу иа к. п. д. винта;
/СЕ —коэфнцнент влияния самолета на скорость у винта
— поправочный коэфнцнент, учитывающим взаимное влияние винта и ' самолета на
к. п. д. винта
1 — с \
I — размах крыла, ж;
М — крутящий момент, кгм\
Md — модуль винта
со 2телс 2те у
N — мощность, л. с.;
п —число оборотов винта в минуту;
пм — число оборотов мотора в минуту;
nz —число оборотов винта в секунду;
Р —тяга винта, кг
(Р = арл* Р«);
Р
Pk
Ч
R
— барометрическое давление, мм рт. ст.;
— давление наддува;
— скоростной напор
— радиус винта, м;
— радиус сечения (расстояние рассматриваемого сечения винта от^центра), -и;
„ /— г X
— относительный радиус сечения винта 1г = )>
Re
S
и
v
V
W
— число Рейнольдса;
— площадь, мг;
— мощность, кгм!сек}
— абсолютная температура воздуха;
— окружная скорость, м!сек\
— рабочий объем цилиндра, л;
— скорость полета, м!сек\
— относительная скорость I V = -тт = — );
— результирующая скорость конца лопасти, м}сек
6
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
сила лобового сопротивления, кг
(х ^cxqS^~-cxfSv\
\ J
подъемная сила, кг
Греческий алфавит
угол атаки;
коэфнцнент тяги
а — —7.- I j
производный коэфнцнент тягн
“ ~ X2 “рУЧ)2/
Ж f0 75 ЛГ\
коэфнцнент мощности / 8= —----= — ----i;
рл* D« pnj! D5 )
/ » В 15 N \
Производный коэфициент МОЩНОСТИ = -yj- — Д/ЗД2 у*
значение ₽ при максимальном к. п. д.;
весовая плотность воздуха, KzjM2', ф.
удельный вес материала, кг}м?\
Ро .
с
относительная плотность воздух
коэфнцнент увлечения скорости;
коэфициеит полезного действия (к. п. д.);
относительная поступь винта fx = —
/ /2
удлинение крыла I X = -$
значение X при максимальном к. п. д.;
нерабочая часть винта, занятая втулкой нлн обтекателем
кг/сек2 \
л* Г
массовая плотность воздуха
угол установки лопасти;
коэфнцнент момента винта
М
р«с D5
производный коэфнцнент момента винта
производный коэфнцнент момента по оборотам
( М \
X
Xя
угловая скорость вннта (<о = 2клс);
СОКРАЩЕНИЯ
ВИШ — винт изменяемого в полете шага;
ВФШ — винт фиксированного шага;
ВМГ — винтомоторная группа,
MCA — международная стандартная атмосфера;
ХЕМГ— xapaKTef нстики винтомоторной группы;
NACA— National Advisory Committee for Aeronautics;
ARC — Aeronautical Research Committee;
R<£M — Reports and Memoranda;
NPL— National Physical Laboratory;
DVL — Deutsches Vereln fur Luftfahrtwissen.
ИНДЕКСЫ
в — винт;
кр — крыло;
м — мотор;
т — механический;
max — максимальный;
шах max — абсолютный максимум (maximum maximorum);
об —обдувка,
opt — оптимальный;
расп — располагаемый;
г — тренне,
ср — средний;
эф — эффективный,
0,75 — на г = 0,75.
[ ] — цифры в прямых скобках означают ссылку на литературные источники
указанные в конце книги.
wvrH.vokb-la.spb.ru - Сампану двоими руктнг?!—
ЧАСТЬ I
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ
ГЛАВА I
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТОВ
§ 1. КЛАССИФИКАЦИЯ ВИНТОВ
Воздушный винт (пропеллер) преобразует крутящий момент мотора
в силу тяги, которая является реакцией отбрасываемого винтом воздуха
и сообщает самолету поступательное движение
Фиг. 1. Металлический воздушный винт. Фиг 2 Деревянный воздушный винт
Виит — металлический (фиг. 1) или деревянный (фиг. 2) — состоит из ло-
пастей и ступицы и укрепляется на валу мотора с помощью втулки.
К ступице деревянных винтов крепится металлическая втулка (фиг. 3),
устанавливаемая на валу двигателя,
(фиг. 1). Лопасти металлических вин-
тов делают отъемными, а ступица
служит втулкой. Часть лопасти, примы-
кающая к ступице, называется комлем.
Если лопасть и ступица составляют од-
но целое, то комель представляет собой
утолщенную часть виита, плавно пере-
ходящую в ступицу.
Плоскость, перпендикулярная к оси
вращения виита и проходящая через
середину ступицы, называется плос-
костью вращения виита.
Воздушные винты, устанавливаемые
впереди двигателя, называются тяну-
щими, а сзади двигателя — толкаю- _ „ D
ЩИ МИ Фиг Втулка деревянного винта.
Винт — тянущий или толкающий —
называется правым, если он работает, вращаясь по часовой стрелке,
при наблюдении сзади, т. е. с хвоста самолета, и левым, если ои вращается
против часовой стрелки.
В зависимости от конструкции винты делятся иа два основных типа:
вииты фиксированного шага (ВФШ), угол установки лопастей кото-
рых не меняется в полете, и винты изменяемого шага (ВИШ), угол
установки лопастей которых в полете изменяется.
Если у ВФШ лопасти не наглухо скреплены со втулкой, то угол уста-
новки их может быть изменен на земле. Однако такой винт не может
быть причислен к ВИШ, так как в полете его шаг не изменяется.
Винты изменяемого шага делятся на вннты двухшаговые, лопасти
которых имеют два угла установки, и вннты, допускающие любой угол
установки лопастей в пределах некоторого диапазона. В зависимости
ст управления такие винты могут быть: принудительного управ-
ления, если летчик устанавливает соответствующий шаг, и автома-
тические, если вннт сам устанавливает лопасть в надлежащее поло-
жение.
Последним достижением в конструкции винтов является ВИШ, под-
держивающий постоянное число оборотов посредством автомати-
ческого изменения угла установки лопасти и допускающий получение
отрицательной тяги (реверсивное положение), а также поворот лопастей
ребром к потоку (флюгерное или „физеринг" положение).
Параметры, определяющие размеры и форму лопастей воздушного
винта, называются его геометрическими характеристиками,
к которым относятся: число лопастей, диаметр, шаг или угол установки,
ширина и толщина лопасти, профиль и др.
§ 2. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВИНТОВ
Диаметр окружности, описываемой при вращении концом лопасти, на-
зывается диаметром винта (£)), а расстояние от оси винта до конца
Фиг. 4. Поперечное сечение лопасти винта.
Расстояние от оси винта до какого-нибудь сечения его будем называть
радиусом сечения (г), а это же расстояние в долях радиуса винта —
относительным радиусом:
(1)
Воздушный винт состоит из нескольких лопастей, сечення которых
имеют форму, похожую на профиль крыла (фиг. 4).
Одной из величин, характеризующих профиль, является его относи-
тельная толщинам, равная отношению максимальной толщины про~
филя с к хорде (ширине) лопасти Ь:
г =
(2)
10
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
профили
толщина
изменение относи-
толщины вдоль
для металлического
Относительная толщина профиля меняется вдоль лопасти. По мере
приближения к ступице она возрастает. На конце лопасти применяют до-
вольно тонкие профили
(относительная
€—9%). На фиг. 5 дано при-
мерное
тельной
лопасти
винта.
Величина хорды также
изменяется вдоль лопасти
винта. Наибольшая ширина
лопасти расположена при-
мерно на 0,5/?.
Ширину лопасти изме-
ряют в долях диаметра и
обозначают в виде отно-
сительной ширины:
7- Ь
(3)
Наибольшая ширина ло-
пасти составляет от 5 до
10% диаметра. На фиг. 5
дано примерное изменение
относительной ширины ло-
пасти металлического винта
Фнг.
5. Относительные толщина и ширина лопасти
металлического винта вдоль радиуса-
вдоль радиуса.
Отношение общей площади всех лопастей к площади диска, ометаемого
винтом, называется и р ы тин м—или перекрытием винта.
Отношение суммарной средней ширины всех лопастей к длине окруж-
ности, описываемой концом лопасти, называется относительным пвре-
Фиг. 6- Кривая крутки лопасти винта.
крытием диска винта:
6 = = <4>
Вместо средней ширины
иногда берут ширину на
0,75 R.
Количество лопастей винта
может быть различно. Наи-
более распространенными в
настоящее время являются
трех- и двухлопастные; срав-
нительно реже встречаются
четырехлопастные.
Хорды сечений наклонены
к плоскости вращения под
углом ср (фнг. 4), который
вообще бывает различным для
разных сечений.
Разность углов наклона се-
чений вблизи втулки и на
конце лопасти называется за-
круткой лопасти винта.
За угол установки лопасти обычно принимается угол наклона
хорды на 0,75/?.
Круткой лопасти для сечения иа радиусе г называется разность
<?0,75> .
г „ <
где <?0л5—угол наклона сечения иа радиусе г = 0,75, а угол наклона
на рассматриваемом радиусе. На фиг. 6 дана примерная кривая круткн
винта, т. е. кривая изменения угла наклона сечений относительно основ-
кого сечеиия иа 0,75/?, для которого угол принят равным нулю. * 1
Фиг. 7. Развертка винтовой линии и план скоростей элемента лопасти.
—направление аэродинамической хорды (с =0), ОВ—геометрической ’
хорды.
Виит, вращаясь, продвигается вперед; при этом каждое сечение лопасти
виита передвигается по винтовой линии. На фиг. 7 дана развертка^ вин-
товой линии, описываемой сечением виита за одни оборот.
Геометрическим шагом сечения винта называется расстояние, ко-
торое это сечеиие должно было бы пройти вдоль оси вращения, если бы оио
двигалось по винтовой
0,25 0.5 • 0,75 1.0 г-д
а
Номинальный шаг
Фиг. 8. Изменение шага И и угла установки^*пдоль лопасти
для винта: а—радиально-постоя иного и ^диально-п вре-
менного шага.
линии, угол наклона ко-
торой равнялся бы углу
наклона этого сечеиия:
= (5)
Отношение шага к
диаметру называют отно-
сительным шагом:
* = = (6)
Если величина Н по-
стоянна для всех сечеиий
лопасти, то такой винт
называется винтом ради-
ально-постоянного
шага (фиг. 8, а). Если
величина Н меняется по длине лопасти, то виит называется винтом ра-
диальио-перемеиного шага (фиг. 8, Ь). В таких случаях под шагом
винта подразумевают некоторый средний шаг, величина которого мо-
жет быть вычислена по формуле:
R
f НАГ
I_T __ О_____
/Тер — р
(7)
Обычно средний шаг ие вычисляют, а пользуются так называемым
и о м и н_а л ь н ы м шагом, за который_ принимают шаг сечения иа
радиусе г = 0,75 (в некоторых странах иа г —0,7).
12
§ 3. ПЛАН СКОРОСТЕЙ ЭЛЕМЕНТ^' 1ЙЙЛгАСямолёт своими pyKaM„?j
Скоростной треугольник
ПРИ увеличении линейных размеров развертки винтовой линии иа
фиг. 7 в лс раз, где лс— число оборотов внита в секунду, получим тре-
’д угольник скоростей. При этом отрезок ОС = 2kR переходит в OClt соответ-
ствующий окружной скорости
С/=2кглс, (8) -
а отрезок СР переходит в соответствующий скорости поступатель-
ного движения самолета — V.
Равнодействующая (OFJ скоростей U и I/иазывается результиру-
ющей скоростью;
1
н L
41
f
U7=/4/2+y2. (9)
Результирующая скорость образует с хордой сечеиия винта „кажу-
щий ся“ угол атаки а/ Угол между результирующей скоростью и плос-
костью вращения называется углом притекания струй р.
Углы <р— наклона сечения и р — притекания струй определяют угол
атаки а, при котором работает данное сечение, именно: а = <р— р. Угол
атаки сечения определяет его подъемную силу и сопротивление, а сле-
довательно, его тягу и крутящий момент.
Так как винт работает в податливой среде, то путь, проходимый им при
поступательном движении за один оборот, отличается от его геометриче-
ского шага. Фактический поступательный путь виита за один оборот на-
зывается поступью винта и обозначается На. Величина поступи может
быть определена по формуле:
на = 2wtg[3 = 2кг
Относительной поступью винта называют отношение
На _ у .
D ~~ пс D
(10)
(11)
Поступь виита характеризует угол, под которым поток попадает на
лопасть, и является весьма важной характеристикой работы виита. Почти
I . все аэродинамические характеристики винта даются в зависимости от
I относительной поступи. Эта величина называется также характер и-
Ь * ст и кой режима работы ®^нта и коэфициеитом скорости.
При V в км1ч,ас и л в об/мин. выражение для относительной поступи
У имеет вид;
X = 16,67 Ц?/—. (11')
j Поступь виита, соответствующая нулевой тяге, называется дииами-
ческим шагом и обозначается Hd (фиг. 7). Относительный динами-
V/. ческий таг будет: \
• Г а/= (12)
4
Зависимость между относительным шагом и углом установки лопасти ср
можно иайти по формуле (5), беря г и ср на 0,75/?. Формула (5) примет
* Н = 1,5 V.R tg f>, (5Э
Г откуда
Р Л = = 0,75к tg ? = 2,35 tg <?. (6)
' На фиг. 9 показана зависимость между относительным шагом виита
и углом установки лопасти иа 0,75/?.
, Изменение угла установки изменяет соответственно шаг виита. Фиг.
, t иллюстрирует изменение относительного шага вдоль радиуса металлического
1 виита для разных углов установки лопасти.
II
13
Фиг. 9- Зависимость относительного
шага винта от угла установки лопасти
на 0,75 R.
Фиг. 10. Изменение относительного шага вдоль лопасти
металлического винта в зависимости от угла установки.
14
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Скоростной многоугольник
Скорость W не является истинной суммарной скоростью потока у эле-
мента лопасти. Кроме скоростей U и V, имеются в действительности еще
скорости, вызванные самим винтом (индуктивные).
Воздушный винт отбрасывает воздух, проходящий через плоскость его
вращения, и закручивает его. Таким образом винт вызывает в воздухе
некоторые добавочные скорости, которые, слагаясь с основными скоростями
элементов винта, дают результирующую скорости потока. Направление этой
результирующей скорости образует с направлением хорды каждого эле-
мента (сечения) истинный угол атаки.
На фиг. 7 дан истинный план скоростей потока воздуха у элемента
винта. Здесь V — скорость поступательного движения винта, U — окружная
скорость рассматриваемого элемента виита, W—результирующая скоростей
V и U, чл)п — у Va + — дополнительная скорость потока, вызванная
винтом. Проекция этой скорости на направление оси винта дает осевую
индуктивную скорость va. Проекция же скорости на направление каса-
тельной к окружности дает окружную индуктивную скорость ut. Таким
образом надо различать: W — результирующую скорость движения элемента
лопасти винта, как равнодействующую окружной скорости данного эле-
мента и скорости полета, и результирующую скорость IFX—равнодей-
ствующую скорости W и дополнительной скорости дал, вызванной винтом,
как истинную скорость элемента винта относительно набегающего потока.
Соответственно (фиг. 7) можно различать а—„кажущийся" угол атаки
и — истинный угол атаки элемента, так же как и р — „кажущийся" угол
притекания струй и — истинный угол притекания струй. Истинный угол
атаки Oj, образованный хордой с вектором скорости отличается от
кажущегося угла ос, образованного хордой с вектором скорости W, на
величину Дос = 0^ —а, называемую скосом потока.
Модуль винта н относительная скорость
Модулем винта называют величину
^=4=^="“- <1з>
где <о — угловая скорость вращения винта.
Физический смысл модуля таков: это поступательный путь, проходимый
винтом за время, в течение которого лопасть поворачивается на угол*
равный одному радиану.
Как видно из формулы (13), модуль есть линейная величина, постоян-
ная для винта. Отношение модуля винта к диаметру называют относи-
тельным модулем:
Md V X ....
т“ D ~ 2vncD 2к'
Следовательно, относительный модуль пропорционален относительной
поступи. Поэтому в большинстве стран величиной относительного модуля
не пользуются, а оперируют относительной поступью. Исключение состав-
ляет Германия, где применяется величина, кратная относительному модулю,
называемая относительной скоростью и равная отношению посту-
пательной скорости к окружной:
_ = — D = 2md = — = tg р. (15)
Пользуясь приведенными соотношениями, можно написать рид выра-
жений для результирующей скорости:
IF = /0+ = V/1 + (4У - И/1 = V/1 + (7)2 . (9')
15
Геометрические характерм
- / « / в / •М / э / / в / К> f » / I сэ / к* /
Кларк-Y I модификация Кларк-Y II модификация Кларк-Y NACA 2400-34
X о О/ ° /п хорды Ув с Ун с Ув с Ун с Ув с Ун с / b О- II O-le?
0 2 2,5 5 6 7,5 10 20 30 40 50 60 70 30 85 оо 95 100 0,2992 0,549 0,6625 0,8055 0,957 1,0 0,983 0,928 0,829 06835 0,521 0,3375 0 0,2992 0,1281 0,0811 0,0584 0,0085 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0,267 0,38 0,461 0,52 0677 0,7275 0,727 0,68 0,594 0,480 0,342 0,263 0,182 0,098 0 0 0,17 0214 0,241 0,264 0,292 0,2725 0,25 0,218 0,182 0,137 0,095 0,074 0,052 0,029 0 0 0,267 0,38 0,461 0,52 0,677 0,7275 0,727 0,68 0,594 0,482 0,348 0,273 0,197 0,117 0 0 0,17 0,214 0,241 0,264 0,292 0,2725 0,25 0,218 0,182 0,141 0,100 0,082 0,062 0,042 0 0 0,00225 0,00438 0,0085 0,0148 0,0185 0,0201 0,0198 00185 0,0161 0,0126 0,0085 0 0 0,216 0,2939 0,3845 0,4725 0,5 0,4898 0,4538 0,4012 0,3363 0,255 0,1638 0
'"перед гзадн 0,128 с 0,0793 с 1 1 — —— — 1 1 —
Приме- няются ДЛЯ ВИНТОВ ЦАГИ СМВ-3, СМВ-4 и СМВ-5. NACA 5868-9, 5868-Хг, 6101 (А), 1С1-ОВ, 1С1-ОХ(ВХ) и 3790 Цаги СМВ-1 Цаги СМВ-2 NACA 6131 •
16
V> * 1 J — — —T 4 •*“*. vtvm^^-jfs^u"- Самолёт своимгГП^бэдздЩ д | стики винтовых профилей '
S CJ 1 В I л» ] 1 * 1. II 1 |1 || и 1 1 s Л <м / 1 1 / II 1 4 » ! 1 t‘0.15 4—-- *.л JM о
RAF-6 Модификация RAF-6 ЦАГИ-А ВС-2
Ув с Ун с Ув Ун с с Ув с Ун с ув с Ун с
1 041 0 592 • 0786 0 961 • 10 0 991 0961 0,873 0,747 0 572 0,369 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0,097 — 0 06 0,144_ — 0 069 0,184 — 0,078 0,195 — 0,081 0,193 — 0,080 0,179 —0,076 0,157 — 0,072 0,129 — 0,062 0098 — 0,054 0,063 — 0,044 И*. 0 0 432 0 5458 06970 0,8385 0,7154 0647 05466 0,4244 0,2866 0,1414 00694 0 0 0,24 0,1366 01746 0,2314 0,2558 0 26 02492 0,2254 0 1914 0147 009 0,0546 0 0 0,076 0,189 0304 0,462 0,652 0,726 0,737 0,706 0,633 0 528 0 406 0242 0,154 ' 0 0 0,121 0167 ОДЮ 0,259 0,259 0,235 0,208 0,181 0,154 0,127 0,10 0,086 0
f-
$ f : * i 4 1 1 i 1 0,12 0,09 с с 0;0616в 0,037 в 1 1 1 1
NACA 5868-R6.6129, 4412 и 37-3647. Английские {равен—157—2 Английские 1 Концы лопастей ЦАГИ С МВ 1 СДВ-1, СДВ-2 17
§ 4. ПРОФИЛЬ ЛОПАСТИ ВИНТА
Профили винтов аналогичны профилям крыльев. Для винтов обычно
употребляют двояковыпуклые или плосковыпуклые профили.
Для лучшего восприятия нагрузок на лопасть сечения ее в комлевой
части при приближении к втулке постепенно переходят от профнлеобразиой
к утолщенной круглой форме. Такой переход вызывает ухудшение аэро-
динамических характеристик винта. Результаты исследовании [76] показали,
что виит с комлевой частью, выполненной в виде профиля до самой
втулки, аэродинамически лучше, чем винт с круглым сечением у втулки.
Для построения контура профиля обычно дают его геометрическую
характеристику в виде чертежа нли таблицы ординат. Довольно часто
профили винтов строят по относительным ординатам, т. е. по отношениям
ряда ординат к максимальной толщине. Это облегчает переход к сечениям
различной толщины.
Наиболее распространенными для винтов профилями являются серии
Кларк-Y и RAF-6 и их модификации.
В табл. 1 даны геометрические характеристики наиболее употреби-
тельных профилей, а в табл. 2*—расчетные данные профилей.
Таблица 2
Расчетные данные профилей
Обозначе- ние 1 Размер- ность Наименование Модифи- кация Кларк-У Кларк-У RAF-6 ВС-2
Уо *0 1X IXY 1 смг см см см* см4 см4 Площадь сечения . . . . Расстояние центра тяже- сти от хорды . Расстояние центра тяже- ' сти от носика Момент инерции относи- тельно осн, проходящей через центр тяжести па- раллельно хорде . . Момент инерции относи- тельно осн, проходящей через центр тяжести пер- пендикулярно хорде . Центробежный момент инерции относительно осей X и Y . . ... Угол оси наименьшей жесткости с хордой 0,6902 cb 0,187 с 0,426 1 0,0425 с36 0,0379 cb3 -0,0005! с262 0,725 cb 0,4!6с 0,442 b 0,05 с36 । 0,0408 cb3 0,011 с262 0,72 cb 0,40 с 0,42 6 0,049 с36 0,043 cb* 0,0090 с2Ь* 0,705 cb 0,195 с 04486 0,0423 с*Ь 0,00139 с86г
-в в О • « а) в радианах .... б) в градусах Момент инерции относи- тельно осей эллипса инер- ции: — 00136с - 0,78 с —0 272 Г* — 15,6 с 0,195 с 11,2 с 0,035 с 2,0 с
Л см4 а) наименьший момент . 0 0425 с3 6 0,0454 с3Ь 0,0510 с3Ь 0,0423 с3Ь
I Г12 ТИ «Ч см4 см см см* см* б) наибольший момент . Расстояние до наиболее удаленных от главной оси инерции волокон а) до верхнего сжатого волокна б) до нижнего растяну- того волокна . Модули сопротивления иа изгиб относительно главной оси инерции а) для верхних сжатых ВОЛОКОН б) для нижних растяну- 0 0379 cb* 0.546 с 048с 0,078 с~Ь 00418С63 1 0,579 с 0,46! с 1 1 « 0,0784 с*Ь 0,0480 сб3 0580с 0500с 0,088 с26 0,0410 сб* 0,545 с 0,455 с 0,0777 с2Ь
• ••1 тых волокон . 0,0855 с*Ь 0,0985 с2 6 0,102 с2 6 0,093 с26
18
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Обозначения в табл. 1 и 2 соответствуют фиг. 4.
Обычно характеристики профилей даются в функции угла атаки, отсчи-
тываемого между плоскостью вращения и внутренней хордой. При про-
изводстве же винтов и эксплоатации их удобнее исходить из угла между
плоскостью вращения и тыльной стороной профиля (сечения).
Эти углы наклона сечений лопасти легко могут быть определены по
чертежу винта. Для определения угла между внутренней хордой и плоской
нижней стороной при отсутствии'чертежа пользуются формулой
Дф° = 20,25с.
Формула эта получена для модифицированного профиля Кларк-Y [32]
и при отсутствии более точных данных может с небольшой погрешностью
применяться и для других профилей средних толщин и вогнутости.
§ 5. ФОРМА ЛОПАСТИ ВИНТА
Выбор формы лопасти производится из условий аэродинамической
эффективности и прочности.
С точки зрения выигрыша в к. п. д. форма лопасти в плане не имеет
большого значения. Узкие концы лопастей для расчетной относительной
поступи дают максимальный к. п. д. на 2—3% больший, нежели широкие
концы.
Фиг. 11. Формы лопастей винтов в плане.
В репорте NACA № 643 [65] приведены результаты испытаний трехло-
пастиых винтов одного диаметра с различным положением максимальной
ширины лопасти вдоль радиуса виита. Испытания показали, что с точки
зрения максимального к. п. д. наилучшими данными обладает виит, у кото-
рого сечение максимальной ширины расположено близко ко втулке (иа
0,35—0,40/?), имеющий узкие концы лопасги. Нормальный виит дает
несколько меиьший к п. д. Количественно разница между к. п. д. винтов
весьма мала и ие превышает 3%. Зато с точки зрения тяги на месте и при
взлете винты, имеющие узкие концы лопасти, невыгодны (потери могут
доходить до 15 — 20%). Здесь лучше всего применять обычные вииты
с расположением максимальной ширины иа 0,5 — 0,55/? и широким концом
лопасти.
Форма лопасти винта имеет большое значение с точки зрения прочности.
При некоторых формах лопасти в ией развиваются значительные напряже-
ния изгиба и кручения. Вследствие закручивания лопасти изменяется ее
аэродинамическая характеристика, а при различном закручивании отдель-
ных лопастей нарушается аэродинамическая уравновешенность виита,
результатом чего являются биения и вибрации. Поэтому лопасти винта
стараются придать такую форму, чтобы кручение отсутствовало или по
возможности было минимальным. Современные вииты обычно имеют форму
лопасти в плайе или симметричную, влн близкую к ией (фиг. 11). Боковой
проекции лопасти часто придают такой вид, чтобы центры тяжести всех ее
сечений ленали в одной плоскости, перпендикулярной к оси вращения
виита, или отступали немного вперед в сторону полета, что разгружает
лопасть при изгибе центробежными силами.
18
§ 6. ЧИСЛО ЛОПАСТЕЙ ВИНТА
До последнего времени в авиации употреблялись в большинстве слу-
чаев двухлопастные винты. Повышение скорости полета самолетов, увели-
чение мощности и высотности моторов требуют увеличения общей поверх-
ности лопастей винта. Это может быть осуществлено путем увеличения
либо диаметра винта, либо ширины лопастей, либо числа лопастей.
Увеличение диаметра винта повышает скорость конца лопасти виита
до величины, близкой к скорости звука, что влечет за собой ухудшение
аэродинамических характеристик винта. Кроме того, увеличение диаметра
не всегда возможно по конструктивным соображениям. Увеличение же
ширины лопасти вызывает значительное увеличение веса. Часто наиболее
приемлемым путем явлиется увеличение числа лопастей.
(16)
§ 7. ФАКТОР ЭФФЕКТИВНОСТИ
Мощность, поглощаемая элементом лопасти, пропорциональна площади
его, умноженной на куб скорости обтекающего его воздуха; скорость же
его является функцией расстояния элемента от центра вращения.
Исходя из этого, можно построить особый параметр мощности винта,
так называемый фактор эффективности Фэф, который представляет собой
безразмерную функцию формы в плане, характеризующую суммарную
способность элементов лопасти к поглощению мощности:
1.0
- 100000 ,
Фэф= —Гб— J
0,2
Выражение (16) аналогично выражению для мощности, поглощаемой
поверхностью, находящейся под воздействием воздушного потока, где
мощность пропорциональна площади, умноженной на куб скорости. Про-
изведение b • dr соответствует площади, а г при данном числе оборотов
винта— скорости. Интегрирование вдоль лопасти происходит от конца
лопасти до точки, находящейся на расстоянии 20% радиуса от центра
втулки. Значение же интеграла на участке от центра до 0,2 R относительно
весьма мало, и им пренебрегают. Это значит, что форма комля не оказы-
вает заметного влияния на величину фактора эффективности. Величина
фактора эффективности может быть определена для любого винта постро-
ением кривой в функции г = Площадь (интеграл) этой кривой
от 7=0,2 до г =1,0 будет пропорциональна Фэф.
Постоянный коэфициент —— = 62о0 вводится для того, чтобы вели-
чина ФЭф выражалась удобными крупными числами. Интегрирование про-
изводится только для
отдельно. Дли всех
одинаково.
Среднее значение фактора эффективности заключается в диапазоне
70—80. Значение 60 соответствует очень узким лопастям и ненормально
большому диаметру. При ФЭф = 110 вес винта сильно увеличивается, а к. п. д.
падает.
одной лопасти, а влияние числа лопастей учитывается
геометрически подобных лопастей ♦ значение Ф»ф
§ 8. СЕРИИ ВИНТОВ
Аэродинамические исследования винта обычно ведутся не над одним
каким-либо винтом, а над рядом, семейством или серией винтов, построен-
ных по тому или иному признаку.
Общепринятого разделения на ряды, семейства и серии еще нет. При-
веденное ниже разделение принято в нескольких странах.
Рядом называется совокупность винтов, у которых имеются подобные
элементы (например форма лопасти в плане), а остальные (как профиль,
число лопастей, шаг) меняются в зависимости от семейства. Например,
20
рядом винтов являются американские^й^Фв^81ФА€АСа5аб8-Е^5ий115&6М,?!у
которых лопасти имеют одинаковую форму в плане, но разный профиль.
Семейством называется совокупность винтов, у которых геометри-
ческие размеры и профиль лопасти одинаковы, а переменным является число
лопастей. Примером могут служить семейства двухлопастных 2СМВ-1,
трехлопастных ЗСМВ-1 и четырех лопастных 4СМВ-1 металлических винтов
ЦАГИ, образованных из одних и тех же лопастей СМВ-1.
Серией винтов фиксированного шага называют геометрически подоб-
ные винты, у которых переменной величиной является угол установки или
относительный шаг лопасти. Примером может служить серия винтов ЦАГИ
ЗСМВ-2, исследованная с разными углами установки от 19 до 64°. Очевидно,
винт изменяемою в полете тага фактически представляет собой се-
рию винтов.
§ 9. ЧЕРТЕЖ ВИНТА И ВЫЧЕРЧИВАНИЕ ЕГО НА ОБЩЕМ ВИДЕ САМОЛЕТА
Конструктор самолета обычно вычерчивает винт только на общем виде
самолета или иа боковом компановочном виде. В этих случаях винт
вычерчивается в принятом масштабе на всех трех проекциях, причем
Фиг. 12 Вычерчивание винтов на общем виде самолета.
допускаются отступления от обычных правил согласования проекций.
Именно, на боковом виде самолета винт вычерчивают таким образом, чтобы
одна из лопастей была направлена вертикально вниз (фиг. 12). Это необхо-
димо для нанесения на чертеж размера от конца винта до земли.
Фиг. 13. Вычерчивание винта на виде самолета спереди.
В плане принято вычерчивать винт горизонтально; особенно это отно-
сится к многомоторным самолетам с многолопастными винтами, где необ-
ходимо показать полную горизонтальную проекцию лопасти для замера
расстояния от ее конца до фюзелижа. На общем виде самолета для опре-
деления деталей, обдуваемых винтом, кроме проекции виита, проводят
окружность, проходящую через концы лопастей. Расположение винтов
здесь допускается любое; иногда лопасти немного наклоняют (фиг. 13) для
того, чтобы не затемнять находящихся за ними деталей фюзеляжа, шасси,
крыла. По этой же причине винт иногда вовсе не вычерчивают.
21
Если иужио указать направление вращения виита, допускаются изобра-
жения проекции лопасти в плайе и а втулке винта. Так, проекция тянущего
правого виита (вращающегося по часовой стрелке для наблюдателя, нахо-
дящегося иа самолете) будет иметь вид, показанный иа фиг. 14.
В случае необходимости дать чертеж винта следует руководствоваться
стандартом 64 АТ Народного комиссариата оборонной промышленности
СССР (см. приложение VI иа стр. 251).
Фиг. 14 Указание направления вращения винта на чертеже.
Чертеж деревянного ВФШ отличается от чертежа металлического винта
тем, что для деревянного виита ступица вычерчивается вместе с лопастью,
другие лопасти даются с оборванными концами; для металлического же
винта чертеж лопасти и комплект чертежей втулки с деталями (в том числе
схема управления механизмом изменения шага) даются отдельно.
ГЛ А В А II
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТОВ И ИХ ИЗОБРАЖЕНИЯ
НА ДИАГРАММАХ
10. ОСНОВНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КОЭФИЦИЕНТЫ ВИНТОВ
Основными аэродинамическими характеристиками воздушного
являются: коэфицнент тяги
и коэфнциент мощности
В = —Т ~ 75N
pnj! D5 pzzj D*
Применяется также коэфициеит крутящего момента
X - м = -L
p/z’D5 ~ 2х *
винта
(17)
(18)
(19)
Безразмерные коэфициеиты а, р и х являются функциями критериев подо-
бия X, Re и Ва (о критериях подобия см. § 28).
Зная а, р и X, можно определить кпд виита по формуле*
PV а?пс
V] = = ---------
(20)
В расчетах винтов часто приходится иметь дело с безразмерным коэ-
фициеитом нагрузкой тягой иа ометаемую винтом пло-
щадь, который равен:
(21)
где F—площадь, ометаемая винтом и определяемая формулой.
F=~. (22)
Центральная часть винта, занятая втулкой, в работе винта по созданию
тяги не участвует и ее обычно ие рассматривают.
wwn.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Если диаметр втулки виита обозначить через d, то отношение
(23)
называется относительной
Исключая нерабочую часть
меиьшее значение:
нерабочей частью винта.
виита, получим для ометаемой площади
itD2
ltd3 гП2
а так как
75N
p/zc £>5
. С
то формулу (21) можно привести к виду:
(18)
(Н)
«(1 —
К. п. д. изолированного виита можно выразить произведением трех
мио жите лей:
’Ьз-МЛг (2b)
Первый множитель rla называется осевым или идеальным к. п. д.
виита. Он дает ту часть затраченной мощности, которая идет непосред-
Фиг 15 Зависимость кпд серии винтов от относительной поступи
и угла установки лопасти Точка О указывает максимальный к. п. д
серин, равный 0,867
ствеиио на образование тяги виита Согласно теории идеального пропел-
лера, является функцией коэфициента нагрузки тягой на ометаемую
винтом площадь и выражается формулой
• (26)
Второй множитель называется окружным к. п. д. винта. Он
учитывает потерю мощности, расходуемой иа вращение потока воздуха
Окружной к. п. д. приближенно выражается следующей формулой*
1 *•(!—(27)
Произведение осевого к. п. д. и окружного riu называется ин-
дуктивным к. п. д. ,
Ч = 4z- (28)
Третий множитель т]т называется механическим к. п. д. винта. Он
учитывает потерю мощности на трение лопасти и втулки о воздух.
Иногда объединяют механический и окружной к. п. д. в один отно-
сительный к. п. д.:
Ъ = Ът Ъ- (29)
Тогда к. п. д. изолированного вннта можно выразить в следующем виде:
= Ч, (25')
ИЛИ
Чнз = Ч Пп- (25*)
Изменение к. п. д. винта rt в зависимости от относительной поступи к
и угла установки дается графиком, фиг. 15.
Эффективный и чистый к. п. д.
Винт, установленный впереди фюзеляжа или крыла, увеличивает лобо-
вое сопротивление частей, лежащих в струе виита, вследствие увеличения
скорости потока за винтом и за счет изменения градиента давления в
струе. Таким образом РЭф — эффективная сила тяги для комбина-
ции винта с» каким-либо телом—меньше Р (тяги на валу) на ЬХ—величину
дополнительного лобового сопротивления тела от обдувки его винтом:
Рэф = Р - ДХ.
Величина ДХ определяется нз выражения
ьх^х-х^
где X — лобовое сопротивление гондолы при работе винта, а Хо—лобовое
сопротивление гондолы, замеренное вне работы винта.
Эффективный к. п. д. (для комбинации вивт— гондола мотора)
обычно подсчитывают по формуле
где Рэф — тяга винта, определяемая как Р—ДХ = /?4-Х0, а
R— тяга винта в присутствии мотогондолы.
Такой подсчет основывается на том, что замеряемая тяга R есть часть
общей тяги, из которой некоторая часть уходит на преодоление лобового
сопротивления мотогондолы.
Результаты исследования [76] показали, что эффективный к. п. д. винта,
определяемый этим путем, не является надежным критерием эффектив-
ности винта, испытываемого вместе с гондолой, так как он зависит от гон-
долы или фюзеляжа, расположенных позади винта; при таком подсчете
к. п. д. винта может в некоторых случаях превысить 100%, так как лобо-
вое сопротивление носовой части капота мотора воздушного охлаждения
значительно уменьшается с увеличением скорости струи от винта. Это
происходит вследствие того, что местный угол атаки у передней кромки
капота уменьшается в степени, достаточной для предотвращения резкого
срыва, имеющего место при отсутствии винта.
Более точным критерием эффективности винта, относящимся ко всей ком- .
бинации капот—-гондола—винт, является так называемый чистый к. п. д.:
RV /Ч1Ч
Г|4 — 75Х • ,
где R—„чистая" тяга для всей комбинации винта, гондолы и капота,
определяемая по формуле:
/? = Рэф— хй = Р-ЬХ-Х0 = Р-Х.
24
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
§11. ИСПЫТАНИЯ ВИНТОВ
45
Фиг. 16. Схема прибора В-2 для испытания винтов
в 6-метровой части большой трубы ЦАГИ.
А
Винты испытываются как в полете, так и в лабораториях.
Испытания в полете не требуют специальных пересчетов для перехода
к натуре, однако, онн представляют известные трудности. Гораздо проще
проводить испытания винтов в аэродинамических лабораториях. Для этого
модель винта или натуральный винт помещается в аэродинамическую
трубу и приводится во вращение мотором. Аэродинамические весы заме-
ряют тягу и момент. Для получения больших чисел Рейнольдса (см. § 28)
употребляются высокооборотные (порядка 3000 — 60СО об/мин.) электромо-
торы. Для натуральных винтов применяются также электромоторы или
авиационные моторы. Имеются специальные винтовые приборы, состоящие
из мотора, весов, креплений и приборов управления. Для иллюстрации
приводим описание вин-
тового прибора В-2
(фиг. 16), на котором про-
изводились испытания
винтов в натуру в одной
из больших труб ЦАГИ.
Винт приводится во
вращение электромото-
ром А, заключенным в
обтекаемый кожух и ук-
репленным на растяжках
к стенкам трубы. Мотор
работает иа постоянном
токе, имеет мощность
70 л. с. и развивает от
800 до 3500 об/мин. Он
подвешен на двух V-об-
разных тигах к потолку
трубы таким образом, что
может свободно повора-
чиваться в некоторых
пределах вокруг своей
оси на шариковых под-
шипниках. Это дает воз-
можность измерять реактивный момент работающего винта и, таким обра-
зом, определять мощность, поглощаемую им. Стержень, соединяющий
прибор через кронштейн L с моментными весами Q, продолжен вниз и иа
конце своем вне трубы несет .контргруз, чем достигается предваритель-
ная загрузка этих весов. Последняя необходима, в частности, потому, что
ва этой установке испытываются и правые и левые винты.
Для измерения силы тяги служит подвеска, состоящая из стержней
7, 2 и 3. Стержень / соединен с весами Р. Стержень 2, расположенный
под углом 45° к оси прибора, перекинут через ролик и закреплен в натяж-
ной ганке Н. Стержень 3, идущий под таким же углом к оси прибора,
тоже перекинут через ролик; иа своем конце он несет контргруз, назначе-
ние которого — дать предварительное натяжение узлу подвески и предва-
рительную загрузку весам Р. При такой схеме подвески, как легко убе-
диться, весы Р непосредственно показывают силу тяги винта. Гайка 7/
дает возможность регулировать эту подвеску.
Число оборотов мотора (н винта) определяется с помощью контактного
счетчика оборотов, соединенного посредством червячной передачи с валом
мотора. Замыкание электрического контакта происходит через каждые
25 оборотов вала. Засекая время и считая замыкания (световые сигналы),
легко определить число оборотов винта в минуту.
Испытания в натуру производятся в больших трубах, в которых можно
установить самолет средних размеров с винтом. Такие испытания дают
25
возможность получить наиболее достоверные данные о вннте и о влиянии
его иа самолет, а также изучить влияние гондолы, фюзелнжа или крыла
на работу винта.
Аэродинамические характеристики определиютси в лаборатории для
комбинации вннта с фюзеляжем нли крылом. Во время испытании винта
измеряется осеваи сила, действующая иа комбинацию винт—самолет
(илн крыло):
R = P-X, (32)
где Р— тяга вннта в присутствии самолета; X—лобовое сопротивление
самолета с обдувкой его винтом.
Отдельно может быть измерена сила лобового сопротивления самолета
без винта Хо Тогда эффективная тяга винта может быть опреде-
лена по формуле:
Рэф = /? + Х0 = Р-Х + Л0-Р~(Л-Л0)=Р-ДХ, (33)
где ЛХ — X —Хо — дополнительное сопротивление за счет обдувки самолета
винтом.
Здесь значения R и Хо берутся при одион и той же скорости V.
Величина РЭф — Р—ЛХ входит в формулу дли определении аэф:
а — -------
эф рл’ D‘
р— ах _ р__________ьх
fn*D* ~~ en*D* fri'D'
(31')
Величину Да — —=------- можно представить в виде
p/у D*
Ла — —=----
РЧс.О*
У- - = ДСх
рп* D* D
Здесь множитель Лсх определяется по формуле:
Дс = с — с л .
х х хО ’
где сло— коэфнциент лобового сопротивления самолета без винта, сх— коэ-
фициевт лобового сопротивления самолета при работающем винте.
Фиг 17 Кривые коэфициеита тяги серии винтов в
функции относительной поступи для различных углов
пастн (фиг. 17 и 18).
Прн аэродинамическом
установки лопасти
расчете самолетов удобно
пользоваться нормаль-
ной диаграммой характеристик винта в виде кривых коэфициеита мощ-
ности р в зависимости от X с нанесенными линиями равных к. п д. (фиг. 19)
Фиг 19 получается из фиг. 15 и 18. Сравнительно реже встречаются
диаграммы, где на кривые коэфициеита мощности £ в зависимости от )
наносятся линии равных а (фиг. 20)
----------------------------Q f
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолет своими руками..
Фиг 18 Кривые коэфициеита мощности серин винтов в функции относительной
поступи для различных углов установки лопасти
Фиг. 19. Нормальная диаграмма характеристик серии винтов*
Точка О указывает максимальный к. п. д. серии.
28
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 20. Кривые коэфициентов мощности и тяги серии винтов в зависимости
от относительной поступи и угла установки лопасти.
29
§ 12. ПРОИЗВОДНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КоЭФИЦИЕНТЫ ВИНТОВ
Кроме основных коэфициентов виита а, р и X, употребляется еще ряд
производных от них коэфициентов, обозначаемых а', р' и /'. Последние в
некоторых случаях упрощают аэродинамический расчет.
Производные коэфициенты тяги, момента и мощности получаются деле-
нием основных коэфициентов на степени относительной поступи X2 и )3.
Приводим выражения для тех и других коэфициентов и соотношения
между ними.
Коэфициенты тяги:
а = —=—— ;
Р«с°4
X2 pV2D2 *
Коэфициенты момента:
/ — м — JL .
~~ рп3 £)5 ~ 2л ’
’ у, _ k М.
Л2 “ pV2D3 •
Коэфициенты мощности:
0 75 N
Xs ~ pV3D2 *
(17)
(34)
(19)
(35)
(18)
(36)
Выясним связь
Для этого условие
потребной тяги
напишем в вице
коэфициентов а' и р' с летными данными самолета,
равенства в горизонтальном полете располагаемой и
xpn2D4 = exS
с Л 2
Разделив обе части на pn^D2, получаем:
и окончательно
aD2 = — с S У 2 = — с^Sk2
2 х n2D2 2
а _____ „г
\2 2Dz
(37)
(38)
(34)
(39)
Таким образом производный коэфицнент тяги а' является величиной,
вполне определенно и тесно связанной с летными параметрами самолета.
Аналогично условие равенства располагаемой и потребной мощности
в горизонтальном полете
XVpacn “ A/tQ = Л/дотр
иапишем в виде
cxpSV3
75 72 “ 150 “•
pn3D3
Деля обе части на —, получаем'
и окончательно
h _ Cx-s _ р,
Xs 2D2 “РЧ-
(40)
30
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Из этого равенства видно, что каждому значению cxi а следовательно,
каждому углу атаки соответствует определенное значение а' = р'т} = ,
ие зависящее от полетного веса самолета и плотности воздуха. Для
горизон!ального полета на одинаковой скорости с разными винтами (но
одного и того же диаметра) требуется соблюдение условия
Фиг. 21 Кривые 4$- —
Л3
серии
2р2 в Функции Л длят
винтов
тогда
Имея
найти
угол
условия получения
TQmax- Например, иа
д. будет при =26°
tt'— = const.
Л
Втг
По диаграмме серии винтов можно построить кривые в функции к
для различных углов установки лопасти. На фиг. 21 даны такие кривые,
построенные для двухлопастного
этих кривых по значениям X и
можно определить к. п. д. из
фиг. 22, на которой проведены
кривые к. п. д. по а для винтов
той же серии.
Удобнее, однако, для опреде-
ления кп д, особенно при
ВИШ, иметь графики по X
для разных углов установки ло-
пасти с непосредственно нане-
сенными отметками iq. Такой
график для трехлопастного ме-
таллического винта показан на
фиг. 23.
Если мы имеем дело с ВФШ,
то, зная и по фиг. 23 на-
ходим т] и X. При ВИШ, кроме
с S
нужно знать обороты вии-
V
та, подсчитать а = и
получить по фиг. 23 TQ.
такой график, мы можем
для ВИШ оптимальные
установки лопасти и обороты из
фиг. 23 видно, что для 4Й-=0,13 максимальный к. п
и 1 = 0,8.
Относительная поступь винта X может изменяться от нуля до бесконечно
больших положительных значений. Этому последовательно соответствуют
следующие условия полета: тяга иа месте, взлет, подъем, крейсерская
скорость, максимальная скорость, нулевая тяга, режим планирования при
частичном и полном дросселировании и полет при неподвижном винте.
Чтобы получить полные характеристики винта, он должен быть испы-
тан в указанном полном диапазоне относительной поступи ) и в диапа-
зоне углов установки лопасти от больших отрицательных до положитель-
ного, равного 90 —100°.
На фиг. 24 даны кривые к. п. д. виита для диапазона / от 0 до оо
для нескольких значений tp.
Для уменьшения размеров графиков при больших значениях X, начиная
Л 1 пс “
с единицы, брались обратные значения, т. е. -^-=—,
л »
ному значению X соответствует -i- = 0. Заметим, что тяга считается поло-
жительной, если направление ее совпадает с направлением полета, а
крутящий момент сил, приложенных к вииту, положителен, когда он про-
так что бесконеч-
31
n
0.8
0,5
0,4
0.2
О
Фиг 22 Зависимость к. п. д. от X для серии двухлопастных
металлических винтов
Фиг 23 Зависимость от X для серии трехлопастных
металлических винтов с отметками к. п д.
Кравец—157—3
Фиг. 24. Кривые к. п. д. для всех режимов работы винта.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
0.6 0.8 1,0 1,2 1,4 1.6 1.8 CfYlSi
С
Фиг. 25. Характеристики серии винтов в зависимости от
коэфициеита быстроходности cs.
тивоположен вращению винта, и отрицателен, когда он поддерживает
вращение винта.
Обычные диаграммы охватывают примерно диапазон, отмеченный на
фйг. 24 сплошными линиями.
§ 13. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТОВ В ФУНКЦИИ КОЭФИЦИЕНТА БЫСТРОХОДНОСТИ '
Во многих исследованиях (особенно в работах NACA) характеристики
винта даются в виде графиков зависимости и X от коэфициента быстро-
ходности csi который выражается следующим образом: J
С* "И'*'-' ^|/^75Nnc2 ’ t 1
Если V выражена в км/час и п в об/мин., то формула для cs принимает£вид: ]
es = 0,397 И (41*) I
Этот коэфнцнент широко применяется при подборе винта, так как в его I
выражение не входит диаметр. |
Фиг. 26. Комбинированная диаграмма характеристик серии винтов
в зависимости от коэфициента быстроходности.
Такими графиками (фиг. 25) пользуются следующим образом. Подсчи-
тав значение cs по формулам (41) илн (41'), находят для него по верхним
кривым максимальное значение и соответствующий последнему» ггол
установки ф на 0,75/?. г у
Зная cs н <р, определяют по нижним кривым к и по формуле
диаметр винта.
34
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
35
V krifiac
800—
750
700
65(Н
600~
550
Ключ
— 7,5
I- 7,0
z—65
'~6.0
5,0
~45
'^3,5
500
450^\
3,0
2,5
350-
300-
250-
200-
п об/мин Мл с.
500—
600-
700-
800
9QG~-
ООО
300-
500-
Нм
г
-о
500
/ООО
1500
2000
-2500
~-зооо
3500
600—
W0-.
-4000
—4500
-5000
^20 ~ 1200~\ ^800-\
~К8 -1? ^16 1300-^ 111 р ГГТ]ТГ §
-15^. 1400~4_
Т/4 —
-13 1500-1 ПО6Л- —
~1,2 ^1600-^ 1200Л
1700^ 1300Л
~(,о 1800-j 1400^
-0.9 i960 то—
— 2000—
-08 2100- >600-
— 2200- i70(h-
-07 2300- >800-
-06 1400- 1900-
то
-6500
-7000
-7500
8000
—8500
-то
9500
Пример. V- 400 Км/час п= 7650 об/мин Н-ООО л с 4000м с?=2г0
Фиг. 28. Номограмма для определения козфициента быстроходности с$.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
На фиг. 25 пунктиром даны две вспомогательные линии, пересекающие
нижнее семейство кривых. Верхняя линия своими точками пересечения
показывает тот угол установки <р, при котором винт для данного cs имеет
максимальный к. п д. согласно огибающей верхних кривых. Например,
чтобы получить максимальное значение к. п. д. при с\ = 1,0, необходимо
иметь угол установки = 1и°, тогда т1п1ах = 0,745 представляет собой наи-
больший к. п. д. из возможных при cs = 1,0.
Нижняя линия указывает те значения cs, при которых для данного ф
имеем максимальное значение к. п. д Например, чтобы получить макси-
мальное значение к. п. д. при <р= 12°, необходимо иметь с£ = 1,01, тогда
^тах= 0,71 представляет собой наибольший к. п. д. нз возможных при <р=12°.
В последнее время в США получило распространение комбинированное
изображение аэродинамических характеристик винта на одной диаграмме с3
по к наподобие нормальных характеристик с нанесенными кривыми рав-
ных к. п. д.
Такая диаграмма показана на фиг. 26.
'Для вычисления коэфициента cs можно пользоваться номограммами
фиг. 27 и 28. Способ пользования нми указан на чертеже. Вместо вели-
чины р берется соответствующая высота полета Н.
§ 14. ЛОГАРИФМИЧЕСКИЕ ДИАГРАММЫ ХАРАКТЕРИСТИК ВИНТОВ
На практике иногда встречаются характеристики винта в виде лога-
рифмических диаграмм. Если по осям координат откладывать логарифмы р
и X, то график фиг. 19 превращается в фиг. 29, при помощи которой
можно графически решать различные задачи по нинтам.
Так как
о 75W 75N603 /1О.
р = (18>
то
Igp = lg/V—3 lgп - 51g£> + lg -7^ j60* , (42)
а так как
k = _JL_=16,67-^^=16,67-^^, (11)
TO
lg k = lg V км]ч,ас — lg n — lg D + lg 16,67. (43)
По этим формулам можно сделать по осям координат новую разбивку
масштабов, соответствующих на оси ? мощности /V, а на оси к — скорости
полета V ключах:.
Для разбивки масштабов на диаграмме удобно пользоваться винтом-
прототипом, имеющим, например, следующие значения:
Do = 2,5 м\
= 1400 об/мин.;
Р = 0,125 кг*сек?]м\
Тогда, обозначая через No и Уо мощность и скорость винта-прототипа,
получаем
1g В ~ lg A/q + lg QД25.1400s • 2 55 = + const;
1g Л = 1g Уо КМ/час + lg -^oq6725 = 1g км/час + const.
Следовательно, разметка для 7V и У получается путем сдвига шкaлigp
и lg к на постоянные величины. Таким образом, кроме определения любой
точки характеристики винта по р и к, можно получить для этих точек N
И V непосредственно. Переход от /Vo и Уо винта-прототипа к любым
и V производится следующим образом.
37
NnC 07 0.3 0.4 0,5 0,6 0.1 0.8 0.9 1.0 !,? 1.4 1.0
* j <_I I t ,< l-l 1 I...1 J i_i i i i_LlI lill-JitiilUllilHl_I_111 I A I. I I-11 I I J. 1 Ц I I И . 1 I i 1 J ь I. I i - . .
Фиг. 29. Логарифмическая диаграмма характеристик серии винтов.
38
wwiv.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В случае изменения D и я имеем
и
(44)
(45)
Это построение весьма упрощается иа логарифмической диаграмме, где
параболы любой степени представляются прямыми линиями. Логарифмируя
выражении (44) н (4о), получаем:
и
lgW=lg4 + 51g^- + 31g-£-
rlO
lgH = lgl/0 + lg^- + lg-^-.
Фиг. 30. Построение логарифмиче-
ских характеристик винтов.
Для получении А/ и И необходимо к отрезку ЕЕ' (фиг. 30), изо-
бражающему величину lg No, прибавить по оси ординат отрезки 51g^-
и 3 Ig —. На оси абсцисс нужно к отрезку ОЕ', дающему величину 1g Vo,
**о D
прибавить отрезки lg-g- nig—. Это же построение можно провести, от-
кладывай от точки £(lgN0, 1g Ио) отре-
зок EG, наклоненный к оси /V на угол
<]i=arctg5, и отрезок GH, наклоненный
к оси N на угол фг= arc tg 3.
Чтобы не откладывать каждый раз углы
ф и фп можно раз навсегда провести
эти прямые (фиг. 29). Пометив на них
начальные точки, обозначающие я0 =
= 1400 об/мин. и £)0 = 2,5 м знаком Or
(Origine — начало), наносит соответствую-
щие делении. Получаем масштабы чисел
оборотов и диаметров.
Пользуются этой диаграммой следую-
щим образом. Если, например, необхо-
димо ош еделить D и для заданных N,
И и л, откладывают на диаграмме точку И
(фиг. 30) дли заданных N и / и, про-
веди через нее линию, параллельную мас-
штабу чисел оборотов, откладывают
отрезок HG-, через полученную точку G
проводит линию, параллельную масштабу
диаметров D, до пересечении с интере-
сующей нас характеристикой винта. Измерив отрезок EG в масштабе
диаметров, получают диаметр; кроме того, читают по сетке соответст-
вующий к. п. д. и относительный шаг или угол установки лопасти.
§ 15. АБСОЛЮТНЫЙ МАКСИМУМ И КРИВАЯ ОПТИМАЛЬНЫХ К- П. Д.
Рассматривай нормальную диаграмму характеристик серии винтов
(фиг. 19), мы видим, что большим к. п. д. соответствуют замкнутые кри-
вые. Точке О соответствует абсолютный максимум К. П. д. — ^maxmax= 0,867.
Координаты этой точки обозначим и km. В идеальном случае расчет- »
ный режим (это обычно режим максимальной скорости) совпадает о этой
точкой. Фактически в настоящее времи возможности винтов ие совпадают
с требованиями современных самолетов к нему, и расчетный режим для
скоростных самолетов, снабженных мощными моторами, обычно лежит
правее и выше точки pm, km.
39
На Фиг. 19 через точку абсолютного максимума к. п. д. проведена
пунктирная линия OD, показывающая максимальные значения при любом К.
Эта линия называется кривой оптимальных к. п. д.
§ 16. ГРАФИК ТЕЙЛОРА
Кривой оптимальных к. п. д. пользуются для построения графиков Тей-
лора. Графики эти (фиг. 31) представляют собой семейство кривых
Nn? = f(V)
для различных значений = const, а также для различных окружных ско-
ростей U м/сек — const.
Построение графиков Тейлора производится следующим образом. Имея
выражение для коэфициента быстроходности
РУ&
75АЪ* ’
(41)
определяем значение
с
(46)
Подставляем вместо cs его значение
х
« =
с 75Х6 ’
тогда
а переходя к п — оборотам в минуту и I/ — км/час, получаем
Nn* = 0,08? &- (46'>
А
Для уровня земли р = 0,125 и выражение (46') примет вид
Nn*= 0,01^-У5.
Л
Беря какое-нибудь значение ?], определяем для него по кривой опти-
мальных к. п. д. OD на фиг, 19 значения К и ₽. Тогда для выбранного
значения iq уравнение (46) примет вид
TVn2 =_ const И5.
По этому уравнению строим на фиг. 31 кривую для данного тр На этих
кривых помечены также значения X.
Чтобы провести кривые одинаковых значений окружной скорости
U — const, воспользуемся соотношением
ncD =
X
Тогда
т j V км/час ~ Q7O Vкм/час
U — nDnc = к — =-------------= 0,о/2----г---.
X 3,оЛ. А
Затем для удобства строим предварительно графики (фиг. 32) значе-
ний U в зависимости от V при разных X. Выбирая какое-нибудь постоян-
ное значение U = const, находим для него на фиг. 32 ряд значений И и Х>
которые отмечаем на фиг. о1 рядом точек. Соединяя эти точки, получаем
кривую для выбранного нами U ~ const.
40
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ююв
Я/7*
70 Ю6
60J0*
да'
40 Ю*
ЗОЮ8
20Ю8
i _ 1 — -U 4>-
— —
1 । 1/1 / >л /! —— —
— — «J-rxL J-<=7 bl СяГ *7 tй о —п =*Г7 --г; :=т7 —
~ ~н—L1 ---ima:
1_rH7)_qtir.
— 7. .^L^L й!/ <7_ 0зГ~СзГ 7 J cs X 1 Sjj I
—
— £ J / i I ZI
——
— — Lztw+zl
т~ггл~1г1 j t—i Lr ' —
— — —-— . 1 Г—7—Г —Г ~ —>—|— 7—X—ч - — —
— -
— — — —- у— у у ^—1 4 — ?2^3гф±:
1 1 // iSf /til —эж /ce^
— - _ i / —If"'—у — '5/ -^Vt-4 1- —
— f i — r~ t—tr— г— г—~
-— — —— — — — /\£ Г~
— —
О юо 200 ~ 300 400 500 Укщчы
Фиг. 31. График Тейлора для оптимальных значений к. п. д.
!
41
График Тейлора может быть использован для расчетов прн высоте
полета Н ф 0, для чего удобно на осн абсцисс построить высотную сетку
(фиг. 33), пользуясь соотношением
Ря Y/s
Ро / J
о
Н
вытекающим из формулы (46) при Nn? = const и const.
Для удобства расчетов целесообразно откладывать на этих кривых
значения не окружной скорости
U = nDnc,
скорости
а результирующей
Такое построение
каждая кривая иа
может быть легко выполнено, если вспомнить, что
фнг. 37 и 39 соответствует постоянному значению X
Фиг 32 Зависимость окружной скорости винта от относительной
поступи и скорости полета.
и, следовательно, также
какой-либо величиной W,
ветствуют, по формуле
постоянному значению у 1 + (у) . Задаваясь
можно найти те скорости V, которые им соот*
при различных X, нанести полученные точки (И, 1) на фиг. 33, соединить
их и получить кривую W = const Зависимость Wот V и X дана на фиг 71
(правая часть), при помощи которой з «ачнтельно облегчается построение
линий постоянного значения W на фиг. 33
График фиг. 33 построен для серии трехлопастиых винтов ЦАГИ ЗСМВ-2.
Ои может быть использован с достаточной точностью и для винтов СМВ-2
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 33 График Тейлора с высотным масштабом
43
с другим числом лопастей i. Для этого необходимо ординаты изменить
i
в соотношения у.
Для винтов других серий в других условиях интерференции характер
кривых останется почти тот же, только незначительно изменятся значе-
ния к. п. д. Благодаря этому такой график может быть использован для
решения ряда задач по определению к. п. д. винтов и редукции авиамо-
торов (см. §41).
Напомним, что это исследование относится к винту, характеристика
которого следует оптимальной кривой OD (фиг. 19). В действительности
изменение характеристик винтов следует не по кривой OD, а для ВФШ
по значительно отклоняющейся от нее кривой О А (см. фиг. 55). Кри-
вая ОС для ВИШ с постоянным числом оборотов хотя и ближе к опти-
мальной кривой, все же дает значительное отклонение. Казалось бы, что
для ВИШ выгоднее отказаться от принципа постоянства оборотов с тем,
чтобы увеличивать обороты по мере уменьшения скорости. Однако это
на деле дает значительный рост окружной скорости и числа Бэрстоу
и в силу этого большие потерн в к. п. д.
ГЛАВА III
СТАТИЧЕСКАЯ ТЯГА И ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТОВ
НА МАЛЫХ СКОРОСТЯХ
§ 17. СТАТИЧЕСКАЯ ТЯГА
Тяга, развиваемая винтом на месте, называется статической тягой.
Определение ее в аэродинамическом расчете самолета необходимо для
расчета разбега и взлета.
Для винтов обычных диаметров тяга при разбеге и на взлете почти всегда
меньше, чем тяга на месте. —
Фиг. 34. Зависимость между[а<; и
при X — 0 (тяга на месте).
Поэтому величина статической тяги неточно
характеризует работу винта в условиях
разбега и взлета; кроме того, точность
вычисления ее не всегда достаточна. Не'
которые исследователи принимают в ка-
честве критерия работы вннта при взлете
тягу при некоторой небольшой скорости,
например 80 км/час.
К .п. д., определяемый по обычной фор-
муле
71 75N ’
уменьшается вместе с уменьшением ско-
рости и обращается в нуль при 0.
Между тем и при работе мотора на месте
вянт развивает тягу, что является его
полезной отдачей. Поэтому для случая
тяги на месте принимают следующее опре- .
деление для к. п.д.: это есть отношение
мощности, потребной для создания тягового
усилия и определяемой по теореме коли-
чества движения, к действительной мощ-
ности, потребляемой вянтом.
Статическая тяга определяется различными способами. В СССР она v
подсчитывается по основной формуле тягн:
(47)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
причем значение а, коэфициеита тяги при работе на месте берется из спе-
циального графика (фиг. 34), дающего зависимость от р, при i = 0. Зиая
определяем по этому графику as и затем Ps .
Недостатком этого способа является то, что он непосредственно ие
учитывает уменьшения тягн при больших окружных скоростях концов
лопастя.
В США статическая тяга определяется следующим способом. Выразив
крутящий момент и а месте
Мз = pnj D5, (49)
делям почленно уравнения (47) и (49):
^encDi ъ°'
Тогда
(50)
Чтобы не оперировать с аэродинамическим крутящим моментом винта,
удобнее заменять его крутящим моментом мотора. Крутящий момент
мотора выражается зависимостью
=716,2-^- кгм, (51)
где пм — число оборотов мотора в минуту.
Для получения крутящего момента вннта необходимо подставить в (51)
обороты вннта
М = 716,2 - = 716,2 , (52)
п 'рЛм '
или
мы
Л1=-Л- = ХрЯ«£)>. (53)
р
При условии тягн иа месте
'р
и
°. 0s 716,2 У,
lVD = Ь ZP
(54)
Таким образом для подсчета статической тяги необходимо знать nMS —
число оборотов мотора и /Vs—мощность в л. с в условиях тяги на месте.
Для ВФШ число оборотов мотора может вычисляться обычным способом
по характеристикам винта. Для ВИШ шаг устанавливается на максимальное
либо номинальное число оборотов, согласно допускаемой мощности.
Величина -- может быть подсчитана по опытным графикам. На фиг. 35
даны графики этой величины в зависимости от расчетной относитель-
ной поступи соответствующей максимальному к. п. д., для винтов раз-
личных типов.
45
Пример 1. Определить тягу иа месте для самолета с мотором, разви-
вающим №=850 л, с. при лм = 2700 об/мин., ip = 0,85, если 1,2;
вннт с профилем RAF-6, D ~ 3,25 м.
Решение. По фиг. 35 (кривая 5) получаем при
а
•р- = 17,5 и по формуле (54) имеем:
п _ 17,5 716,2 - 850 = кзо кг_
1т=1э2 значение
у ~ 0,85 - 2700 - 3,25
1—двухлопастный деревянный ВФШ> 2—трехлопастный деревянный ВФШ,
3—четырехлопастный деревянный ВФШ, #—двухлопастный ’деревянный ВИШ,
5—двухлопастный металлический ВИШ с профилем RAF-б, 6—двухлопастный
металлический ВИШ с профилем Кларк-Y.
§ 18. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТОВ И ТЯГА НА МАЛЫХ’СКОРОСТЯХ
При определеняи диаметра винта необходимо учитывать условия взлета.
Для вычисления длины разбега необходимо знать тягу винта. При этом
для ВИШ приходится определить минимальный угол установки лопастей,
а для ВФШ подсчет угла установки лопастей сводится к сопоставлению
его характеристик иа больших скоростях со взлетными характеристиками.
46
Паплттп^ уоклг www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими пуками?!
1 юдсчет льм! на малых скоростях проводить при помощи нормальных
графиков не всегда возможно. При малых X удобнее пользоваться графи-
ками а и р по X и лучше всего одним графиком р по X с нанесенными
линиями постоянной величины а (фиг. 20).
Вопрос о вычислении тяги винта иа взлете ставится по-разному для
автоматических ВИШ постоянного числа оборотов и ВФШ.
_ О
Фиг. 36. Величина — в зависимости от коэфициеита крутящего
момента х при статической тяге для разных углов установки
* лопасти.
Чтобы вычислить тягу на взлете, необходимо определить величину
75N
коэфициеита мощности р по уравнению р = —=—. Для винта с постоянным
числом оборотов величина р останется постоянной по всему диапазону
взлета и может быть представлена горизонтальной прямой линией на гра-
фике р по л (фиг. 20). Задаваясь значением X, получаем величины а вдоль
этой прямой. Так как число оборотов мотора и диаметр являются постоян-
ными, то каждой величине X соответствует определенная скорость
V = ncDk
Тяга винта получается из соотношения
47
Этот метод обеспечивает получение тяги в зависимости от скорости для
условий взлета. Тот же метод может быть использован для расчета подъ-
ема и нормального полета.
При расчете с ВФШ предполагается, что известны следующие расчет-
ные характеристики самолета иа уровне моря дли какого-либо исходного
режима (например максимальной скорости): Ирасч, пмрасч, Л^асч, Нрлсч, D.
Метод состоит в следующем.
Вычисляем Храсч и ррасч, определив тем самым расчетную точку на фиг.
20. По этой точке определяем угол и арасч. Затем, задаваясь рядом зна-
чений л, выписываем для иих величины аир, взятые из кривой для дан-
ного угла (фиг. 20>, после чего вычисляем для каждого из полученных
значений X, а и р следующие величины:
расч
Л
ярасч
। 75ЛАт] *»। ? А л т-j гу Ррасч я _____________________________ у а
расч — —, И — И расч ~ , Г — ^расч - □ Др
v Арасч "расч расч И Р
При этом методе предполагается, что крутящий момент мотора при
полностью открытом дросселе постоянен*. ,
Пример 2. Определить тягу ВФШ при взлете и подъеме для самолета,
имеющего следующие характеристики:
К^сч = 306 км/час; Прасч = 1500 об/мии.; Npacq = 600 л. с.; Храсч = 1,00.
Характеристики виита даны иа фиг. 20: £> = 3,4 м; ^расч = 0,86; — 25°.
Решение. По характеристике виита (фиг. 20) при ф = 25° и
1Расч = 1,0 получаем: арасч = 0,06; ррасч = 0,071; тогда Ррасч = 455 кг;
К = 455 = 538 кг.
«расч °>06
Остальные вычислении — в табл. 3.
Таблица 3
Определение тяги при взлете и подъеме с ВФШ
X Л ^расч а а т Ррасч Р п Ярасч V, км/час Р, кг
0,1 0,1 0,158 0,144 1,095 0493 0,702 21,5 590
0,2 02 0156 0,138 1,130 0,514 0,716 44 610
0,3 03 0,154 0,133 1,155 0 534 0 730 67
0,4 0,4 0,152 0127 1,195 0,559 0.746 91,5 644
0,5 0,5 0,148 0,123 1200 0,577 0,758 116 646
Об 06 0,136 0 120 1,130 0,591 0,768 141 610
0,7 0,7 0120 ОНО 1,090 0,646 0,802 171 588
0,8 08 0,100 0100 1,000 0,710 0 842 206 538
0,9 0,9 0,081 0,088 0,920 0,808 0,898 248 496
Для подсчета тяги иа малых скоростях можно также пользоваться фор-
мулой, аналогичной формулам (50) и (54) для подсчета тяги на месте:
а М ___ а
X О " X * р D*
(55)
Величина 4 может быть определена по графику типа фиг. 36, где она
Л»
представлена в функции коэфициента крутящего момента в статических
условиях
48
wwAy.vokbla.spb.iu - Самолёт своими руками?!
Коэфициеит крутящего момента в статических условиях связан следую-
щей зависимостью с производным коэфициеитом крутящего момента
_ J16JV
;Р ~~ ;Р Пм’
(56)
где
(52)
На фиг. 37 дай аналогичный график для американского виита NACA
серии 1С1-0, ио в несколько измененной форме. Здесь координатами яв-
ляютси и X. Такой график более удобен для расчетов с ВИШ автома-
том (п = const). Весь диапазон скоростей иа графике дается прямой, про-
ходящей через расчетную точку и иачало координат.
Фиг- 37. Зависимость К от Х5 для разных углов установки ? и различных
„ а
значений — — const.
Тяга для ВИШ вычисляется следующим образом.
Имея крутящий момент Ж, диаметр виита D, числа ^оборотов пс и пм
и скорость V, вычисляем значения X и "4$ == ^Af’ кот°Рые дают
иам точку иа фиг. 37. По этой точке определяем у и угол установки ло
пастей. Затем вычисляем тягу по формуле (55). Повторяя эту операцию
несколько раз, получим для ряда значений скорости значения г
Кравец—157—4
Пример 3. Определить тягу на взлете с ВИШ, если 1 = р = 0,7; Xs =
= —? = 8,0; Л1М = 312 кгм\ D = 2,75 м.
V X'
Решение. По графику 37 получаем при заданных значениях величи-
ну-^ 7,5; <р = 18°
7,5 g = 850 кг.
ГЛАВА IV
НУЛЕВАЯ И ОТРИЦАТЕЛЬНАЯ ТЯГИ И ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ
ВИНТА
§ 19. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТА ПРИ НУЛЕВОЙ НЕОТРИЦАТЕЛЬНОЙ ТЯГЕ
Нулевая тяга
Нулевая тяга определяется динамическим шагом, при котором винт
рассекает воздух, не отбрасывая его назад, и, следовательно, не создает
ни тяги, ни сопротивления.
Определение режима нулевой тяги необходимо для построения поляры
самолета при планировании.
Для этой цели нужно по нормальной диаграмме а по X определить ряд
значений X и ф или h при а = 0 и построить график (фиг. 38) зависи-
мости X от угла установки
лопасти при нулевой тяге.
Фиг. 38. Зависимость X от угла установки для
режима нулевой тяги и нулевого крутящего
момента.
1—нулевая тяга, 2—нулевой крутящий момент.
Отрицательная тяга и отрица-
тельный крутящий момент
Испытания в трубе пока-
зали, что винт может дать
отрицательную тягу, в
колько раз большую,
положительная, которая
жет быть им развита.
Крутящий момент аэроди-
намических сил, препятствую-
щий вращению винта в нор-
мальном полете, будем считать
положительным моментом.
нес-
чем
мо-
Тогда момент, вызываемый
воздействием воздуха на винт,
способствующим его враще-
нию, будет отрицательным.
Для построения характери-
стик отрицательной тяги и отрицательного крутящего момента обычно
применяются их производные коэфициенты а' и у*, так как они удобны
для построения кривых в диапазоне больших значений X, при которых
имеет место отрицательная тяга.
Например, производный коэфициент тяги а'= удобен для анализа
отрицательной тяги тем, что ои не включает оборотов (он напоминает
обычный коэфициеит лобового сопротивления). Нормальный же коэфи-
циент тяги а — —применять в этом случае неудобно, так как он
стремится к бесконечности по мере приближения X к бесконечности
/ 1 \ ,
(или -у- к нулю), что усложняет построение графиков.
50
www.vukbJ*.fcpb.r»i - Сямц.4И-скимми руками?!
51
На фиг. 39 и 40 даиы характеристики винта NACA-4412 дли всего
диапазона углов установки лопастей. Применение обеих форм коэфициен-
тов позволяет уменьшить размеры диаграмм. Эти графики построены та-
ким образом, что на левых сторонах даны зависимости а и '/ в функции
X от значении X === 0 до X = 1,0, а на правых—а' и / в функции от зиа-
ченин -у- = 1 до — = 0 (т. е. X = со).
Значение X = 1 взито, как точка перехода от одной формы коэфици-
ентов к другой, так как в этой точке оба коэфициеита имеют одинако-
вые значении.
Фиг. 41. Коэфициенты тяги и крутящего момента для диапазона
отрицательной тяги.
Диаграмма фиг. 41 составлена иа основании кривых фиг. 39 и 40. Она
охватывает диапазон углов установки лопасти и значений соответ-
ствующих отрицательной тиге.
Мы видим, что абсолютная величина коэфяцяеита отрицательной тяги
увеличивается при уменьшения угла установки лопасти. Поскольку ло-
бовое сопротивление винта, работающего на холостом ходу, зависит от
числа оборотов, зависящего в свою очередь от крутящего момента мо-
тора, очень важно, чтобы кривые коэфициентов крутящего момента вхо-
дили во всякую рабочую диаграмму.
При работе с графиками фиг. 39 я 40 нужно иметь в виду, что в слу-
чае необходимости приходятся самостоятельно пересчитывать X в -—и об-
ратно, а также основные и производные коэфяцяеиты друг в друга по
формулам (34), (35) и (36). Это ясно яз следующего примера.
52
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Пример 4. Определить по фяг. 39 значение а при <? = 2° и к = 2,0.
Решение. Так как значения X на левой части диаграммы ограни-
чены К = 1,0, определяем = 0,5.
По правой частя прн ср = 2° я -у-=0,5 получаем значение а'=—0,053.
По формуле (34) а = а'Х2 =—0,053 • 22=—0,212.
Значение а'=—0,053 можно также получить из
фиг. 41.
Фиг. 42. Кривые коэфициентов тяг» и крутя-
щего момента трехлопастных винтов с профи-
лями Кларк-Y и RAF-6. Диаметр винтов 3,05 л,
угол установки на 0,75/?, © = 25°.
Фиг. 43- Коэфициенты тяги и крутящего
момента при заторможенном винте
/ 1 kd л\
I у = у- = О J для трехлопастных вин-
тов с профилями Кларк-Y и RAF-6.
Результаты испытаний иа режимах отрицательной тяги различных
винтов современной конструкция с различными числами лопастей и профи-
лями Кларк-Y и RAF-6 приведены иа фяг. 42—44.
Фиг. 44. Сравнение коэфициентов тяги и крутящего момента для винтов
с двумя, тремя и четырьмя лопастями профиля Кларк-Y при угле уста-
новки = 25°.
Из фиг. 42 и 43 видно, что при малых значениях у, а также при
малых углах установки значения коэфицяеитов для того и другого про-
филя близки иля совпадают. С увеличением же (фяг. 42) иля ср (фиг. 43)
Л
53
коэфициенты для RAF-6 становятся по абсолютной величине больше,
чем для Кларк-Y. Это расхождение может быть приписано различию
форм двух профилей.
Сравнение винтов с разным числом лопастей дано на фиг. 44. Коэфи-
циенты винтов с тремя и четырьмя лопастями были разделены на число лопа-
стей, а затем умножены на 2 и, таким образом, приведены к двухлопа-
стному винту для сравнимости. Кривые показывают, что не имеется
большого расхождения между характеристиками винтов с различным
числом лопастей.
§ 20. КРУТЯЩИЙ МОМЕНТ ТРЕНИЯ МОТОРА
Основным затруднением при вычислении отрицательной тяги винта
в любых условиях, особенно при проворачивании неработающего мотора,
Фиг. 45. Кривые фрикционного крутящего момента для
8 авиамоторов
является определение чи-
сла оборотов, так как оно
зависит от фрикцион-
ного крутящего мо-
мента, являющегося ве-
личиной переменной.
Для решения задач,
связанных с отрицатель-
ной тягой, необходимо
наличие некоторых сведе-
ний о фрикционном кру-
тящем моменте моторов.
Мощность трения яв-
ляется сложной функцией
многих факторов, из
которых главными явля-
ются литраж и обороты
мотора. На мощность
трения оказывают также
влияние редукция, вы-
сота полета, установка
дросселя, степень сжатия,
наддув, температура масла и конструктивные особенности двигателя.
Результаты полетных испытаний показывают, что число оборотов дви-
гателя после остановки его, когда винт вращается, как ветрянка, обычно
составляет на данной скорости 35—50% оборотов мотора при горизон-
тальном полете на той же скорости.
Если не имеется кривых мощности или крутящего момента трения,
можно в пределах этого диапазона получить приблизительные значения
момента из уравнения:
мг = Мм ®(1 +k2H)
р
(57)
где Мг—крутящий момент трения на валу мотора в кгм, <и—литраж дви-
гателя, пм—обороты коленчатого вала двигателя в минуту, Н—высота
полета в м, kl9 k2 и &3—константы.
В результате полетных испытаний [67] получены следующие значения
констант: —0,000481; k2 — 0,0000855; k3 имеет два значения: для редук-
торных двигателей 1,2, а для безредукторных 1.
Тогда для редукторных двигателей
мт = 0,000481 Им ®(1 + 0,0000855//)
У
f
а для без редукторных
Af, = 0,000481 «„•»(!+ 0,0003855//).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Интересно отметить, что при полете на полном дросселе крутящий
момент трения почти всегда постоянен. При отрицательной тяге крутя-
щий момент трения предполагается пропорциональным числу оборотов, а
при положительной тяге—квадрату оборотов.
£На фиг. 45 показаны кривые трения и крутящего момента для восьми
современных авиамоторов с различными диапазонами мощности и литра-
жем. Кривые построены на основании данных табл. 4. Некоторые нз них
экстраполированы и доведены до 1000 об/мин.
Таблица 4
Крутящий момент трения восьми различных авиадвигателей
Двигатель Объем ци- линдров V в л Мощность N в л. с. Число оборо- тов мотора лм в об/мин. Фрикционный крутящий мо- мент Мг в кгм Мг кгм пм * об/мин.
1 30 768 1950 — 32,3 — 0 0166
2 30 700 1950 — 33,7 — 0,0173
3 25,2 850 2 150 — 23,2 — 0,0108
4 25,2 750 2 500 — 32,7 — 0,0131
5 22 450 2 100 — 21,8 — 0 0104
6 16,1 300 2 000 — 13,8 — 0 0069
7 16 330 2 000 — 13,8 — 0,0069
8 8,2 145 2 050 - 7,1 — 0,00345
кривым легко проверить, в какой мере можно фрикционный кру-
По этим
тящий момент считать пропорциональным пм. Для этого на фнг. 45 (вверху)
построена пунктирная прямая, проходящая через начало координат и пред-
ставляющая пропорциональную зависимость приближенно соответ-
пм
ствующую мотору 3.
Мы видим, что такое приближение допустимо для чисел оборотов от
1000 до 2* 00 об/мин., а при малых обор.отах оно должно давать значи-
тельные отклонения от истинных величин Например, экстраполируя кривую
для мотора 4 в сторону малых оборотов, мы не попадаем в начало коор-
динат, между тем как при пм — 0 крутящий момент, очевидно, должен
быть равен нулю. Можно, однако, и для малых оборотов принять закон
прямой пропорциональности Мг н пм , так как ошибка, полученная при
этом в определении коэфициента тяги, будет по абсолютной величине
незначительна.
При больших оборотах моторов (выше 2000 об/мнн.) фрикционный
крутящий момент, как видим, растет быстрее, чем по закону прямой
линии. Поэтому в задачах, относящихся к большим оборотам (например
случай пикирования), следует несколько увеличить среднюю для данного
мотора величину К = —
Из принятого нами уравнения = видно, что величина —-------------
пропорциональна литражу V. На фиг. 45 внизу дан график зависимости
—- от <и для кривой мотора 5 (экстраполяция), а также средний график
по данным восьми двигателей.
Если отсутствуют полные данные по трению, то по последней кривой
можно получить приближенное значение — для любого мотора. В случае
м 1
мотора с редуктором величина —— должна умножаться на -г2- , так как
Лм 1 р
крутящий момент изменяется пропорционально квадрату оборотов.
55
Фрикционный крутящий момент мотора, как и мощность трения
(см. выше), в действительности зависит от многих факторов. Однако
изменения, вносимые некоторыми из этих факторов, взаимно уничтожа-
т-г Мг
ются, а влияние других незначительно. Поэтому величину “г— можно с
достаточной точностью определять по фиг. 45.
С увеличением высоты полета фрикционный крутящий момент умень-
шается, зато увеличивается трение вследствие понижения температуры
с высотой Поэтому поправками на высоту в большинстве случаев можно
также пренебречь. Но само по себе изменение температуры (на данной
высоте) значительно изменяет фрикционный крутящий момент.
Редуктор увеличивает фрикционный крутящий момент на 10—20%
при минимальных оборотах мотора.
Производный коэфициент крутящего момента по оборотам Хл
Применяя коэфициент крутящего момента трения, можно при помощи
фиг. 45 вычислять обороты при отрицательной тяге только методом по-
следовательных приближений. Этого можно избежать, если ввести новый
коэфициент /л, который назовем коэфициентом крутя щ е г о мо-
мента по оборотам н определим следующим соотношением:
мг
7 _7П _ М V _ пс ,
Рассмотрим фиг. 46. Ось абсцисс размеченная вверху, — общая
для обоих графиков, верхнего и инжнего. Вверху нанесены кривые отри-
цательного коэфициеита тяги по у- для различных углов установки ло-
пасти, внизу — кривые / по -у- также для разных углов. Так как по
формуле (58) /' ~ /п -у, то всякому постоянному значению /л— const соот-
ветствует на инжнем графике некоторая прямая, проходящая через начало
координат. Таковы прямые ОС, ОС'.
Значения /л — const размечены справа и внизу и относятся к прямым,
проведенным нз начала координат к соответствующей метке. Например
прямая ОС' относится к /л =—0,0075, а ОС—к — 0,0019.
Как пользоваться этим графиком, ясно из следующего примера. Пусть
нам известна величина — для нашего мотора (из фиг. 45) и дана ско-
лс
рость V. Угол установки ф = 20°. Требуется определить а' и обороты.
По формуле (58) для данной высоты (данного р) подсчитываем значения
Предположим, что оно оказалось равным — 0,0019. Беря по разметке справа
точку хл= —0,0019 (точку С), соединяем ее с началом координат и полу-
чаем прямую ОС для *хп“СОП51=—0,0019.
Дальнейшее решение указано на фиг. 52. Из точки пересечения пря-
мой ОС с кривой / для 20° (точки D} проводим вертикаль DD”D'. По точ-
ке D’ читаем значение у, а по точке D" пересечения вертикали с кри-
вой для ф = 20° читаем а'— —0,025.
Зная v-, можно вычислить обороты:
л.
______1 И
Пс ~ D '
Некоторые способы вычисления отрицательной тяги в указанных слу-
чаях приведены ниже.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
57
$ 21. СОПРОТИВЛЕНИЕ ОСТАНОВЛЕННОГО И СВОБОДНО ВРАЩАЮЩЕГОСЯ ВИНТА
Сопротивление винта зависит, главным образом, от крутящего момента
трения, угла установки лопасти и диаметра винта.
На фиг. 47 нанесен коэфнциент отрицательной тяги а' в зависимости
от угла установки лопасти для свободно вращающегося двухлопастного
винта = 0 только с одной гондолой (кривая 2), с крылом и гондолой
(кривая 3) и дли остановленного винта (кривая 1).
Фиг- 47- Изменение коэфициеита отрицательной тяги в зависимости
от угла установки двухлопастных винтов серии NACA 4412.
1—остановленный вннт, 2—винт с гондолой, 3—внит с гондолой и крылом.
Кривая 3 построена для винта, установленного впереди передней кромки
крыла, приблизительно на 30% хорды крыла, на основании двух испытаний
е винтом, установленным приблизительно на 10 и 50°/о хорды впереди
крыла. По этим кривым путем определения а' может быть вычислена
эквивалентная площадь вредного сопротивления винта:
2
р V2
(59)
Имея график а' типа фиг. 47 для двухлопастного виита, можно определить
этот коэфицнент приближенно и для другого числа лопастей t, умножая
его на
По кривой 1 видно, что коэфнциент отрицательной тиги закрепленного
винта уменьшается по абсолютной величине при увеличении угла установки
лопасти от —0,0250° при угле установки 0° до минимума, равного —0,00141
при угле 87°.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 48- Коэфнциент отрицательной тяги свободно вращающихся
трехлопастных винтов средней формы в плане в зависимости от угла
установки лопасти для различных значений / =const.
винтов средней формы в плане в зависимости от угла установки лопасти
для различных значений у = const.
59
При угле установки лопасти выше 13° свободно вращающийся винт
имеет меныпее лобовое сопротивление, чем закрепленный. Ниже 13° по-
ложение обратное: коэфициент отрицательной тяги быстро увеличивается
до максимума, приблизительно равного — 0,107, при угле установки лопа-
сти в 2° (кривая выходит за пределы чертежа).
На фиг. 48 и 49 приведены удобные в некоторых случаях средние
кривые отрицательных а' и -у- в зависимости от угла установки лопасти
при нескольких значениях /п = const для свободно вращающихся трехло-
пастных винтов средней формы в плане.
Пример 5. Определить отрицательную тягу винта при следующих
условиях. Двухмоторный самолет летит со скоростью 217 км/час при
одном выключенном моторе. Мощность моторов по 750 л. с., литраж
v = 24,5л, число оборотов винта п=1450 об/мин. Число оборотов мотора
л 1450
пм = 2000 об/мин. Редукция ip = — = 2000’ ~ 0,725. Профиль винтов RAF-6;
вииты трехлопастные, диаметр D =3,35 м. Высота полета Н — 1525 м,
р =0,1077.
Решение. По фиг. 45 при литраже v — 24,5 л получаем значение
-- -0,0124.
п ’
м
п Л1Г
Переходя к—имеем
пс
Мг Mr 1 — 0,0124*60 1 40 кгм
~п^~~ п„ ? “ 0,7252 ~ ~ 1,42 об/сек. ’
60~ ₽
Прибавляя Ю°/о на влияние редукции, получаем
Мг - кгм
---= — 1,56 —,
лс-’ об/сек.’
а
Мг
= JFZ)* = 0,1077.60 - 335* “ ~ 0,0019.
Далее пользуемся фиг. 46, как указано в предыдущем параграфе, и
находим а' для любого угла установки, проведя прямую ОС для
X = const = — 0,0019.
Необходимо, одиако, ввести здесь одно уточнение. Как уже было ука-
зано, предположение о приближении фрикционного крутящего момента
к нулю на малых величинах (малые значения не всегда является
верным, хотя абсолютная величина получаемой при этом ошибки незна-
чительна. Для уменьшения этой ошибки необходимо вычислить величину
фрикционного крутящего момента при пи — 0, затем по ней подсчитать
значение х\ при котором винт перестает вращаться (в данном случае
X* ——0,000877). Откладывая это значение на оси х' (фиг. 46—точка А),
проводим от этой точки горизонталь АВ до пересечения с прямой ОС.
Этой прямой АВ будем пользоваться вместо участка О В, а прямая ОС
заменится, таким образом, ломаной АВС, по которой и будем производить
дальнейшие расчеты по определению отрицательных тяги и мощности.
Вычисления расположены в табл. 5, а кривая отрицательной мощности
дана на фиг. 50 (кривая 1) вместе с кривой для остановленного вннта.
На фиг. 50 можно видеть, что для большинства углов установки лопа-
стей потребная мощность для преодоления сопротивления заторможенного
винта будет значительно больше, чем при свободно вращающемся винте.
60
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Таблица 5
Онределенне лобового сопротивления винта
trfi 7/ 1 Лс D "Г “ V а' Р, кг хг PV N “ 75 *' С'
10 — 0,00205 1,08 — 0,0772 — 340 — 270
15 — 0,00187 0,987 — 0,0414 — 183 — 145
20 — 0,00157 0,825 — 0,0250 — ПО — 87
25 — 0 00132 0692 — 0,0155 — 68 — 54
30 — 0,00112 0,583 — 0,0107 — 47,5 — 37,5
40 — 0,000877 0,420 — 0,0055 — 24 — 19,1
50 — 0,000877 0,292 — 00037 — 16,5 — 13,0
60 — 0,000877 0,193 — 0,0046 — 20,5 — 16,2
70 — 0,000877 0,109 — 0,0036 — 16 — 12,6
Точно так же большая часть выигрыша от увеличения угла установки
лопасти вращающегося винта относится к 35—40°.
В случае повреждения в полете некоторых частей мотора может оказаться
необходимой остановка винта. В таких случаях рекомендуется повернуть
лопастн винта примерно до 85—90°,
тогда винт прекратит вращение и ——ri————Г-гя———-
будет иметь небольшое лобовое со-
противление. Это значительно выгод-
нее, чем останавливать мотор тор-
мозами, так как в последнем случае
сопротивление винта сильно увели-
чивается и летные данные самолета
ухудшаются. Следовательно, лопасти
винта, установленные по потоку, мож-
но рассматривать как эффективную
тормозную систему, дающую возмож-
ность останавливать мотор без по-
тери в летных данных и с меньшим
риском повредить мотор. Кроме того,
такой поворот лопастей устраняет
и вибрации, порождаемые свободно-
вращающимся винтом.
Испытания в полете при одном
работающем и одном выключенном
Фиг- 50. Мощность, необходимая для пре-
одоления лобового сопротивления винтов на
транспортном самолете при V =217 км/час.
Трехлопастный винт NACA 5868-R6;
D = 3,35 м-
1—винт свободно вращающийся, 3—остановленный
винт.
скорости достигает 8 -14 км/час,
>сти от 11 до 15%. Увеличивается
моторе показали значительно луч-
шие летные данные при повороте на
втором моторе лопастей по потоку,
чем при свободно вращающемся или
остановленном без поворота винте.
Получается заметное повышение ско-
роподъемности и потолка; увеличение
что соответствует выигрышу в моще
дальность, а следовательно, и возможность дотянуть до аэродрома.
То же относится к самолетам с большим * числом моторов. У них сво-
бодно вращающийся винт на остановившемся моторе может развить чрез-
мерно большие обороты ввиду сравнительно большой скорости, поддер-
живаемой работающими моторами, что вызывает большое сопротивление.
На одномоторном самолете такой поворот лопастей при остановке мо-
тора дает также ряд преимуществ: улучшает условия планирования, а
также маневренные качества н легкость управления самолетом.
61
§ 22. ПРИМЕНЕНИЕ
ТОРМОЗНОГО ДЕЙСТВИЯ ВИНТА ДЛЯ УМЕНЬШЕНИЯ СКОРОСТЕЙ
ПИКИРОВАНИЯ И ПРОБЕГА ПРИ ПОСАДКЕ
Быстрое усовершенствование аэродинамических качеств современных
молетов создало значительное увеличение максимальных (предельных)
скоростей пикирования 1Лшк- Скорости эти таковы, что могут разрушить
самолет или лишить его управляемости.
С Пля уменьшения скорости при пикировании и последующем выравни-
вании
бовое
можно в случае ВЙШ весьма эффективно использовать большое ло-
сопротивление винта при малом угле установки.
Фиг. 51. Скорость пикирования и число оборотов винта
самолета биплана. Вес G =2580 кг, N =420л с. при 2200 об/мин.
Винт серии NACA 4412, [£>=2,7 м Величина cxS =
= 1,059 м2.
J- мотор не работает, 2—мотор работает
На фиг. 51 изображены графически результаты определения предель-
й скорости для биплана весом 2580 кг. Вычисления производились на
Н°новании данных фиг. 47; так как влияние фюзеляжа и высокой скорости
°С концах лопастей не учитывалось, то вычисления не могут претендовать
Н3 большую точность. Сплошные кривые относятся к свободно вращающе-
на _____
'rrinULTD —— Т/ rnVUQlA ГЧ ТТТ UHCTk КЛПТЛПО ППЫ-
На
ся винту, а пунктирные ветви — к случаю, когда мощность мотора при-
М^ялась для того, чтобы сохранить постоянное число оборотов винта
/9900 об/мин.). Таким путем достигается значительно большее уменьшение
ельной скорости, чем при полном дросселировании мотора.
nPe* фиг. 51 видно, что при уменьшении шага винта предельная скорость
do понижается до тех пор, пока угол установки лопасти будет равен
б^близительно 4° на 0,7о/?. После этого при дальнейшем уменьшении
яРиа скорость повышается, если только число оборотов винта не поддер-
“ивается постоянным.
62
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Отдел летных испытаний NACA произвел недавно ряд опытов Для
определения предельной скорости пикирования. Результаты этих испытаний
(фиг. 52), проведенных на современном истребителе (фиг. 53), снабженном
ВИШ „Гамильтон-Стандарт", позволяют точнее судить о влиянии угла уста-
новки лопастей на скорость пикирования.
Фиг. 52. Скорость пикирования и число
оборотов современного истребителя моно-
плана; Н- 2450 м, трехлопастный винт.
Фиг. 53. Самолет в вертикальном пикирова-
нии. Неустойчивое положение, вызванное
винтом, используемым в качестве тормоза.
Из фиг. 52 видно, что этот самолет с винтом, установленным на 35°,
имеет максимальную Улик, равную 900 км]час, тогда как при установке
лопастей на 2° скорость падает до 440 км!час, т. е. на 49° 0. Нужно от-
метить, что обороты мотора очень сильно возрастают при углах установки
лопастей порядка 15°. Таких разрушающих оборотов мотора можно избе-
жать путем установки лопасти между 5 и 0° перед началом пикирования,
для чего следует иметь быстродействующий регулировочный механизм.
Если необходимо еще более сильное тормозящее действие, можно винт
установить на отрицательные углы и запустить мотор.
Метод вычисления VnHK
Метод вычисления максимальной скорости пикирования вообще весьма
сложен. Можно его несколько упростить применением отношения ——
и коэфициеита уп.
Для определения скорости вертикального пикирования можно пользо-
ваться следующей приближенной формулой:
пик
Рс-*сам ^кр РСгв ^в
2 h 2
Эта формула дает довольно точное значение скорости пикирования при
тормозных винтах и несколько приуменьшенную скорость в случае винтов
нормального типа не тормозных (см. труды ЦАГИ № 486).
Воспользовавшись соотношением для сХв5в из формулы (59), получим:
Vn.K = lA-------------• (60)
I/ +
• 2^
63
По этой формуле УПИк вычисляется последовательными приближениями
-следующим образом. Задаемся заранее некоторой предполагаемой скоростью
мг ,
Упик. Найдя — (по фиг. 45), можно подсчитать по формуле (58). По
соответствующим графикам (см. фиг. 46, 245, 249, 253, 257, 261) можно полу-
1 лс П
чить величину а' и = —р—для нужного угла установки лопасти. Подста-
вляем а' в формулу (60) и получаем значение Упик.
Если вычисленная величина УПик не равна заранее взятой, то следует
произвести новое вычисление, задаваясь другим значением ИПНк •
Обороты мотора определяются по найденному значению .
Л Г
Устойчивость при пикировании
Против применения винта в качестве тормоза для уменьшения конеч-
ной скорости самолета часто приводится аргумент о дестабилизирующем
влиянии тормозящего нинта. Продольная устойчивость нарушается, если
центр тяжести расположен далеко от оси тяги.
При вертикальном пикировании с тормозящим винтом отрицательная
тяга виита будет направлена вертикально вверх. При наличии небольшого
скольжения (фиг. 53) тяга и сила тяжести создают смещающую пару сил,
которая уравновешивается боковой аэродинамической силой, действующей
на киль и фюзеляж.
Анализ устойчивости курса самолета показывает, однако, что в пики-
ровании, когда винт применяется в качестве тормоза, неустойчивость курса
будет иметь очень незначительное влияние, если конструкция самолета
имеет достаточную боковую устойчивость. Это заключение совпадает с
опытными данными, полученными при испытаниях в пикировании (см. репорт
NACA № 599), во время которых не наблюдалось признаков неустойчивости
даже при максимальном тормозящем действии винта.
9Юиг
—910 кг
Фиг. 54. Метод применения винтов в качестве
тормозов для уменьшения посадочного рас-
стояния. Полетный вес самолета G =14 500 кг,
Vnoc^110 км/час.
Управление при планировании и посадке
Весьма выгодно применение воздушных винтов в качестве тормозов,
особенно на многомоторных самоле-
тах при планировании на посадку и
пробеге на земле. Большое посадочное
расстояние (планирование над пре-
пятствием в 15 я + пробег), которое
требуется для современных больших
четырехмоторных пассажирских и
бомбардировочных самолетов, значи-
тельно сокращается. Лопасти винтов
двух крайних моторов могут быть
установлены иа отрицательные углы
— 15° или — 20° перед планированием
на посадку, лопасти же средних вин-
тов должны остаться в нормальном
полетном положении, так что в случае
необходимости самолет может вновь
взлететь на этих двух моторах. При
помощи различного дросселирования
средних (тяговых) и крайних (тормоз-
ных) моторов можно получить очень
хорошее управление при планирова-
нии и заходе на посадку. На земле
летчик может дать газ тормозящим
моторам и значительно уменьшить
пробег. Сумма этих мероприятий дает
и а 25—оО°/0.
уменьшение посадочного расстояния
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В хаОл. б даны для сравнения результаты вычислений посадочных дан-
ных при обычной и заторможенной посадке для четырехмоторного само-
лета с полетным весом 14,5 тп и с посадочной скоростью 30,5 м!сек =
= 110 км час.
Сравнение обычной и тормозной посадки
Таблица б
Посадка Угол пла- нирования Расстояние от препятствия (15 м) до точки соприкоснове- ния с землей Пробег по земле Общее рас- стояние для посадки
в м
Обычная .... .... 7 8' 1 120 | 580 700
Тормозная 14° 2' 60 | 385 445
В первом случае (обычная посадка) для всех четырех винтов бралась
нулевая тяга, а во втором—для двух крайних винтов отрицательная тяга
по 910 кг (фиг. 54).
Из таблицы видно, что при использовании винтов в качестве тормозов
угол планирования увеличивается почти вдвое, а общее расстояние для
посадки уменьшается на 37%. Применяя в качестве тормозов все винты,
можно это расстояние еще больше уменьшить.
ГЛАВА V
НЕКОТОРЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТОВ
§ 23. ВИНТЫ ФИКСИРОВАННОГО И ИЗМЕНЯЕМОГО ШАГА
Винт фиксированного шага
Обычный ВФШ, достоинствами которого являются простота конструк-
ций и меиьший вес, чем у ВИШ, обладает тем недостатком, что он может
быть достаточно эффективен только на одном (расчетном) режиме полета,
а по мере отклонения от этого режима его полезная отдача падает весьма
значительно. Чаще всего в качестве расчетного берется режим максималь-
ной скорости на какой-либо заданной высоте. Это значит, что мы под-
бираем винт так, чтобы он на данной высоте и при максимальных допус-
тимых оборотах мотора давал наивысший к. п. д. („скоростной" винт).
Пусть мы имеем нормальную диаграмму характеристик серии винтов
(фиг. 55) и пусть нам удалось подобрать параметры винта (£) и <р) так, что
для нашего расчетного режима мы получили наивыгоднейшую точку О
абсолютного максимума к. п. д. (7lmaxmax = 0,816) с координатами = 1,69
и р = 0,183. Тогда угол установки лопасти окажется равным 40°, и харак-
теристика нашего винта пойдет по кривой Оа.
Но по мере удаления от точки О (уменьшение скорости) к. п. д. па-
дает, и в точке а, для которой значение К равно половине и соответ-
ствующей примерно режиму взлета или подъема, тд = 0,42, т. е. составляет
всего 51,5% расчетного к. п. д.
Но главным недостатком такого („тяжелого") винта с большим углом ©
в условиях взлета илн работы на месте является то, что он не дает воз-
можности мотору развить максимальные обороты и максимальную мощ-
ность. Поэтому разбег, взлет и подъем происходят на пониженной мощ-
ности мотора, снижаются характеристики самолета и его тактические
данные.
Если Мы, наоборот, подберем „легкий" или „высотный" винт, т. е.
с меньшим углом установки лопасти, например 30°, то на участке его
Кравец—157—5
65
I
Фиг. 55. Изменение аэродинамическихк харакгеристи различных типов винтов
Ъ=МО ОМ ОАО________________________050 060 ОБО ОТО 0,72 ОУЗ_________________075
- «-.-г — .—г—-..... ..-с: .т-. —-Т X' ’Т-- -/TT,7T"yfr,T"H-
66
характеристики Bb (фиг. 55),
ностью номинальные обороты и максимальную мощность Условия взлета
улучшатся, зато на режиме максимальной скорости мы не сможем ис-
пользовать номинальной мощности мотора, так как прй открытом пол-
ностью дросселе он будет давать обороты выше допустимых н, следова-
тельно, должен быть задросселнрован.
На практике обычно подбирают средний — „компромиссный** винт. Но
естественным радикальным решением этого вопроса является создание
винтов изменяемого шага.
Днухшагевый винт
Первый нз выпущенных (фирмой „Гамильтон-Стандарт") винт типа ВИШ
дает летчику возможность устанавливать лопасть на два шага* малый для
разбега и подъема и большой — для горизонтального полета, и тем самым
разрешает указанное противоречие в подборе винта для двух основных
режимов. На фиг. 55 характеристика такого внита имеет вид ломаной
линии ВЬаО, включающей наивыгоднейшне участки как легкого (ВЬ) так
и тяжелого (аО) винта
Вннт „Гамильтон-Стандарт" имеет гидравлический (масляный) привод;
для уменьшения шага винта подается масло под давлением из системы
смазки мотора. На большой шаг лопасти винта переставляются при помощи
центробежных сил грузов, соединенных с ними.
Автоматические винты
Дальнейшим развитием ВИШ является винт, который можно устанавли-
вать в полете на любой шаг в пределах некоторого диапазона. Но для
того чтобы использовать
такой винт в полной ме-
ре, летчик должен путем
вычислений подбирать в
полете шаг для каждого
режима, например для
каждой скорости.
Это неудобство устра-
нено в ВИШ-автомате,
поддерживающем на всех
режимах полета и работы
мотора постоянное число
оборотов при помощи
автоматического измене-
ния угла установки ло-
пасти. Число оборотов
можно установить, ис-
ходя из различных тре-
бований: максимального
фиксированного шага, двухшагового и ВИШ-автомата.
к. п. д. мотора, экономичности, устранения вибраций и т. д.
Так как при постоянных оборотах мощность мотора на данной высоте
также неизменна, то из формулы
рлсЯ5
следует, что для ВИШ-автомата на данной высоте (р = const) будем иметь
р = const.
Следовательно, характеристика такого винта изобразится на фиг. 55 пря-
мой СО, параллельной оси абсцисс и проходящей в целом через область
более высоких к п. д., чем характеристики предыдущих винтов. При этом
67
Фиг. 57. Сравнение скоростей полета по
высотам при винтах фиксированного и
изменяемого в полете шага.
на режиме Утах (точка О) характеристика ВИШ совпадает с характеристи-
кой скоростного ВФШ, т. е. подобранного специально для этого режима,
а на режиме взлета — с характеристикой высотного (легкого); на осталь-
ных же режимах ВИШ значительно эффективнее того и другого. Еще
нагляднее видно сравнение этих трех
винтов на фиг. 56, где даны для них
кривые располагаемой мощности, причем
кривая для ВИШ совпадает при Vшах =
= 400 км/час с кривой для скоростного
винта, а при взлетной скорости V =
= 150 км/час — с кривой для легкого
винта; при других же скоростях она
идет значительно выше той и другой.
На фиг. 57 и 58 даио сравнение летных
характеристик самолета с высотным мото-
ром прн ВИШ и при ВФШ, подобранном
по Итах на границе высотности (так что
в этой точке скорости совпадают). Мы
видим при ВИШ увеличение Итах и Кзлет на всех других высотах и по-
вышение скороподъемности. Кроме того, ВИШ дает уменьшение расхода
горючего и увеличение дальности.
Постоянство оборотов поддерживается центробежными регуляторами
с пружинами. Привод у винтов „ Гамильтон-Стан да рт“ гидравлический
(масляный). В новых электромеханических винтах Кертис поворот лопастей
производится электромотором, находящимся впереди двигателя и питаю-
щимся от электрической установки самолета. Современные винты допускают
установку лопастей в полете почти на любой угол, в том числе — ребром
к потоку (Ифизеринг“-положение), а также на углы отрицательной тяги
(реверсивное положение).
Фиг 58 Сравнение скоооподъемности при винтах фиксированного
и изменяемого в полете шага
Винт постоянных оборотов имеет особую ценность в военной авиации,
так как предотвращает чрезмерное для мотора нарастание оборотов при
пикировании и других маневрах, не отвлекая внимания летчика. Недо-
статками ВИШ являются его большой вес (на 60 — 80% тяжелее ВФШ)
и сложность механизма. В приложении IVa (см. стр. 249) приведены весо-
вые данные винтов изменяемого шага.
Оптимальный нннт
Рассматривая фиг. 55, видим, что характеристика ВИШ (кривая ОС)
далеко не является наилучшей из возможных. Лучшею характеристику
представляет собой кривая OD оптимальных к. п. д. Эта кривая отно-
сится к оптимальному винту, у которого угол установки лопастей и
число оборотов изменяются в зависимости от режима полета так, что
68
www.vokb la.spb.i u - Самолёт своими руками?!
для него зависимость р по X следует по кривой OD, т. е. винт рабо-
тает всегда на наибольшем к. п. д. Кривая OD была рассмотрена выше
в § 15 и 16.
§ 24. СООСНЫЕ ВИНТЫ (ТАНДЕМ)
В настоящее время для мощных моторных установок требуются винты
с диаметрами 3,5 — 4,5 м, вес которых доходит до 150 кг (при ВИШ).
Для более мощных двигателей потребуются винты еще больших размеров.
Большие размеры виитов невыгодны по конструктивным соображениям.
У одномоторных самолетов они вызывают необходимость в высоком шасси,
а у многомоторных дают большие заворачивающие моменты моторов.
Применение одного большого винта, приводимого в движение двумя или
больше моторами, заставило бы еще больше увеличить диаметр.
Наоборот, путем установки двух соосных винтов тандем на расстоянии
около 200 мм один от другого на разных валах (один в другом), вращаю-
щихся в разных направлениях, можно уменьшить размер винтов.
На основании расчетов установлено, что при увеличении мощности
мотора вдвое по сравнению с мощностью двигателей, устанавливаемых
в настоящее время, применение винтов тандем даст возможность не увеличи-
вать диаметра винтов и, следовательно, высоты шасси. Это особенно важно
для истребителей.
Задний винт раскручивает струю, отброшенную передним винтом,
и этим уменьшает потери на закручивание струи, что повышает к. п. д.
установки. Уменьшение закручивания струи винта ведет к улучшению
обтекания самолета и к повышению его аэродинамических качеств.
Но основное преимущество соосных виитов состоит в том, чта они
уничтожают реактивный крутящий момент в небольшом одномоторном
самолете. ——— —
Вопрос уменьшения реактивного момента винта представляет особый
интерес для случая мощных моторов, устанавливаемых на небольших
одно- или двухместных одномоторных самолетах.
Реактивный момент
М = 716,2 — кгм (52)
винтов, устанавливаемых на мощных моторах с редуктором, довольно зна-
чителен. При постоянном же диаметре винта с уменьшением оборотов
ввиду большого падения мощности реактивный момент уменьшается.
Нормально величина реактивного момента не должна превышать 1000 кгм.
Дальнейшее увеличение момента ведет к осложнениям.
В смысле получения малого реактивного момента выгодны многоло-
пастные винты (четырех-и шести лопастные), потому что у них по сравне-
нию, например, с двухлопастными диаметры, обеспечивающие эквива-
лёитные летные данные г самолета, будут меньше, ' обороты больше и,
следовательно, момент при’ той же мощности будет меньше, чем у двух~
лопастных^ ” '
Исследования показывают, что противоположно вращающиеся винты
тандем заслуживают внимания для одномоторных самолетов, особенно,
если необходимо добиться уменьшения реактивного момента.
Тандемные винты могут устанавливатьси и на многомоторных самоле-
тах с мощными моторами. Они дают возможность ограничить вредную
большую скорость концов лопастей, неизбежную у винтов с большими
диаметрами. У многих самолетов скорость конца лопасти достигает
350 м!сек. При этой скорости кривая к.п. д. винта падает.
На четырехмоторном самолете моторную установку можно сконстру-
ировать таким образом, чтобы два мотора вращали одну тандемную уста-
новку винтов, так что в случае порчи одного мотора полет может про-
должаться на другом без выключения винтов.
Ь9
Соосные винты приводят к ряду серьезных механических задач созда-
ния надежных конструкций передач и установки валов винта, а также
конструкции механизма для изменения шага.
§ 25. ОСОБЕННОСТИ ВИНТОВ, ИЗГОТОВЛЕННЫХ ИЗ РАЗЛИЧНЫХ МАТЕРИАЛОВ
Материалом для изготовления воздушных винтов служат дерево, дур-
алюмин, электрон, сталь и особые пластмассы.
Деревянные винты
Такие винты изготовляют из твердых пород дерева' ясеня, клена, дуба,
бука, вяза и реже из американского ореха или красного дерева. Они легки
по весу, легко поддаются обработке и отличаются дешевизной. Зато они
недолговечны и трудно поддаются ремонту, поэтому их обычно не ремонти-
руют, тогда как металлические винты исправляются иногда даже после того,
как лопасти были согнуты в дугу. Кроме того, деревянные винты обладают
недостаточной твердостью и стойкостью по отношению к атмосферным
влияниям, быстро изнашиваются до шероховатости, сыреют и коробятся.
Механические свойства дерева не допускают использования тонких
профилей, что не дает возможности получать высокие к. п.д. Деревянные
винты сильно деформируются в работе, при этом форма их может изме-
ниться настолько, что значительно изменяются их аэродинамические
характеристики. Для современных мощных моторов деревянные винты
применяются сравнительно редко, так как не выдерживают требований по
прочности.
Микартовые винты
Микарта изготовляется из хлопчатобумажной материи, пропитанной
в горячем виде синтетической резиноподобной смолой. Она выдерживает
на растяжение 640 — 740 кг/см2, удельный вес ее 1,4.
Винты из микарты обладают сравнительно слабыми механическими
свойствами, за исключением хорошего сопротивления усталости. Досто-
инством микарты является ее высокий механический гистерезис, который
придает ей свойство поглощать вибрации. Микарта не поддается действию
кислот и щелочей, не подвергается коррозии и практически не гигроско-
пична. Изготовляемые из нее винты должны быть несколько толще, чем
дуралюминовые, но в то же время они могут быть сделаны достаточно
тонкими, чтобы обладать вполне хорошим к. п. д. Микартовые винты обла-
дают стойкостью против града и дождя, но изнашиваются под действием
песка или пыли, попадающих на винт при взлете. Для уменьшения
степени износа винты из микарты снабжаются металлическими оковками
Приготовление микарты требует довольно дорогого оборудования.
При одинаковой прочности микартовый винт немного тяжелее деревян-
ного, но несколько эффективнее и выносливее его
Металлические винты
Металлические винты вследствие меньшей толщины лопастей дают
лучший к. п д., в особенности при больших окружных скоростях конца
лопасти. Кроме того, они более долговечны и не подвергаются атмосфер-
ным влияниям. Материалом для металлических лопастей служит обычно
легкий алюминиевый сплав. Лопасти изготовляются из сплошного к\ска
металла. Втулки винтов в большинстве изготовляются из стали. Недостатком
металлических винтов является большой вес, отсюда большие центро-
бежные силы, склонность к вибрациям и большая инерция.
70
Дуралюминовые винты. ifffWW^po-
зийными свойствами, поэтому изготовленные из него винты сравнительно
быстро изнашиваются и требуют частого ремонта. Кроме того, они под-
вержены вмятинам, царапинам и т. п., образующим местные очаги уста-
лости материала.
По сравнению с деревянными винтами дуралюминовые имеют к. п. д.
«а 2 — 3% выше благодаря более тонкому профилю. При больших окруж-
ных скоростях разница в к. п. д. доходит до 15%.
Стальные винты. Сопротивление износу и различным внешним повреж-
дениям у этого типа винтов гораздо больше, чем у дуралюминовых.
•Сопротивление усталости стали относительно выше, чем у дуралюмина,
и предохранять от коррозии лопасть гораздо легче применением нержа-
веющей стали или хромирования. Но так как сталь в 2,65 тяжелее дур-
ллюмина, стараются облегчать винты за счет конструкции.
В настоящее время применяются две конструкции лопастей стальных
_ винтов — пустотелые и сплошные. Сплошные тонкие лопасти обычного
типа подвержены вибрациям, пустотелые же сложны в изготовлении.
Ряд фирм выпускает сварные полые лопасти Это дает экономию в весе
на 25%. Лопасть изготовляется из заготовки цельнотянутой трубы из
.хромоникельмолибденовой стали. Полая конструкция лопасти обладает
большой жесткостью по отношению к скручивающим и изгибающим
силам.
Магниевые сплавы. Эти сплавы приблизительно на х/3 легче применяе-
мых в настоящее время алюминиевых сплавов и обладают примерно на
15% большим сопротивлением усталости. Однако этот материал довольно
слабо сопротивляется удару и очень чувствителен к резким изменениям
напряжений, возникающим в местах изменений профиля.
Магниевые сплавы имеют коэфициент демпфирования (поглощения виб-
раций) несколько больший, чем у дуралюмина.
Полученные до настоящего времени данные показывают, что концевые
части лопастей обладают достаточной прочностью. Вопросы же крепления
лопасти во втулке еще недостаточно точно исследованы, чтобы широко
пустить такие винты в эксплоатацию.
Из приведенных характеристик материалов для винтов видно, что трудно
отдать какому-нибудь из них абсолютное предпочтение. Но так как ве-
личина к. п. д., а также надежность и стойкость против атмосферного
воздействия чаще всего являются решающими при выборе материала винта,
то в настоящее время предпочтение все же отдают алюминиевым сплавам.
На второе место можно поставить сталь, затем дерево и микарту.
§ 26. вес винтов
Вес винта складывается из веса лопастей и веса втулки (в случае
деревянных винтов вес металлической втулки обычно входит в вес мо-
тора). Вес лопасти может быть вычислен по ее объему на основании раз-
меров и очертаний сечений.
В общем виде вес лопасти может быть выражен формулой:
Олоп = \м (61)
где 7м — удельный вес материала в кг/м\ ag—коэфициент, учитывающий
форму сечения лопасти, который по вычислениям проф. Б. Н. Юрьева [48]
имеет значения: для серии английских винтов 0,000277 и для американ-
ских металлических винтов — 0,000142.
Для металлических дуралюм иновых винтов с диаметром D = 2,8 — 3,2 м
вес лопасти находится в пределах 12 — 20 кг.
По результатам взвешивания винтов ЦАГИ можно принять, что вес
дуралюминовой лопасти выражается формулой:
Слои = kLF, (61')
71
где величина k находится в диапазоне 0,5—0,9, именно:
для семейства СМВ-1 k — 0,647
w , СМВ-2 k = 0,879
„ „ СМВ-5 k = 0,532
Вес металлических винтов со втулкой может быть выражен в виде:
~ ФйОП 4“ Фвтулки = -J- Овтулни- (^2)
Вес стальной втулки для двухлопастного винта примерно равен полу-
торному весу лопасти дуралюминового винта. Обычно вес стальных втулок
колеблется от 15 до 30 кг.
Вес втулки для ВИШ намного превосходит вес ее для ВФШ. Весовые
данные ВИШ приведены в приложении IVa иа стр. 249. Иногда вес втулки
ВИШ даже превосходит полный вес соответствующего винта фиксирован-
ного шага.
Полный вес двухлопастного ВФШ можно выразить следующими при-
ближенными формулами:
для английских винтов GB = 0,0009ум£>3
„ американских металлических винтов GB = 0,00065^ £)3
Подставляя значения чм (см. приложение V на стр. 250), получим сле-
дующую формулу для веса двухлопастных винтов:
(7В = (62')
Значения коэфициента Kg примерно следующие:
для основных винтов (без втулки) 0,5 — 0,6
„ ореховых „ 0 6 — 0,7
„ деревянных винтов с медной оковкой 0,8 — 1
» дуралюминовых винтов фиксированного шага со втулкой 1,8 — 2 6
Если нанести на график (фиг. 59) веса деревянных винтов в зависимости
от диаметра, можно, интерполируя, принять, что для нескованных винтов
Фиг. 59. Зависимость веса деревян-
ных винтов (без втулки) от диаметра
винта.
/—окованные винты, 2— нескованные вннты.
GB = 0,63—0JD3 и для окованных Фв =
=0,75 —0,9ZA
На фиг. 60 дана зависимость веса вту-
лок деревянных винтов от величины пере-
даваемого крутящего момента.
Для дуралюминовых винтов график
веса дан на фиг. 61. Для этих винтов
можно принять (формула 62') /(^=2,5.
Весовые данные воздушных винтов не-
изменяемого шага даны в приложении IV6
на стр. 250.
Зависимость веса винта от мощности
мотора и типа винта дана на фиг. 62.
Увеличение мощности моторов и вы-
соты полета заставляет увеличивать пло-
щадь лопастей винта (покрытие) за счет
увеличения диаметра и числа лопастей.
Увеличение размеров винта вызывает уве-
личение их веса. На фиг. 63 дан график
веса винта в зависимости от диаметра, а
на фиг. 64 — в зависимости от мощности
дана зависимость веса винта
мотора и расчетной высоты. На фиг. 65
на единицу мощности (иа 1 л. с.) от вели-
чины мощности.
^2
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 61. Вес дуралюминовых
винтов в зависимости от
диаметра-
Фиг 60. Зависимость веса втулок
для деревянного винта от переда-
ваемого крутящего момента.
Фиг. 63. Веса металлических ВИШ
в зависимости от диаметра и числа
лопастей.
Фиг. 62- Веса винтов в зависимости
от мощности .мотора и типа винтов.
I—четырехлопастный металлический
ВИШ, -—трехлопастный металлический
ВИШ, 3—двухлопастный металлический
ВИШ, 4—трехлопастный металлический
ВФШ? <5—двухлопастный металлический
ВФШ? 6—двухлопастный деревянный
ВФШ.
I—шестилоп астиый вннт, 2—четырехлопа-
стный, 3—трехлопастный?
4— двух лопастный.
Фиг. 64. Вес металлических ВИШ
в зависимости от мощности мотора
и расчетной высоты.
Фиг. 65. Зависимость веса металли-
ческих ВИШ на единицу мощности
от величины мощности.
1—шести лопастный винт, 2—четырех л опа-
стный, 3—трех лопастный,
4—двух л опастн ый.
1—шести лопастный вннт, 2—четырехлопа-
стный, 3—трехлопастный,
1- двухлопастный.
73
27. КАПОТИРОВАНИЕ ВТУЛКИ ВИНТА
Раньше втулка виита или совершенно не закрывалась коком или капо-
тировалась иа-глаз насаживанием иа втулку конуса без достаточного иссле-
дования выгодности той или иной его формы.
Аэродинамическое назначение обтекателя заключается в уменьшении
лобового Сопротивления втулки и комлевой части лопастей, в уменьшении
потребной для вращения виита мощности и улучшении обтекания фюзе-
ляжа или моторной гондолы. Обтекатель должен хорошо подходить к
линиям моторного капота, закрывая втулку и круглые комлевые части
лопастей. Выбор и сочетание рациональных форм капота и обтекателя
ътулки винта имеют большое значение в самолетостроении.
3200
Фиг. 66- Гондола мотора жидкостного
•охлаждения с двумя обтекателями
разных размеров
втулки винта в зависимости от относительного
диаметра нерабочей части винта для моторов
жидкостного охлаждения.
В репорте NACA № 642 [51] приведены результаты испытаний двух об-
текателей разных размеров (фиг. 66). Оказалось, что меньший из двух
обтекателей является лучшим (обтекатель /) и его преимущество увели-
чивается с увеличением угла установки лопастей, именно выигрыше к. п.д.
достигает 1,5% для ь = 15° и 6% для ф = 35°. Из этих 6% максимального
•Фиг. 68- Изменение чистого кпд. винта в зави-
симости от относительного диаметра нерабочей
части винта для моторов воздушного охлаждения.
выигрыша 4% приходится за
счет капотирования втулки и
лопастей и 2% за счет умень-
шения сопротивления гондолы.
Сравнивая к. п. д. различ-
ных комбинаций виита с ко-
ками и без кока, можно оце-
нить степень выгодности ка-
потирования втулки и нера-
бочей части лопасти в зави-
симости от относительного
диаметра нерабочей части
виита.
На фиг. 73 дана, по опытам ЦАГИ [9],
кривая выгодности капотиро-
вання в виде зависимости ------ (где vj0—к. п, д. без кока, a — к. п. д.
^0
< коком) от относительного диаметра нерабочей части виита & = -=г.
Рассматривая эту кривую, видим, что наиболее благоприятное капоти-
рование соответствует диаметру нерабочей части виита в промежутке от
t = 0,18 до с —0,20 диаметра винта.
Для звездообразных моторов воздушного охлаждения по опытам, про-
веденным в ЦАГИ [1], максимальное значение чистого к. п. д. в зависи-
мости от относительного диаметра нерабочей части лопасти виита (фиг. 68)
получилось при несколько больших значениях Е (порядка 0,22 — 0,26).
Полному капотированию втулки винта мешает наличие впереди обте-
кателя храповика для запуска автостартером.
- Самолёт своими руками?!
ПЕРЕХОД ОТ МОДЕЛИ К НАТУРЕ И ВЗАИМНОЕ
ВЛИЯНИЕ ВИНТА И САМОЛЕТА
Г Л А В А VI
ВЛИЯНИЕ КРИТЕРИЕВ ПОДОБИЯ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТА
§ 28. УСЛОВИЯ ПОДОБИЯ. ЧИСЛА РЕЙНОЛЬДСА. БЭРСТОУ И СТРУХАЛЯ
Для перехода от результатов испытания винтовых моделей к натураль-
ным винтам необходимо соблюдение так называемых условий подобия.
Последние применимы только к винтам, геометрически подобным и рабо-
тающим в аэродинамически подобных условиях.
Для того чтобы геометрически подобные винты (модель и натура) были
подобны также и аэродинамически, необходимо, чтобы параметры Re
(число Рейнольдса), Ва (число Бэрстоу) и, главное, Sh (число Струхаля)
у винта-модели и натурального винта были одинаковы. При этом предпо-
лагается, что относительные деформации у виит^-модели и у натуры оди-
наковы.
Число Рейнольдса
Воздух при скоростях потока, значительно меньших скорости звука,
можно рассматривать как несжимаемую вязкую жидкость. Как указывает
теория, для динамического подобия потоков, обтекающих два геометри-
чески подобных тела в невесомой и несжимаемой вязкой жидкости, должно
соблюдаться следующее равенство:
KjZjPi Vг/?рд
Ri Н-2
где и V2— скорости потока у первого и второго тел (для винтов обычно
берут результирующую скорость конца лопасти W = / И2 + £/2); 4 и /2 —
характеристические размеры этих тел (для винтов берут обычно диаметр):
Р-i и р2—коэфициенты вязкости; и р2— плотности соответственно первой
и второй среды.
Введя кинематический коэфициент вязкости
можно условие динамического подобия переписать так:
Ч “ V
Выражение
(63)
называют числом Рейнольдса. Таким образом одно из условий по-
добия заключается в равенстве чисел Рейнольдса.
75
Число Рейнольдса является важнейшим понятием в современной аэро-
динамике. Оно оценивает силы вязкости, тормозящие движение жидкости.
Так как воздух является вязкой средой, то учет влияния сил вязкости
очень важен для правильного перехода от модели к натуре. Все аэроди-
намические коэфициенты являются функцией числа Re. Влияние числа Re
на эти коэфициенты часто называют масштабным эффектом.
Число Рейнольдса для винта имеет следующий вид:
№ = . (637
Для современных винтов с диаметром D —3,0 4-4,0 м и результирую-
щей скоростью конца лопасти W = 250 4- 350 м)сек на высоте 3000 ч- 4000 м
число Re находится в диапазоне 30* 106 4-50- 106.
Это влияние незначительно для тех значений X, при которых профили
обтекаются без срыва, и довольно существенно для малых л, при которых
обычно имеет место обтекание со срывами.
В настоящее время нет еще обоснованного метода учета влияния
числа Re на характеристики винта.
Число Бэрстоу
Испытания винтов для определения аэродинамических характеристик
обычно производятся при сравнительно низких скоростях, значительно
меньших, чем скорость звука, когда
воздух можно рассматривать, как
несжимаемую жидкость. Однако по
мере приближения скорости лопастей
винта к скорости звука влияние сжи-
маемости воздуха на аэродинамиче-
ские характеристики винта начинает
играть все большую роль (фиг. 69).
Испытания винтов показали, что
имеется некоторая критическая ско-
рость Тикрит, после которой характе-
ристики винта резко изменяются в сто-
рону ухудшения. Эта критическая
скорость оказывается несколько меньшей, чем скорость звука.
Отношение скорости потока V к скорости звука Сказывается числом
Бэрстоу или числом Маха1:
Ва ~ ~ .
С
Аналогично тому, как число Рейнольдса является критерием
вязкости, число Бэрстоу является критерием, оценивающим
сжимаемости воздуха при больших скоростях. Равенство чисел
указывает на тождественность потоков в отношении влияния сжимаемости.
Если скорость, при которой работает винт, приближается к скорости
звука, то полученные результаты испытания модели винта должны быть
исправлены на влияние сжимаемости.
Скорость звука в воздухе прямо пропорциональна корню квадратному
из абсолютной температуры. На земле при температуре t — 15° (абсолютная
температура 70 = 288°) скорость звука можно считать равной 340 м)сек =
Фиг- 69- Влияние скорости полета и сжи-
маемости воздуха на к. п. д- винта.
(64)
влияния
влияние
Бэретоу
= 1224 км) час.
Таким образом скорость звука С изменяется с высотой по следующему
закону:
или
м]сек
К
где —абсолютная температура на высоте.
1В литературе встречаются оба названия. В данной работе всюду принято первое название.
76
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В табл. 7 даны скорости звука на разных высотах по международной
стандартной атмосфере, а на фиг. 70 — соответствующая диаграмма.
Скорость звука на различных высотах
Таблица 7
Н, м о ?н Тн То С, и]сек с0 С
0 288 1,0 10 340 1.000
1000 281.5 0,9775 0,9887 336 1,011
2 000 275 0,9549 0 9772 332 1,022
3000 268 0,9323 0 9656 328 1,035
4 000 262 0,9097 0,9538 324 1,048
5 000 255,5 0.8872 0,9419 320 1,062
6 000 249 0,8646 0,9298 316 1,076
7000 242 5 0,842 0 9176 312 1,09
8 000 236 0,8195 0 9053 308 1,16
9 000 229,5 0,7969 0 8927 303.5 1,12
10000 223 0,7743 0,8799 299 1,135
11000 216,5 0,7517 0,867 295 1J5
12 000 216,5 0,7517 0,867 295 1,15
С увеличением скорости и высоты полета растут и числа Бэрстоу; это
влечет за собой ухудшение к. п. д. винта вследствие ухудшения качества
профиля лопасти.
По данным американских опытов [80], критическое значение числа
Бэрстоу, при котором наступает резкое снижение к. п. д., близко к зна-
чению В а — 0,85 ~ 0,9-
При этом поляра про-
филя ухудшается: зна-
чения сх при одном и
том же значении су
возрастают и тем ин-
тенсивней, чем толще
профиль и чем боль-
ше су. Зависимость су
от угла атаки а ° также
изменяется: вначале
значения су постепенно
возрастают, а затем
быстро падают. Крити-
ческое значение Ва
зависит от типа ло-
пасти, а также от ре-
жима работы винта.
Число Бэрстоу для
Фиг. 70. Скорость звука в зависимости от высоты.
винтов нужно вычислять по результирующей ско-
рости потока у конца лопасти — равнодействующей двух скоростей, по-
ступательной V и окружной U. Скоростью, вызванной в потоке самим
винтом, можно пренебречь ввиду ее малости; тогда по формулам (9) и (9')
имеем:
/И2 + U2 = V
и число Бэрстоу примет вид
о
Ва =
(64')
На правой части фиг. 71 дана зависимость результирующей скорости
конца лопасти винта от 'с кор ости полета V в км! нас и относительной
поступи X. Правая и левая частя фиг. 71 дают номограмму для определе-
ния числа Бэрстоу в зависимости от относительной поступи, скорости
и высоты полета.
Число Струхаля
Для винтов, как тел, движение которых является периодическим (вра-
щение), имеется еще одно условие подобия, именно — подобие скоростного
поля за винтом. Это означает, что распределение скоростей и вихрей
у винта-модели и винта-иатуры должны быть подобны в сходственные
мгновения (когда лопасти винтов находятся в одинаковом положении).
Математически это условие означает соблюдение равенства
-1 =
11П1 12П1
где I — попрежнему означает линейный размер. Эти выражения называются
числами Струхаля и обозначаются Sh:
Тп^ ~ Sfl-
Для винтов величина I задается диаметром D.
Тогда
SA = р = X, (65')
т. е. число Струхаля для винта представляет собой не что иное, как отно-
сительную поступь винта X.
Так как при испытании винта в лаборатории число Бэрстоу значительно
меньше Ва натуры, то практически осуществить условие одновременного
равенства Re и Ва для испытании и натуры почти невозможно, поэтому
работа винтов обычно сравнивается лишь при одинаковых числах Стру-
халя, т. е. относительной поступи ) =----
’ J nQ D
В аэродинамических лабораториях для получения условий испытания,
близких к действительным, увеличивают результирующую скорость конца
лопасти (путем повышения числа оборотов винта).
Весьма близкие к натуре характеристики дают испытания винтов нату-
ральных размеров при большой скорости потока, осуществляемые в спе-
циальных больших трубах.
§ 29. УЧЕТ ВЛИЯНИЯ ЧИСЛА БЭРСТОУ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ВИНТА
Если число Бэрстоу для винта больше величины 0,85, то для получе-
ния действительного к. п. д. необходимо к. п. д.» полученный из характе-
ристик винта, умножить иа поправочный коэфициент по формуле
- Т|В R-r, Qa,
Зная Ва, можно получить поправочный коэфициент KriBa Приводим
несколько существующих для этого способов.
Способ Вейка
По Вейку [80], поправочный коэфициент для максимального к. п. д.
является функцией X и отношения (фиг. 72).
"°йкрит
Критическое число Бэрстоу зависит от формы и толщины профиля
конца лопасти винта. На фиг. 73 дана зависимость критического числа
Бэрстоу для распространенных винтовых профилей Кларк-Y и RAF-6
в зависимости от относительной толщины с = ~ конца лопасти винта. Как
78
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фпг 71. Номограмма для определения числа Бэрстоу в зависимости!.от скорости, относительной поступи и высоты полета.
79
видно из фиг. 73, эффективным методом борьбы против уменьшения к. п. д.
является применение винтов с очень малой толщиной лопастей.
Для удобства подсчетов К^Ва по способу Вейка имеется номограмма
<фиг. 74), дающая поправочный коэфициент в зависимости от относитель-
Фиг. 72. Поправочный коэфициент для максималь-
ного к. п. д. при больших числах Бэрстоу по Вейку.
ной поступи, скорости и вы-
соты полета, построенная для
винтов с профилем Кларк-Y.
Хотя сам Вей к замечает, что
этот график (фиг. 72) приго-
ден только для определения
максимального к. п. д., гра-
фиком Вейка иногда пользу-
ются, применяя его к режи-
мам, не соответствующим
максимальному к. п. д. Такая
экстраполяция этого графика
мало обоснована, так как при
а < \>асч углы атаки сечений
лопасти увеличиваются, следо-
вательно, критическое значе-
ние Ва уменьшается, и по-
правка, вычисленная на осно-
вании графика Вейка, может
оказаться значительно меньше
действительной.
Кроме того, вследствие
больших чисел Бэрстоу изме-
няется и величина р. Вейк не
дает указаний для учета этого
обстоятельства.
стики виита при различных значениях Ва
Способ Остославского и
Халезова
Для более обоснованного
учета влияния числа Бэрстоу
пользуются методом Деппа
[59], дающим возможность на
основании испытания винтов
получать некоторую осреднен-
ную поляру лопасти и затем
от этой поляры переходить к
интересующим шагам и типам
винтов. В ЦАГИ [33] для
винтов серии ЗСМВ-2 при
различных значениях углов
установки были определены
осредненные поляры лопасти
для различных концевых ско-
ростей, т. е. разных чисел Ва.
По этим осредиенным полярам
были подсчитаны характеры-
н определены отношения:
с
Ва — “
Рв
А-»] Ва — 9
80
ww.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
где величины с индексом Лв“ соответствуют малым значениям Ва, а
величины без индексов — большим Ва.
Учет влияния числа Бэрстоу ва ₽ при построении ХВМГ требует
довольно длительных расчетов и осуществляется рядом последовательных
приближений. Как показали произведенные расчеты, величины распола-
гаемой мощности, полученные при учете влияния числа Бэрстоу иа р, не
сильно отличаются от располагаемой мощности, полученной в предполо-
жении, что
К$Ва — -Д- — 1,0.
ГВ
Таким образом на практике в большинстве случаев можно обходиться
без кропотливых расчетов, необходимых для вычисления К^ва Расчет
в этом случае сводится к определению Кцва.
Фиг. 75 Зависимость угла атаки лопасти от режима работы винта
(серия ЦАГИ 3СМ В-2).
Для этого коэфициеита было предложено несколько экспериментальных
формул для различных серий. Формулы, годной для всех серий, до
настоящего времени нет.
Для серин винтов ЦАГИ ЗСМВ-2 Остославский и Халезов [33] дают
следующую формулу:
Кг, Ва = 1 —(0,715 - 0,00635^°) (Ва — 0,865 + 0,0134а°), (66)
где — угол установки лопасти; а°—условный угол атаки лопасти,
определяемый с помощью фиг. 75.
Формулой (66) и фиг. 75 пользуются иногда и для других серий винтов.
Для определения К^ва при данном способе удобно пользоваться
номограммой, построенной Н. Е. Жовииским [15] (фиг. 76).
Способ Милнера
При этом способе поправочный коэфициент дается как функция числа
Бэрстоу и относительной толщниы лопасти (фиг. 77).
Для удобства подсчетов Ва по способу Милнера [74] имеется номо-
грамма (фнг. 78), дающая поправочный коэфициент в зависимости от от-
носительной поступи, скорости, высоты полета и относительной толщины
лопасти.
Кравец—157—6
81
Фиг. 77- Поправочный коэфицнент в зависимости от относительной
толщины лопасти (по Милнеру).
wwA5.vokb Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Способ Вейиига
При этом способе [84] поправочный коэфнциент (фиг. 79) дается как
функция Ва и са~~ коэфициеита, учитывающего изменение подъемной
силы и лобового сопротивления профиля лопасти при большой результи-
рующей скорости конца лопасти.
Величина са определяется по формуле
— 0,387 у, (67)
где а — коэфнциент тяги,
b — относительное покрытие диска вннта, определяемое по формуле
(4)
Зная для данного виита значение b и определив по характеристикам
винтов для каждой скорости или поступи значение а, можно определить '
са и по фиг. 79 иайти при известном Ва поправочный коэфнциент Къ pa-
ne способу Вейнига-
Величииу а можно вычислить по формуле а — у, а значения коэфи-
циента относительного покрытия b даны в табл. 24 (часть V, вклейка).
Приближенный способ
Для быстрых подсчетов величины КТ1ва построен в результате анализа
предыдущих способов приближенный график зависимости этого коэфи-
циента от Ва для виита с нормальной шириной лопасти и относительной
толщиной профиля йа конце в пределах 6—8% (фиг. 80). Значения по-
правочных коэфициентов даиы также в табл. 8. Этот способ дает возмож-
ность без затраты времени иа подсчеты приближенно определить попра-
вочный коэфнциент.
Для удобства подсчетов не только К^ва по приближенному способу,
но и всей ХВМГ построена весьма удобная номограмма (фиг. 81), дающая
возможность получить располагаемую мощность. Способ пользования
дан на номограмме. Этой номограммой можно пользоваться для всех серий,
если характеристики вннта даны в нормальном виде в одном одинаковом
83
i
с ней масштабе. Для этого надо наложить имеющуюся диаграмму характе-
ристик виита на номограмму фиг. 81 (см. рклейку) в правый верхний угол
вместо нанесенной там диаграммы характеристик.
* Таблица 8
Определение Ва по приближенному способу
Ва Ва Ва Ва Ва
0,85 1,0 1,01 0,930 1,16 0,822
0,86 0998 1,02 0,925 1,17 0,814
0,87 0 996 1,03 0,917 1,18 0,806
0,88 0,992 1,04 0 910 1,19 0,798
0,89 0,99 105 0,904 1,20 0,790
0,90 0,986 1,06 0897 1,21 0,780
0,91 0 982 1,07 0,89 1,22 0,775
0,92 0,978 1,08 0,882 1,23 0,765
0,93 0974 1,09 0,875 1,24 0,755
0,94 0,970 1,10 0,867 L25 0,746
0,95 0,965 1,11 0,860 1,26 0,736 '
0,96 0,960 1,12 0,852 1,27 0,726 J
097 0 954 1,13 0,845 1,28 0,718
0,98 0,949 1,14 0 837 129 0,710
0,99 0,944 1,15 0,830 1,30 1 0,700
1,00 0,938
скорость
Пример 6. Определить Къва для винта ЦАГИ ЗСМВ-2, если скорость
полета И = 550 км/час — 152,5 м/сек, высота Я = 7450 м, число оборотов
винта «=1650 об/мин.=27,5об/сек., профиль Кларк-Y с относительной тол-
щиной с — 8%, диаметр вннта D = 3,25 м, угол установки ср = 38°,
Ррасч = 0,129 и = 0,80.
у 1525
Решение. Определяем Храсч = = 275 325 = зат^м по гра-
фику фиг. 71 получаем при V = 550 км/час, К = 1,71 и Н = 7450 м значение
Ва = 1,026. х
Определим теперь поправочный коэфициент К^ва всеми указанными
способами.
1. По Вейку. По фиг. 73
8% значение Вакрит = 0,88,
получаем для профиля Кларк-Y толщиной
и тогда отношение ~~— =^^-=1,165.
—=1,165 и Х=1,71 значение /Счвв=0,930.
^^крит
По фиг. 72 получаем при
84
www.vokbla.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2. По Остославскому и Халезову. Поправочный коэфициент
Л, Ва = I _(0,715 — 0.00635 <р °) (Sa—0,865 + 0,0134«°).
По фиг. 75 при 1 = 171 и «=38° определяем а = — 0,5°, откуда
/С,Вя = 1 —(0,715 — 0,00635 - 38)(1,026 - 0,865 - 0,0134 • 0,5) =
= 1 — 0,072 = 0,928.
Тот же результат можно было бы получить по номограмме фиг. 76.
3. По Милнеру. По фиг. 77 при Ва— 1,026 и с = 8% получаем
вя = 0,88.
4. По Вейнигу. Из табл. 24 получаем для трехлопастного винта ЦАГИ
ЗСМВ-2 Ь = 0,0715.
Коэфициент тяги
Л 1
са = 0,387 = 0,387 = 0,326.
Знай са и Ва по фиг. 79, определяем
Къ ва = 0,928.
5. По приближенному способу. По фиг. 80 при Ва — 1,026 получаем
К^Ва = 0,921.
Сведем полученные значения
поправочного коэфициента и
к. п. д. в табличку.
Как видим, расхождения в
результатах сравнительно не-
велики.
По способу ^Ва
Вейка 0 930 0,744
Остославского и Халезова . 0,928 0,721
Милнера . . 088 0,703
Вейиига ... . ... 0 928 0,741
По приближенному способу . 0,921 0,735
ГЛАВА VII
ВЗАИМНОЕ ВЛИЯНИЕ ВИНТА И САМОЛЕТА
§ 30. ВЛИЯНИЕ САМОЛЕТА НА ВИНТ
Аэродинамические характеристики воздушного виита в значительной
степени зависят от расположения его относительно самолета, от размеров
и формы фюзеляжа, моторных гондол, крыла и других частей самолета.
Явления взаимного влияния винта и самолета весьма сложны и найтн
удовлетворительную и достаточно простую расчетную схему иногда весьма
затруднительно. Поэтому исследование взаимного влияния ведется почти
исключительно экспериментально. Если раньше испытывались изолиро-
ванные винты, т. е. вннты, работающие в присутствии удобообтекаемого
тела малых размеров, то в последнее время испытываются, главным обра-
зом, вннты, работающие в присутствии моделей фюзеляжей, моторных
гондол, крыльев, самолетов, а также винтомоторные установки в нату-
ральную величину. Однако, несмотря на значительное количество испы-
танных комбинаций винт—самолет, полученных экспериментальных харак-
теристик недостаточно для решения всех вопросов проектирования, и
необходимо иметь хотя бы весьма приближенный метод расчета характе-
ристик винта, работающего на самолете. К числу таких методов принад-
лежит метод Локка, развитый и дополненный И. В. Остославским и Д. В.
Халезовым [31]. На основании этого метода можно решать следующие
задачи:
а) приближенно определить эффективвый к. п. д. винта самолета по
результатам испытания модели самолета с работающим винтом; для этого
необходимо дополнительно вычислить увеличение сопротивления частей
самолета, обдуваемых вивтом и не воспроизводимых на модели;
Ь) приближенно рассчитать характеристики винта, работающего на
самолете, по характеристикам изолированного вннта;
85
Как
с) пересчитать характеристики винта, работающего на самолете, иа
условия, отличные от тех, при которых он был испытан, и т. д.
Приводим результаты, полученные Локком—Остославским—Халезовым,
без их обоснования.
Взаимодействие винта н фюзеляжа или моторной гондолы в основном
заключается в следующем: струя виита производит изменение скоростного
поля и давления около тех деталей, которые находятся на ее пути, а
эти детали в свою очередь изменяют скорость н направление потока
лопастей винта. Благодаря этому изменяются и силы, действующие как
п. д. винта, помимо режима полета,
будут влиять положение винта
относительно тела, а также
форма и размеры тела.
На фиг. 82 представлены
кривые коэфициеита тяги а и
мощности р в функции относи-
тельной поступи X для изоли-
рованного виита и для винта,
работающего в присутствии
фюзеляжа самолета-истребителя
по опытам ЦАГИ, Из этой
диаграммы видно, что винт в
присутствии тела (фюзеляжа)
работает при пониженной по
сравнению с изолированным
винтом скорости потока, что
является следствием торможения
скорости фюзеляжем.
показывают теория и опыт, торможение скорости не одинаково
вдоль радиуса винта; оно значительно вблизи втулки и обычно невелико
на конце лопастн. Этим торможением и объясняется едниг кривых аир
виита, работающего в присутствии фюзеляжа, вправо по сравнению с кри-
выми изолироваииого винта.
По сдвигу кривых этих коэфициентов можно определить
чение „коэфициеита увлечения
среднее зна-
ек о р ости".
откуда
или
из
^из
(68)
Здесь V—скорость полета и К — относительная поступь, рассчитан-
ная по этой скорости, а Ииз и аИ8—некоторая фиктивная скорость и по-
ступь, при которых для изолированного винта будут иметь место те же
сила тяги и мощность, что и для винта, работающего в присутствии тела
при скорости полета V и поступи X. Таким образом, если мы сделали
расчеты изолированного винта для скорости Уиз и нашли для него а и
₽, то при установке такого винта на самолет те же величины аир по-
лучатся при расчетной скорости, большей Уиз. Поэтому при подборе
винта по графикам следует брать Скорость по формуле
В общем случае при оперировании с графиками винтов, испытанных
в присутствии какого-либо тела, истинная скорость определится по
формуле:
У=И.4£- = У,/&, (69)
86
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
, , г
где ев — коэфициент увеличения скорости при испытаниях модели виита ;
е — коэфициент увфлйчения скорости проектируемой установки.
Подбор винта в этом случае следует делать по скорости
Коэфициент
К, ~ (70)
1 “Г ьв
может быть назван коэфициеитом влияния самолета на винт.
Если первоначально испытанный винт был изолированным, то ев = О,
Ув — Ииз, и формула (69) превращается в формулу (68).
Значение коэфициеита увеличения скорости может быть определено
по формуле:
е = АСр 1/” 1 + Bp*, (71)
где Връ — коэфициент нагрузки тягой иа ометаемую площадь для испы-
танной модели винта, а йср—величина среднего торможения скорости по
сметаемой площади вннта.
Для определения этой величины торможения в ЦАГИ были про-
ведены испытания с несколькими моделями самолетов разных типов.
Во время испытаний определялись величина и направление скоростей
потока в плоскости вращения винта на различных расстояниях от осн
мотора по нескольким радиусам.
Результаты опытов были представлены в виде кривых, дающих от-
ношение горизонтальных (осевых) проекций скоростей вблизи винта
к скорости потока далеко перед винтом в функции расстояния от оси
вннта, т. е. кривых торможения скорости вдоль радиуса винта; из них
можно интегрированием определить среднюю по площади диска винта
величину торможения
^ср = — dr, { (72)
У?
где — ------нерабочая часть винта.
На фиг. 83, 84 и 85 представлены кривые торможения скорости
в функции отношения jt103 , где /фЮЗ — площадь мнделя фюзеляжа,
а Л— ометаемая винтом площадь для случая расположения мотора впереди
фюзеляжа.
Такие же кривые для случая, когда мотор расположен впереди крыла,
даны на фиг. 86, 87, 88 и 89 в зависимости от суммы отношений
/м . скр
где /м — площадь миделя мотогон долы, а скр — максимальная толщина
крыла в м.
Если ни одна из этих диаграмм почему-либо не подходит к расчетным
условиям, можно для определения величины йср для случая мотора, рас-
положенного впереди фюзеляжа, воспользоваться аналитической формулой;
Лер = 0,5 х (_-------------7==\ (73)
Г \у/ + Р У Зе2 4-1/
где
И
Фиг. 83 Среднее торможение скорости потока для самолета
типа П-5 с мотором жидкостного охлаждения М-17
Фиг. 84. Среднее торможение скорости потока для самолета
истребительного2 типа с звездообразным мотором впереди
фюзеляжа.
---с кольцом Тауиенда.
www.vokb-la.spb.ru - Самолет синими руками?!
I
Фиг. 86. Среднее торможение скорости потока для самолета
типа Ш-2 (мотор звездообразного типа расположен впереди
крыла).
Фиг. 87- Среднее торможение ско-
рости потока для двухмоторного
самолета типа ЦАГИ-7 с моторами
М-17, расположенными впереди крыла.
Фиг 88. Среднее торможение ско-
рости потока для пятимоторного
самолета типа ЦАГИ-14 с моторами
М-26 впереди крыла.
Фиг. 89. Среднее торможение скорости потока для четырех-
моторного самолета типа ЦАГИ-6 с моторами М-34 впереди крыла.
89-
На фиг. 90 нанесены построенные по формуле (73) кривые Лсо в зави-
f р
симости от —для разных L Они близки к опытным кривым.
Фиг. 90 Среднее торможение скорости потока для самолетов
с моторами, расположенными впереди фюзеляжа.
§ 31. ВЛИЯНИЕ ВИНТА НА САМОЛЕТ
Если винт установлен впереди фюзеляжа, то для определения эффек-
тивного к. п. д. необходимо еще учесть обдувку, т. е. увеличение лобо-
вого сопротивления частей, лежащих в струе винта. Это увеличение
является следствием повышенного давления и повышенной скорости
.в струе винта.
Влияние обдувки сказывается весьма значительно как на скороподъ-
емности самолета, так и на потолке в сторону их уменьшения; на ско-
рость горизонтального полета обдувка влияет меньше. Пренебрегать вли-
янием обдувки ни в коем случае нельзя, так как иначе расчет даст
явное преувеличение летных данных самолета, особенно для режимов
полета на больших углах атаки.
Примем приближенно, что на всем протяжении тела скорость потока
за винтом равна И2. Тогда возрастание .лобового сопротивления от об-
дувки (за счет возрастания скорости) будет
где X— сила сопротивления при обдувке, А'о — сила сопротивления без
обдувки, f—площадь миделя рассматриваемого тела, V — скорость
полета.
Скорость и давление в струе винта непрерывно изменяются от значе-
ний р2 непосредственно за винтом до р0 вдалеке за ним (фиг. 91),
причем в плоскости вннта наблюдается скачок давления Рг~~Р\, опреде-
ляющий силу тяги
P=F(p,— pj. (74)
По теореме Бернулли имеем:
Р1 4” Р 2 Рь + ₽ 2 *
I 1 V2
Pt + Р -у = РО + Р
лулулу.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
откуда
2
Подставляя это значение в выражение тяги (74), получаем:
Установлено, что увеличе-
ние лобового сопротивления
тела вследствие изменения
давления прямо пропорцио-
нально тяге винта:
ДАр = Аср Р,
причем коэфициентом пропор-
циональности является вели-
чина торможения скорости
телом, определяемая форму-
лой (72).
Согласно уравнениям (74)
и (75),
Фиг. 91. Эпюры скоростей и давлений для винта,
работающего в присутствии тела вращения.
тогда
дх, = - И = -^р/^ = рс^.
Р2—=
Так как в струе винта может быть несколько деталей, то для общего
случая можно написать:
2
Эффективная тяга
Эффективная тяга есть тяга изолированного винта, уменьшенная на
величину всех дополнительных сил сопротивления, т. е. на потерю тяги
вследствие изменения давления и скорости:
С = Йср Ч—
(77)
где
есть коэфициент обдувки.
Эффективный к. п. д.
Качество винта определяется величиной эффективного к.п.д.
РЭфУ P(l-c)VH3(l-t-e)
Пэф 75ЛГ 75Л,
(1-С)(1 +8)
75W
или
^эф = ^из (1 — с) (1 + е)
(78)
Итак как Уиз (1 + е) = V
РУИЭ
и -75ЛП_==7]и3'-К-1КД
изолированного винта).
91
Таким образом при построении ХВМГ по характеристикам изолиро-
ванного винта с учетом взаимного влияния вннта и самолета необходимо
мощность умножать на эффективный к. п. д.:
Npacn = ЛЧф, (79)
а скорость полета брать по формуле (68).
Если имеются характеристики виита, испытанного иа самолете нлн на
модели самолета, то при подборе винта к самолету, отличающемуся своей
схемой от испытанной модели, необходимо учесть это, пользуясь фор-
мулами:
V = V, = V, к. (69)
1 в*
и
(1 _|_ £) (1 С\
^эф “ 738 (1 + 8В ) (I + Съ) “ (80)
где величины с индексом жв“ относятся к испытанной модели, а без
индекса — к проектируемой установке. Величина
Фиг. 92. Приближенный поправочный коэфи-
циент К в зависимости от отношения диа-
метров моторной гондолы и винта.
(1 + б)(1-с)
(81)
может быть названа коэфициеитом
взаимного влияния виита и само-
лета.
Значения г и с вычисляются по
формулам (71) и (77).
В случае винта, установленного
впереди фюзеляжа, можно для
приближенных подсчетов пользо-
ваться следующей эмпирической
формулой для с:
х‘ фюз
где офю8 = —-----площадь эквивалентной плоской пластинки для фюзе-
ляжа, /фюз — площадь миделя фюзеляжа, F—ометаемая винтом пло-
щадь.
Укажем еще на график фиг. 92, дающий поправочный коэфицнеит
в зависимости от отношения диаметров гондолы и винта. Этим гра-
фиком можно пользоваться лишь для первого приближения.
§ 32. ВЛИЯНИЕ ВИНТА НА КРЫЛО
Вопрос об изменении характеристик крыла, находящегося за работаю-
щим винтом, представляет весьма сложную задачу. Крыло можно рассма-
тривать, как тело неограниченных по сравнению со струей виита раз-
меров. Естественно полагать, что струя, сечение которой перед крылом
приближалось к кругу, деформируется и затем рассекается крылом на
две части, причем скорости ее затухают. Далее, часть крыла, подвержен-
ная действию виита, будет работать под некоторым измененным углом
атаки, так как струю, отбрасываемую винтом, можно считать направлен-
ной по его оси, несовпадающей в общем случае с направлением потока,
92
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
а с другой стороны, окружные скорости в струе виита изменяют рас-
пределение циркуляции по крылу.
Из этого видно, что решение этой задачи во всей ее полноте пред-
ставляется крайне трудным. В настоящее время вопрос сводят обычно
к построению двух поляр самолета. Первая поляра соответствует безмо-
торному полету (планирование) и вторая — моторному полету (фнг. 93).
Поляра планирования cy=f(cx} и поляра моторного полета су — f(c'x)
могут быть получены путем испытания в аэродинамической трубе модели
крыла с работающими и с неработающими винтами или непосредственно
в полете. Можно их получить и расчетным путем.
Приводим приближенные формулы, полученные при помощи теории
идеального пропеллера:
< = +о,5 *°6 вЛ
\ о J
______ „ I, I \>б „ \ „ S<=6 а° ^кр
схкр — С^КР I 1 “Г s Bp J-V Су s 573 2 + 173 .
(82)
(83)
Здесь означает отношение обдуваемой части площади крыла ко
всей поверхности, a So6 вычисляется
лриближенно по формуле:
So6 = D£^cp, (84)
1
где £ср — средняя хорда крыла в
сечении, обдуваемом данным винтом,
z — число винтов.
Значение Вр находится по формуле
или
п _ п из _ ВР из
Вр—Вр™
Фор'мулу (83) удобнее представить фиГ 93. поляры самолета без винта
В таком виде: и При работающем винте.
, । д । 5об вр д° Акр~ !>73 _
схкр == Cvkp + tfp-r Су s 2 57,3 Акр 4-1,73
— Сх кр &СХ кр,
д __ ^об п
где Дсхкр = —Вр
। Су Я° ^Кр 1,73 \
С* кр 4- -~2 573 ХКр + 1,73 )
сх всего самолета получим путем прибавления &сх вредИ к слкр:
Сх сам = Сх кр 4- ^Сх вр = Сх кр 4" ^Сх кр 4" &СХ вр
— Сх сам 4" Кр-
(85)
В практике одного из наших авиазаводов пользуются следующими
эмпирическими формулами: '
Су = су + (су - 0,375 а”) (С1В₽+ (86>
93
где коэфнцнеиты Сх и С2 принимают значения:
при Вр<0,6; Ci = 0,41; С2 = 0;
при ВР>0,6; С, =0,312; С2 = 0,0625
и
г __ . ^об р ,
Сх сам “ С* •С* КР S ^Р~Т-
*кр-1,73 So6Bp
+ 2,72Хкр Cv S 2 +
+ 2^4^ + -^- ВР. (87>
Здесь потери иа обдувку пересчитываются иа увеличение лобового
сопротивления, и можно пользоваться графиками изолированных винтон
без внесения поправок на влияние самолета на винт, учитывая только
коэфнциент увлечения скорости*
В аэродинамическом расчете самолета необходимо учитывать измене-
ние аэродинамических характеристик крыла вследствие обдувки его вин-
том. В противном случае можно получить завышенные летиые данные
для режимов полета на больших углах атаки. Для улучшения условий
работы крыла в современном самолетостроении намечается тенденция
к применению толкающих виитов.
'/ЛС?ъ'?Н^а"8РЬ’Ги
Самолёт своими руками?!
ПОДБОР ВИНТА К САМОЛЕТУ
ГЛАВА VIII
ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАЗМЕРОВ ВИНТА
§ 33. ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАСЧЕТНЫХ УСЛОВИЙ ПОЛЕТА ПРИ ПОДБОРЕ ВИНТА
Расчетные условия полета, которые берут в основу при подборе винта,
зависят от типа самолета. Для различных типов самолетов основными
являются следующие режимы полета (по порядку важности).
Самолеты большой дальности:
а) взлет;
б) горизонтальный полет иа малой мощности при максимальной даль-
ности.
Самолеты средней дальности:
а) горизонтальный полет иа средней мощности;
б) взлет.
Самолеты малой дальности и высоких летных качеств:
а) высокая горизонтальная скорость;
б) скороподъемность;
в) взлет.
Проблема эффективного использования полной мощности, развиваемой
мотором, при всем многообразии условий полета очень трудна. Выбрать
винт, который обеспечивал бы иаилучшие летиые качества прн всех усло-
виях полета, невозможно, так как число факторов, оказывающих влияние
на характеристики виита, настолько велико, что учесть их все в отдель-
ности ие представляется возможным. Поэтому принимаются во внимание
лишь факторы, имеющие наибольшее значение: мощность, высота полета,
скорость и обороты. Оин должны быть за рацее известны выбирающему
винт.
Кроме того, иногда заранее ограничивают конструкцию и размеры
виита условиями, вызываемыми конструкцией самолета. Все эти величины
находятся вие сферы воздействия выбирающего виит. Они зависят от
мотора н самолета, которые в большинстве случаев уже спроектированы,
а иногда и построены. В общем же случае задача заключается в следую-
щем: зная расчетные величины мощности и оборотов и расчетный
режим полета, подобрать такой винт, который о ^еспечил бы наиболь-
шую полезную отдачу мотора и винта на данном режиме.
Выбор расчетных данных для вннта
Укажем расчетные условия, которые обычно при отсутствии специаль-
ных указаний кладутся в основу подбора винта.
Расчетная высота. При иевысотном моторе за расчетную высоту при-
нимается либо Н = 0, либо какая-нибудь малая высота в зависимости от
задания.
Прн высотном же моторе в качестве расчетной высоты берут, как
правило, границу высотности мотора с учетом скоростного наддува. Для
95
этого определяют вероятную максимальную скорость я приращение высот-
ности для этой скорости.
Расчетная высота самолета /7расч. сам определяется как сумма:
ТТрзсч. сам — 7/расч. м + д (88)
где величина Нрлсч. м — граница высотности мотора — даетси высотной
характеристикой его, a — приращение высотности от скоростного
наддува — определиется (см. § 49) в зависимости от скорости полета.
Применяя при этом ВФШ, мы получим (см. § 23) заметное ухудшение
летных данных на малых высотах; при ВИШ это ухудшение будет незна-
чительным.
Расчетные обороты и мощность. В качестве расчетных оборотов мо-
тора принимают обычно обороты, при которых мотор развивает расчет-
ную мощность. Это делается дли того, чтобы при работе мотора на пол-
ной мощности обороты мотора не превысили максимально допустимых.
При ВИШ, автоматически поддерживающем постоянное число оборотов,
расчетные обороты обычно соответствуют так называемым номинальным
оборотам мотора: это обороты, при которых мотор может устойчиво рабо-
тать в течение часа на расчетной (номинальной) мощности. У современных
авиамоторов номинальные обороты близки к максимальным.
Расчетная скорость. Выше (§ 23) были подробно рассмотрены противо-
речивые условии, налагаемые на подбор винта двуми основными режимами
полета: максимальной скоростью и подъемом, или взлетом. Противоречие,
как мы знаем, почти полностью устраняется применением ВИШ.
Как правило, кроме особых случаев, в качестве расчетной берется
максимальная скорость, притом для высотного мотора— на границе
высотности.
Таким образом обычные расчетные данные для винта формулируются в
следующем виде: максимальнаи скорость горизонтального полета на гра-
нице высотности при номинальном или максимальном числе оборотов,
-соответствующем расчетной мощности.
§ 34. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОПТИМАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ ВИНТА
Определение ррасч и >расч
Пусть мы имеем внешнюю характеристику мотора, т. е. кривую N ~f(n)
(фиг. 94 — кривая АВС) и иа ней точку В,
соответствующую заданным (расчетным)
мощности и оборотам — N2 и л2.
Возьмем уравнение
Фиг. 94. Внешняя характеристика
мотора и подбор винта по кубическим
параболам 7—тяжелый винт, 2—нор-
мальный, 3—легкий.
“75
75 с’
(89)
Для данной расчетной высоты p=const.
Если мы дадим р также постоинное значе-
ние, то множитель при л3 дли данного
винта обратится в постоянную величину,
и уравнение (89) примет вид:
N = kn3. (90)
Для разных значений р получим ряд
значений k и ряд уравнений, которые
отобразятся на фиг. tjXj в виде кубических
парабол 7, 2, 3, так называемых дрос-
сельных, или винтовых, характеристик. Точки нх пересечения с характе-
ристикой мотора — Л, В, С дают мощность и обороты мотора на соот-
ветствующих этим кривым режимах. Мы видим, что кривая 1 (точка Л)
дает заниженные мощность и обороты (винт тяжел), кривая 3 (точка С)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
обороты выше допустимых (винт легок), а кривая 2, проходищаи через
расчетную точку В, являетси искомой. Соответствующее ей значение р
будет искомым значением ?расч-
Определяетси эта величина непосредственным вычислением по формуле
о__________________________________75Арасч
₽,ИСЧ Ррасч^расч^
Если нам известна и расчетная скорость, можем вычислить значе-
ние Храсч '
V
’i расч
расч “л D ’
*с расч
Мы видим, что значении Храсч и Ррасч зависит от диаметра винта. Даль-
нейшая задача заключается в следующем: подобрать такой винт (в част-
ности, такой диаметр), который дал бы при соответствующих значениях
Храсч и Ррасч НЗНВЫСШИЙ К. П. Д.
). Указанной расчетная
Выбор серии виитов
Конструктор в настоящее времи может производить подбор винтов раз-
личных серий, отличающихся числом лопастей, шириной и формой лопа-
сти в плане, толщиной и профилем лопасти и рядом других параметров.
Чтобы ответить на вопрос, какой серией следует воспользоваться, нужно
произвести подбор по нескольким сериим и выбрать наилучшую. Дли пер-
воначального подбора йожно руководствоваться следующим. Желательно
характеристики серий винтов выбирать такими, чтобы расчетная точка Храсч,
Ррасч попадала в область максимальных к. п. д. На каждой нормальной
диаграмме характеристик серии винтов (фиг. 55) находим точку О, соответ-
ствующую абсолютному максимуму к. П. Д. (1}гаах max
точка должна лежать возможно ближе к точке О.
Совпадение точки расчетного режима (РраСч, лрасч) с точкой абсолютного
максимума к. п. д. (pm,Xm) хоти и желательно, но не всегда возможно, так как
это может потребовать проектирования специального винта для данного
самолета и режима. Достаточно, если точка расчетного режима ррасч, Храсч
находится в окрестности абсолютного максимума к. п. д. Эту окрестность
можно назвать областью применении виита, определив ее как
геометрическое место точек на плоскости р, X, удовлетворяющих условию
^TJmax max TQmax max» (91)
Величина коэфициента k в первом приближении может быть принята рав-
ной 0,97—0,98. Такие области мы видим на всех нормальных диаграммах
характеристик (например, фиг. 55), где они представляют собой части
плоскости (X, Р), ограниченные замкнутыми кривыми tj = const.
Следует еще иметь в виду, что целесообразно выбрать серию винтов,
испытанных с самолетом, сходным по типу с проектируемым, и у которого
расположение винтомоторной установки относительно самолета также по-
добно. Это устраняет необходимость производить довольно сложный н не
всегда точный учет взаимного влиинии самолета и винта.
Коэфициент совершенства винта
При сравнении винтов можно воспользоваться выражением
£ ^тахтах
Tii opt
носящим название коэфициента совершенства винта
Здесь TQt opt—оптимальное значение индуктивного к. п. д., т. е. значение
<1, В точке (>m, рт).
Кравец—157—7
(91)
97
лх3
Фиг. 95. Теоретические
значения индуктивного
к. п. д. винта.
Фиг. 96. Индуктивный к. п. д. оптимального трехлопастного винта
ДЛЯ и ₽т-
98
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Величину 7jiopt можно определять по Крамеру [68], пользуясь фиг. 95,
где даны значения в зависимости от винтовых характеристик —,
g о
—и числа лопастей, подставляя вместо X и 0 значения Х„ и
На фиг. 96 даны кривые зависимости Рт от \т при различных opt=const
для трехлопастиых виитов. Но так как величина незначительно меняется
при изменении числа лопастей, можно пользоваться фиг. 96 для опреде-
ления ’tyopt вийтов с другим числом лопастей.
Величина коэфициеита совершенства винта зависит от геометрических
характеристик винта и его конструкции.
В табл. 24 (часть V) даны величины 7jmax тах, Ti£opt и С для всех приве-
денных там винтов.
Пределы применения виита
Для каждого винта можно указать предельные величины мощности и
скорости, при которых он может быть эффективно использован [27].
Величина предельной скорости определяется влиянием сжимаемости
воздуха — числа Бэрстоу. Принимая, что заметное падение к. п. д. начинается
после критического значения BaKpllT = 0,85, можно написать условье:
откуда
(92)
(93)
Так как окружная скорость U ~ ^Dnc = тг -у-, то значение
Кп Vm
и формула (93) может быть выражена в виде
(94)
Величина относительной скорости Ит= — — является величиной,
определяющей границу эффективного применения виита.
Так, например, для серии ЦАГИ ЗСМВ-2 имеем \т — 1,69, и тогда
^ = fe = ¥ = ^-9 = 0.538,
т. е. для данного винта скорость полета, соответствующая абсолютному
максимуму к. п. д., составляет около половины окружной скорости конца
лопасти виита.
Величина предельной скорости может быть тогда подсчитана по
формуле:
= = Л85 _ = 0,406
с 1/1 +J- l/i + -1-
Г т -р Г + 0,5382
г т
и, принимая дли уровня земли С =340 лг/с£/с=1224 км/час, получаем:
УПред = 0,406 С = 0,406 • 1224 = 500 км/час.
Так как скорость звука уменьшается с увеличением высоты полета,
то значение предельной скорости также будет уменьшаться по мере уве-
личения высоты полета н в данном случае на высоте Н = 5000 м, где
С=320 м/сек = 1152 км/час, предельная скорость будет
Кред — С — 0,406 • 1152 = 467 км/час.
В табл. 24 даны значения предельных скоростей для различных винтов.
Аналогично может быть определена предельная мощность через значе-
ние коэфициеита мощности рт в области применения винта.
Определив значение D для предельных величин:
подставим его в выражение мощности:
Т = 75N = Pp/zg)5.
Тогда
'г v _ о «я 0,85s С5
1 пред — /О/Упред — Р«Р«С ^5^ уД
И
75^>ед "с 0,85^т
или
= 0,0000194
(95)
Формула (95) дает значение предельной мощности, при которой винт
целесообразно использовать (без потерь), если известны число оборотов
и высота полета.
С увеличением высоты полета величина рС5 уменьшается и, следова-
тельно, уменьшается и предельная мощность. Если для винта ЦАГИ
ЗСМВ-2 задаться числом оборотов п— 1800 об/мин., то для высоты /7=0
значение предельной мощности будет Мтред = 1210 л. с. и для высоты
Н = 5000 м //пред = 533 л. с. Предельные мощности винтов даны в табл. 24.
Необходимо отметить, что приведенные в табл. 24 предельные скорости
и мощности подсчитаны, исходя из условий отсутствия потерь на сжима-
емость воздуха (ВаКрпт < 0,85). На практике приходится, подбирая размер
винта, итти на увеличение чисел Бэрстоу (до 1,2 и более), допуская зна-
чительные потери от сжимаемости воздуха. Тогда значения предельных
скорости и мощности увеличиваются. Принимая, например, ВакрПт = 1,0,
получим увеличение предельной скорости на 18%, а предельной мощ-
ности— на 127%.
Рассматривая полученные выражения для предельной скорости и мощ-
ности, мы видим, что увеличение скорости 1/расч и высоты полета /7расч
требуют увеличения Vm = , а увеличение мощности ZVpac4 и высоты
полета /7расч требует увеличения Поэтому у современных винтов
имеется тенденция перемещения абсолютного максимума вверх и вправо
на нормальной характеристике виита в сторону больших X и р.
Диаметр винта и число лопастей
Чтобы подобрать виит, наиболее подходящий к поставленным условиям,
необходимо:
1) определить приближенно возможный диаметр и число лопастей;
100
группы -1
Фиг. 97. Подбор винта путем построения характе-
ристик винтомоторной
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2) отобрать несколько винтов подходящих диаметров и найти для них
к. п. д. для расчетного режима;
3) учесть потери из-за высоких скоростей и сжимаемости воздуха и по-
лучить к. п. д. с поправкой на число Бэрстоу;
4) учесть взаимное влияние винта и самолета и получить эффективный
к. п. д.;
5) построить ХВМГ и кривые потребных мощностей или тяг, исправ-
ленных на взаимное влияние винта и самолета.
По ХВМГ можно отобрать лучший винт для поставленных условий.
Иногда подбор виита делается по наибольшему к. п. д., но это не всегда
дает наилучший результат. На фиг. 97 показаны кривые располагаемой
мощности для двух винтов с диаметрами Dx и 7>2, один из которых подоб-
ран по максимальному к. п. д.
При подборе винта на макси-
мальную скорость трудно
сказать, какой винт будет
лучше, если не провести кри-
вой потребной мощности. Если
последняя пройдет, как кри-
вая /, то выгодней винт Т)2,
если же она пройдет, как
кривая 77, то выгодней, оче-
видно, винт Dlr Однако раз-
ница, как видим, невелика, и
в первом приближении подбор
винта можно вести по при-
знаку наивысшего к. п. д.
Вопрос о том, на какой
путь стать при подборе вин-
та, — брать ли винт большого
диаметра в сочетании с редук-
цией, дающей малые обороты,
или многолопастный винт с
увеличенным числом оборо-
тов, или, наконец, соосиые винты — этот
от целого ряда факторов, связанных
вопросом к. п. д., а также прочности.
Значительно влияет на к. п. д. винта величина
ее возможно меиьшей. Этого можно достигнуть либо увеличением диа-
метра винта, что ограничено конструктивно самолетом, либо уменьше-
нием мощности, приходящейся на виит, что также нежелательно. Отно-
шение ру находится в диапазоне 50 — 110. Среднее его значение равно 65.
Уменьшение диаметра винта влечет за собой увеличение потерь за
счет индуктивного сопротивления и, следовательно, снижение индуктив-
ного к. п д. Задачей конструктора является выбор такого диаметра винта,
при котором к. п. д. винта, равный произведению индуктивного и меха-
нического к. п. д. и исправленный на взаимное влияние винта и самолета
и число Бэрстоу, будет наибольшим.
Ограничения в диаметре виита
Диаметр винта не должен превосходить некоторого предела, допуска-
емого высотой шасси. Размещая ВМГ на самолете и выбирая винт, кон-
структор должен руководствоваться не только требованиями, возникаю-
щими из общей компановки самолета, но и правилами безопасности.
Расстояние между концом лопасти виита н землей при положении
самолета в линии горизонтального полета должно быть для одноместного
самолета не меньше 200 мм (фиг. 98), для остальных самолетов — 250мм,
101
вопрос
в свою
решается
очередь
в зависимости
в основном с
N
; желательно иметь
!«
Фиг. 98 Минимальное расстояние от конца
винта до земли и зазор между капотом и
винтом.
Фиг. 99. Минимальное расстояние от
конца винта до фюзеляжа.
Фиг. 100. Минимальное расстояние между
ковцом винта и водой у гидросамолетов.
Фиг. 101. Минимальное расстояние
между концом винта и корпусом
лодки.
Фиг. 102. Опасная зона в плоскости
вращения винта-
Фиг. 103- Минимальное расстояние
между плоскостью вращения винта
и крылом.
102
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Когда пневматики сплющены, а амортизаторы шасси сжаты (или
в иных конструкциях растявуты до предела), это расстояние должно
быть не менее 150 jhjh.
Части самолета, лежащие в плоскости винта, должны быть удалены
от конца его лопасти не менее чем на 200 мм (фиг. 99). Расстояние конца
лопасти винта гидросамолета от воды должно быть не менее 500 мч\
кроме того, концы винта должны отстоять от любой точки поплавка или
лодки ие менее чем на 200 мм (фиг. 100 и 101).
В плоскости вращения винта и на расстоянии по 200 мм впереди и
сзади нее („опасная зона®) не должны размещаться места для экипажа
(фиг. 102). Просвет между лопастями винта н частями конструкции само-
лета должен быть не менее 150 мм (фиг. 103). Между капотом и винтом
должен быть зазор ве меиее 25 мм (фиг. 98). На мвогомоторных самоле-
тах расстояние между дисками соседних винтов должно быть не менее
200 Перекрытие соседних дисков не допускается.
Помимо правил безопасности, критическая скорость конца лопасти
винта также налагает предел на увеличение диаметра винта, так как при
больших скоростях получается сильное снижение к. п. д. винта за счет
сжимаемости воздуха.
Большой диаметр винта представляет большие затруднения н с конст-
руктивной точки зрения. Увеличение диаметра сверх некоторого предела
требует больших сечеиий винта и применения особых высококачествен-
ных материалов.
Выбор числа лопастей
Раньше ’многолопастные винты применялись обычно только в случае
невозможности пользования двухлопастными из-за большого диаметра
последних. Ошибочно считали, что многолопастные винты дают при рав-
ных условиях меньший к. п. д., чем двухлопастные. Эта точка зрения
Фиг. 105. Кривые кпд. винтов
с различным числом лопастей. Про-
филь RAF-6
Фиг. 104. Кривые к. п. д. винтов с пазлич
ным числом лопастей. Профиль Кларк-Y.
основывалась на результате испытаний многолопастных винтов, для кото-
рых лопасти брались такие же, как для двухлопастных. В действитель-
ности индуктивный к. п. д. возрастает с увеличевием числа лопастей при
постоянных X и р. При одинаковых скоростях полета значение к увели-
чивается вследствие уменьшения диаметра, что также является преиму-
ществом многолопастных винтов.
Для сравнения внитов вместо параметра 1 может быть принят коэфи-
циент быстроходности cs — V
—, так как ои зависит от всех эле-
75№i*
ментов, взятку за основу при выборе винта, и не зависит от диаметра.
Обработка экспериментов по параметру с£ показала, что диаметр
трехлопастных внитов должен быть уменьшен по сравнению с двухло-
пастными до 80 — 90% и для четырехлопастных—до 70 — 85%. Разница
в к. п. д. при этом невелика и часто в пользу много лопастных винтов.
103
На фиг. 104 и 105 представлены кривые к. п. д., нанесенные по коэфи-
циенту cs для винтов с профилями Кларк-Y и RAF-6. Данные заимство-
ваны из репорта NACA № 640 [ьб]. Каждое значение cs представляет опре-
деленные расчетные условия. Как правило, для винтов с обоими типами
двух- и четырехлопастными винтами
Фиг. 106. Отношение мощностей, поглощае-
мых винтами с различным числом лопастей
Индекс означает число лопастей.
составляет не больше 2%. В обоих
случаях в большей части диапа-
зона величин cs трехлопастные
винты имеют такой же к. п. д., как
двухлопастные, а иногда немного
больший.
Фиг. 107- Отношение мощностей, поглощае-
мых двух- н трех лопастными винтами при
одинаковом покрытии.
Интересно сравнение мощностей, поглощаемых двух-, трех- н четырех-
лопастными винтами. На фиг. 106 показано такое сравнение для винтов
с профилем Кларк-Y, а на фиг. 107 для двух- и трехлопастных bIihtob
одинакового докрыли,
Имея графики двухлопастных винтов, можно перейти к многолопастным
по приближенным переходным коэфициентам. На фиг. 108,а дано отноше-
j ние мощностей, поглощаемых
вннтамн с различным числом
лопастей, к мощностям двух-
лопастных винтов. Как видим,
прн переходе от двухлопаст-
ного вннта к z-лопастному,
поглощаемая винтом мощность
увеличивается примерно в
i
2 раза.
Для подбора многолопаст-
ного вннта можно пользо-
ваться нормальной диаграммой
характеристик двухлопастного
типа (фнг. 19), увеличив зна-
чения р в ~ раза.
Отношение диаметров при
неизменвых мощности и ре-
зультирующей скорости кон-
цов лопастей дано на фиг. 108,6.
Как видим,
винт может
равный 0,84,
пастный—0,73 диаметра двух-
лопастного.
коэфицнент ввкрытня винта,
трехлопастный
иметь диаметр,
а четырехло-
б
Фиг. 108. Коэфициенты для перехода от двухло-
пастных к многолопастным винтам
а—отношение мощностей, поглощаемых лопастями, б—отно-
шение диаметров при неизменных мощности и результирую-
щей скорости концов лопастей.
В случае, когда необходимо увеличить
часто с точки зрения экономии веса будет более выгодным увеличение
числа лопастей, нежели увеличение их ширины. Например, если желательно
увеличить площадь двухлопастного винта на 50%, то это может быть сде-
лано увеличением на 50% ширины. Но примерно в том же отношении
104
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
должна быть увеличена и толщина для сохранения прочности и предупре-
ждения вибраций. В результате вес увеличится в 2,25 раза. Если же
вместо этого придать вннту добавочную лопасть, то вес его увеличится
примерно в полтора раза.
Профиль лопасти
Форма профилей (в пределах обычных хороших форм) ие оказывает
большого влияния на к. п. д. винта.
На фиг. 109 дано сравнение к. п. д. исследованных в NACA профилей
лопастей винтов Кларк-Y, RAF-6 и NACA 2400-34 для взлетных и крей-
серских условий (данные соответствуют винтам с гондолой звездообраз-
ного мотора). Как видим, при крейсерской скорости они идут по качеству
в следующем порядке: 1) Кларк-Y, 2) NACA 240о-34, 3) RAF-6.
Фиг. 109. Сравнение различных профилей
лопастей винтов с гондолой звездообразного
мотора воздушного охлаждения.
Фиг. ПО Сравнение различных профилей
лопастей винтов с гондолой мотора жидко-
стного охлаждения.
Разница в к. п. д. между первыми двумя профилями составляет только
1%, что находится в пределах точности эксперимента, тогда как разли-
чие между Кларк-Y и RAF-6 достигает 2—4%. Для условий же взлета
к. п. д. профиля RAF-6 на несколько процентов больше, чем у Кларк-Y,
причем последний является более эффективным, чем NACA 2400-34.
Следует также указать, что профиль RAF-6 более чувствителен к сжи-
маемости воздуха в условиях взлета, чем два другие профиля, поэтому
с увеличением скорости конца лопасти к. п. д. уравниваются.
Относительно плохие характеристики винта с профилем NACA 2400-34
на малых скоростях не являются неожиданностью и объясняются низким
с, max профиля. Этот профиль предназначен для больших скоростей конца
лопасти н используется только для концевых сечений, так как для него
критическая скорость относительно больше.
На фиг. НО приведено подобное сравнение для винтов с гондолой
мотора жидкостного охлаждения. Мы видим, что отношение качества
профилей таково, как и в предыдущем случае.
Величина к. п. д. при взлете для всех трех виитов, испытанных с гон-
долой звездообразного мотора воздушного охлаждения, оказывается иа
несколько процентов ниже, чем для гондолы рядного мотора жидкостного
охлаждения. Такой результат объясняется соответственно большим со-
противлением капота и увеличением торможения скорости в плоскости
винта.
В итоге можно сказать, что профиль Кларк-Y дает преимущество в
условиях высокой скорости, a RAF-6 больше подходит для условий взлета.
105
Толщина профиля
Характеристики любого профиля зависят от толщины его. При дан-
ном угле атаки а толстые профили поглощают большую мощность, не-
жели тонкие, за исключением случаев очень больших углов установки
лопастн. Толщина оказывает также очень большое влияние на к. п. д.
лри больших окружных скоростях.
Сравнение винтов различной
Фиг. 111. Сравнение двух винтов различной
толщины с гондолой мотора жидкостного охла-
ждения.
толщины, испытанных на моторе жид-
костного охлаждения (фиг. 111),
показывает, что толстый винт усту-
пает тонкому, особенно на большой
скорости.
§ 35. ПРИБЛИЖЕННЫЕ СПОСОБЫ
ПОДБОРА ДИАМЕТРА ВИНТА
Приближенный аналитический
подбор диаметра винта
Диаметр винта может быть
приближенно подсчитан по эмпи-
рической формуле, выведенной по
результатам испытаний. Оиа выра-
жает для винтов средней формы
оптимальный диаметр в функции
мощности мотора, высоты полета,
числа оборотов винта н
омолета и не учитывает влияния концевой скорости лопасти.
Формула имеет следующий вид:
4 Г кг
скорости
*Ул2’
(96)
тде N—мощность вл. с., А— относительная плотность воздуха, И—ско-
рость в км/час, п- об/мин. Значение Kd берется по табл. 9г
Таблица 9
Значение коэфициеита Kd в приближенной формуле для подбора диаметра виита
Материал винтов Дерево Металл
Число лопастей Тип вннта ‘— 2 3 4 2 3
Скоростной 98 87 82 96 89
Скороподъемный .... ПО 99 92 108 103
Эксплогтационный . . . 104 94 89 ЮЗ 99
Пример 7. Определить диаметр и число лопастей металлического
винта для самолета-истребителя, снабженного звездообразным мотором
Райт „Циклон" мощностью 7V = 700 л. с., на высоте Н = 4250 м, при
л = 1900 об/мии. Расчетная скорость — максимальная скорость полета иа
высоте /7 = 4250 м, равная 410 км/час.
На высоте Н — 4250 м ~ 0,0814, А = у- = 0,6511.
Решение. Для двухлопастного виита
-_____700_________= 2 8 м
1900s • 410 - 0,651
106
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
а для трехлопастного
700 и
19002 * 410 • 0,651 ~ ’° м'
Более точный способ подбора диаметра винта с учетом взаимного влия-
ния винта и самолета и потерь от сжимаемости воздуха изложен ниже.
Приближенный подбор диаметра винта по графикам
Фиг. 112 представляет собой рабочий график, построенный' для бы
строго подбора диаметра металли-
ческих винтов с лопастями обычной
•формы в плане и нормальным про-
филем. Он построен на основании
результатов летных испытаний ряда
еамолетовс различными фюзеляжами,
крыльями, моторами и комбинациями
винтов и состоит нз двух кривых X
по cs %ля двух- и трехлопастных
винтов, в основном рассчитанных на
максимальную скорость (с учетом
поправки на высокую скорость кон-
цов лопастей). На кривых написаны
их уравнения, которыми можно поль-
зоваться для аналитического подсчета.
Пример 8. Определить наивыгод- фиг Ц2. график для приближенного пол-
нейший диаметр для максимального бопа диаметра винта по коэфициенту быст-
к.п.д. при ;V=550 л, с., п=1750 об/мин., роходности cs.
Цэасч ~ Итак =322 КМ^ОС, Н = 3050 М. ______
Решение Определяем сЛ ~ V //» пользуясь номограммами
фиг. 27 или 28, получаем 1,71.
По фиг. 112 находим для ^=1,71 значение
X = 16,67 — = 0,97;
отсюда получаем
D = 16>67^ = 16>67{адОТ = 3>15 м-
При трехлопастиом винте мы получили бы X = 1,03 и диаметр вннта,
D = 2,96 м.
% 36. ПОДБОР ВИНТА ПО НОРМАЛЬНЫМ ДИАГРАММАМ ХАРАКТЕРИСТИК
ВИНТОВ С УЧЕТОМ ЧИСЛА БЭРСТОУ
Подбор вннта с учетом числа Бэрстоу (но без учета взаимного влия-
ния винта и самолета) может производиться следующим образом: зада-
ваясь рядом значений диаметров, подсчитываем значения X = ~ & н р =
75N
= —. По характеристикам серий винтов определяем угол установки
лопасти или относительный шаг и к. п. д., затем строим диаграммы =
=f(D) для разных винтов. По наибольшему к. п. д- выбираем диаметр D
и число лопастей I.
Однако, если при подборе вннта не учесть влияния числа Бэрстоу,
можно впасть в ошибку и отдать предпочтение винту, который благодаря
большему диаметру будет иметь большие потерн от сжимаемости воздуха,
и в действительности его к. п. д. будет меньше, чем у других сравнивае-
мых винтов.
107
Поэтому необходимо исправить полученный к. п. д. на влияние числа
Бэрстоу. Для этого можно построить диаграммы 7j в зависимости
от диаметра для винтов разных серий н затем уже отобрать винт, даю-
щий наибольший к. п. д.
Пример 9. Подобрать винт к самолету истребительного типа с звез-
дообразным мотором воздушного охлаждения. Максимальная скорость
V^nax = 410 км/час = 114 м/сек иа высоте Н = 4250 м при мощности
N = 7(0 л с. и оборотах пм=1900 об/мин. (лс =31,7 об/сек), ip = 1.
Решение. Останавливаемся ва серии NACA 5868-9 американских
двух- и трехлопастиых металлических винтов, испытанных с гондолой звез-
дообразного мотора воздушного охлаждения, характеристики которых
даны на фиг. 230 и 243. Пренебрегая пока учетом влияния числа Бэрстоу,
определяем относительную поступь
= к 114 = 3,6
f ncD~ 31,7D ~~ D
и коэфициент мощности
' В = 75N — 75 700 = 20,3
Р “ pnjf D5 0,0814 - 31,78D5 D*
для винтов разных диаметров.
По данным к и р определяем к. п. д. по характеристикам винтов.
Все вычисления удобно расположить в виде табл. 10.
Таблица 10
Подбор винта
D(x) 2,6 2,8 30 32 3,4
. • 1188 1 38 0,171 172,1 1,28 0,118 * 2430 1 2 0,0835 335,5 1 125 0,0605 4544 1,06 0,0447
Т8 1 = 2 0,775 0838 0,857 0,873 0,87
1-3 0843 0,855 0,854 0 82 0,805
В результате можно построить диаграмму (фиг. 113), из которой видно,
что наилучшим является винт с D = 3,2 и t = 2, при этом тдвшах = 0,873.
Обратимся теперь к учету влияния числа Бэрстоу. Поскольку мы имеем
дело с режимом максимального к. п. д, то для определения поправоч-
ного коэфициента можно воспользоваться способом Вейка. Для этого
по графику фиг. 72 определяем значение поправочного коэфициента и,
умножив найденные по характеристикам винтов значения т)8 на величину
К , вычисляем к. п. д. с учетом числа Бэрстоу.
Ва
Для получения # необходимо знать отношение . Имея для
1) Ва Крит
у
каждого диаметра значение К — - и зная, что V = 410 км/час и
Н =4250 м, определяем по фиг. 71 для каждого диаметра значения Ва.
Вакрт определяем по графику (фиг. 73). Принимая относительную тол-
щину сечения ковцов винта с = 0,06, получаем значение Вакркт = 0,95.
Все вычисления располагаем в табл. 11.
108
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Таблица И
Подбор виита с учетом числа Бэрстоу
D(.) 26 28 3 3,2 3,4
А ncD Вр Ва НТ 1 38 1 28 1 2 1,125 106
0 87 0 93 0 986 1 04 1,1
0 92 0 978 1 04 1 1 116
1,0 1 0 0 992 0,964 0.925
т*в 1 = 2 1 = 3 0 775 0838 0 857 0873 087
0 843 0 855 0854 082 0805
т| = т»в Кц Ва 1 = 2 1 = 3 0,775 0838 0 85 0 843 0805
0 843 0 855 0 846 - 0 791 0745
Если для определения Ва и /С пользоваться номограммой (см. фиг. 72),
можно избежать значительной части вычислительной работы.
В результате этих расчетов строим график фиг. 114 зависимости т) от
диаметра винта. Теперь уже картина изменилась. Винты с большими диа-
метрами имеют большие потери из-за работы при сверхкритических ско-
ростях и, следовательно, меньший кпд Останавливаемся на винте
D = 2,9 Jt, I — 3, имеющем 7jmai = 0,856.
§ 37. ПОДБОР ВИНТА С УЧЕТОМ ВЗАИМНОГО^ ВЛИЯНИЯ ВИНТА И САМОЛЕТА
Вопросы взаимного влияния винта и самолета изложены в гл. VII. Мы
ограничимся здесь примером, иллюстрирующим подбор винта с учетом
влияния самолета на винт.
Пример 10. Для условий, данных в примерах 7 и 9 (см. стр. 106 и 108),
подобрать винт для случая мотора, установленного впереди фюзеляжа
109
самолета-истребителя монопланного типа. Мотор Райт „Циклон", звездо-
образный, воздушного охлаждения, заключен в капот NACA, N = 700 л. с,
на высоте Н = 4250 м при п= 1900 об/мин.
Расчетная скорость V = 410 км/час = 114 м/сек.
Площадь миделя фюзеляжа /фюз = 1,54 м\ Сумма лобовых сопротив-
лений деталей самолета, лежащих в струе винта, характеризуется вели-
чиной Zcxf =0,44.
Решение. Зададимся пятью диаметрами серии трехлопастных винтов
NACA 5868-9 и определим оптимальный диаметр винта и его к. п. д.
Для нерабочей части винта принимаем 3 = 0,2.
Так как схема рассчитываемого самолета соответствует фиг. 85, то для
определения торможения пользуемся графиком фиг. 85. Ометаемая вин-
том площадь F при ^=0,2 будет:
Л = ’г’ (1 — =0-96 = 0.754D3.
Подбор винта ведем по характеристикам трехлопастных американских
металлических винтов серии NACA 5868-9 по графику фиг. 230.
Поскольку мы имеем дело с винтами, испытанными в присутствии
гондолы звездообразного мотора воздушного охлаждения, необходимо опре-
делить коэфнциент увлечения скорости и коэфицнент обдувки модели
винта.
Для определения г можно воспользоваться приближенной формулой,
указанной н § 31:
___ С Cxfyi _ f
£ ~~ 5 1,28F у F ’
Размеры мотогондолы даны на фиг. 203. Диаметр модели винта D —
= 3,05 м.
Принимая для мотогондолы значения сх =0,15, а для модели винта при-
нимая также £ = 0,2, и подставив
А = = 1.38 м2
И
Гв = (1 — £2) ~ = 0,96 = 7,1 ж2,
4 4
получим коэфицнент увлечения скорости
и коэфнциент обдувки, для которого по фиг. 90 определяем значение
Аср = 0,03
, , 2 с*/* 0,15 • 1,38 п
Св = hep ч--= 0,03 + - 71— = 0,06.
Тогда 1 -f~eB = 1,05 и 1 — св = 0,94,
(1 + ев ) (1 - гв ) = 1,05 • 0,94 = 0,985.
Для учета взаимного влияния винта и самолета необходимо теперь
определить значения (1 + £)(1 — с) для винта, установленного на само-
лете.
Вычисляем последовательно:
пс D 31,70 D ’ ' 7
R 75ЛГ = 75 * 700 _ 20,3 _
” 0,0814 * 3,17SD5 k ’
. F = 0,754£>2;
ПО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
15(W7;e 150 • 700т,в
pFV;f ” 0,0814 - FVl
• В * 1э
1 294 000 -А-;
с = йср +
(1 +с)(1—с)
•<1 = 7). Кти.К^Ва = 71»
(21>
(71)
(77)
(97>
(1 +^)(1-с.)
Все вычисления сведены в табл. 12.
Таблица 12
Подбор винта с учетом влияния самолета на винт
D (м) 26 28 30 32 3,4
D2 6 76 7,84 9 1024 11,56
D5 118.8 172,1 243 335 1 454,4
F = 0 754D2 5,91 6,78 7,71 | 8,7
/фюз 1.54 F = ~F~ -.0,302 0,261 0,227 0,1995 0,177
hcp 0,092 0,0795 0,065 0,058 0,05
T.cxf 0 44 F “ F 0,0863 0,0745 0,0649 0,057 0,0506
. , 044 c = -г Cp ‘ p 0,1783 0,153 0,1299 0,115 0,1006
1 —c 0,8217 0847 0,8701 0885 0.8994
? 0,171 0,118 0.0835 0,0605 0,0447
X 1,38 1.28 u 1,125 1,06
r<B 0843 0,855 0,854 0,82 0,805
Bp 0,144 0,1255 0,1095 0 0928 0,0807
1 + Bp 1,144 1,1255 1,1095 1,0928 10807
/ 1 +Bp r 1 070 1,061 1,047 1,045 1,040
e = A 1 + Bp 0,098 0 0845 0,0684 0,0606 0,052
1 “H 1,098 1,0845 1,0684 10606 1,052
(l-C)(l + 0 0,902 0.918 0,928 0,938 0,946
К, <’-c><1+0 0,917 . 0 931 0,94 0,952 0,960
J <1—cB) (14-eB)
^k„c 0,773 0 796 0,801 0,782 0773
K.Ba 1,0 1,0 0,992 0,964 0,925
1 = <1B Ktu KTBa 0,773 0,796 0,795 0 755 0.715
На фиг. 115 нанесены кривые к. п. д в зависимости от диаметра для
трехлопастных американских металлических винтов серии NACA 5868-9
при различных условиях подбора с учетом числа Бэрстоу, взаимного
влияния винта и самолета и окончательная кривая с учетом влияния обоих
факторов.
В результате останавливаемся на виите D — 2,9m и 7jmax = 0,798.
ш
* — и в ~;--
1 "Ь £в
Мы получили скорость, большую
чтобы получить 410 км/час, следует
лы
406
При выбранном режиме полета скорость будет
= 410 = 414 км/час.
1. •
заданной на 4 км!час. Очевидно,
выбрать значение Ув для форму-
(21), несколько меньшее (405 —
км/час).
л
Q7
ПОДБОР ВИНТА ПО КОМБИНИРОВАННОЙ
ДИАГРАММЕ
Гораздо проще происходит подбор
диаметра, если имеется комбинирован-
ная диаграмма, дающая зависимость
между X, с5, tq и © (фиг. 26).
Метод пользования комбинирован-
ными диаграммами при выборе ВИШ
довольно прост:
1) подсчитываем значение
с* = V\f T5Nn* ’
2.6 2,8 3,2 3,4
Фиг. 115. Подбор трехлопастного винта
с учетом влияния самолета на винт.
1—к. п. д. вннта по характеристике, 2—к п. д
с учетом числа Бэрстоу, 3—к. п. д. с учетом
взаимного влияния винта и самолета, 4—к.п.д
с учетом взаимного в л ня имя вннта и самолета
н числа Бэрстоу.
3) отсчитываем угол установки ф и относительную поступь Х= —-—р-;
у
4) определяем D — п у-.
Пример 11. Подобрать ВИШ по комбинированной диаграмме (типа
•фиг. 26) по условиям примера 7 (см. стр. 106).
V = 114 м/сек, ? = 0,0814, Д^=700 д. с., пс = 31,7 об/сек.
Решение. Определяем коэфициент cs.
5 Г Т 5 Г 0,0814 ~
74 • 700 • 31,72 ’
К.
2) выбираем точку максимального
п. д., соответствующую этому зна-
чению
5
р
По комбинированному графику для американского трехлопастного винта
NACA серии 1С1-0(фиг. 26) получаем при данном ^значение X =1,15,
<? = 27°, 7}В = 0,89.
Диаметр винта определяется из уравнения:
D = ~ • = 3J М-
kzzc 1,15 •31J ✓
Для ВФШ выбор угла установки лопасти представляет некоторый ком-
промисс. Необходимо выбрать угол установки, несколько меньший его
расчетной величины для условий максимальной скорости. Выбор зависит
от того, в какой степени мы можем понизить к. п. д. для расчетного
режима максимальной скорости для улучшения взлетных характеристик.
ПОДБОР РЕДУКЦИИ АВИАМОТОРОВ
§ 39. ВЛИЯНИЕ РЕДУКЦИИ НА ЛЕТНЫЕ КАЧЕСТВА САМОЛЕТА
Получение высокой мощности в одном агрегате вызывает необходимость
иметь винты, способные эту мощность поглотить с хорошей отдачей. Хотя
винты современных размеров при увеличении угла установки лопастей
112
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
могут поглотить мощности, значительно большие применяемых в настоя-
щее время, однако, это может быть достигнуто лишь за счет снижения
к. п. д. Единственным пока путем для решения этого вопроса является
увеличение плошади лопастей винта и подбор числа оборотов.
Первую из этих величин мы подбираем, главным образом, выбором диа-
метра, а вторую — выбором редукции двигателя. Невозможность устано-
вить на самолете винт достаточно большого диаметра, неправильный выбор
степени редукции мотора или то и другое вместе — сказываются иа летных
качествах самолета, снижая к. п. д. ВМГ.
На фиг. 116 показано сравнение зависимости к. п. д. от выбора диаметра
винта и степени редукции двигателя для самолета транспортного типа,
развивающего макси-
мальную скорость V —
= 430 км/час на высоте
//=4570 м. Расчетный
режим двигателя был
взят N = 1500 л. с. при
= 2400 об/мин.
Для самолета сна-
чала был выбран винт
/7=3,66 м и взята
степень редукции ip =
= 0,5. Затем проводи-
лось исследование пу-
тем изменения диамет-
ра или редукции, или
того и другого вместе.
Винты подбирались для
максимальной скорости
так, чтобы получались
наивыгоднейшие диа-
метры без потерь на
сжимаемость воздуха.
Лопасти имели обыч-
ную форму и были
геометрически подоб-
ны. Характеристики
определялись для трех-
и четырехлопастных
винтов для расчетного
режима двигателя в Фиг. 116. Влияние диаметра винта и редукции мотора на
пределах скорости по- К. п. д. Расчетные условия: ЛГ=1500 л-Jc .,пм =2400 об/мин.,
лета ОТ 240 ДО Н=4570 м, УраСч=430 км/час.
430 км/час.
Кривая 1 дана при основном D = 3,66 м и основной редукции 1Р = 0,5
дли трехлопастного винта, а кривая 5—для четырехлопастиого. Эти кривые
проходят ниже всех остальных. Ясно, что при такой сравнительно большой
мощности при данных размерах диаметров трехлопастный винт не дает
хорошей отдачи и четырехлопастный более выгоден.
Кривая 2 дана для трехлопастного винта при том же диаметре /7=3,66 м,
но с редукцией ip = 0,583. Такое изменение редукции повышает выгодность
винта.
Кривая 3 дана для трехлопастных винтов при основной редукции 0,5,
но при диаметре винта /7 = 4,12 м. Выгодность винта, как видим, растет.
Наконец, кривая 4 представляет собой характеристику для трехлопаст-
ного винта при диаметре D = 4,39 м и редукции 1Р = 0,459. Эти условия
оказываются оптимальными. Остальные кривые относятся к четырехлопаст-
ным винтам, которые в некоторых случаях оказываются выгоднее трех-
лопастных.
Кравец—157—8
113 .
Фиг- 117. Зависимость тяги от скорости при различных
винтах и редукторах. Относительный шаг Л =2,5- Высот-
ность мотора Нрасч =6100 м.
Фиг. 118- Зависимость тяги на месте от относительного шага-
Высотность мотора Нрасч=6100 м.
114
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Очевидно, выигрыш при надлежащем соответствии диаметра и редук-
ции является весьма существенным.
Как видим, при оптимальном диаметре и редукции оказался выгоднее
трехлопастный винт. При ограничении размеров диаметра и при той же
редукции выгоден четырехлопастный винт. Однако следует помнить, что
замена трехлопастного винта четырехлопастным немного увеличивает вес
винта. Влияние этого добавочного веса на летные качества самолета ослаб-
ляет эффект улучшения его аэродинамических характеристик.
Для других условий (иной тип самолета и мотора, другая скорость, вы-
сотность) могут быть получены несколько иные выводы.
Вообще следует обеспечить при подборе винта возможность выбора
редукции. Моторы не должны выпускаться с постоянной редукцией, а
должны иметь несколько ее степеней. Весьма возможно, что дальнейшее
развитие авиационной техники вызовет необходимость в переменной редук-
ции на земле, или даже в полете, что потребует установки на моторе
коробки скоростей или другого более совершенного механизма.
Выгодность многоступенчатого редуктора отчетливо выявляется лишь
при больших относительных шагах винта и высотном моторе, когда тяга
на месте винтов с постоянным редуктором значительно падает. Это видно
на фиг. 117, где дана зависимость тяги от скорости при различных винтах
и редукторах для высотного мотора с //расч = 6100 м при относительном
шаге h = 2,5, и на фиг. 118, показывающей тягу на месте в зависимости
от относительного шага для того же мотора.
Обычно серийный авиационный мотор имеет постоянную редукцию, и
вопрос о подборе ее не ставится. Иногда мотор выпускается с несколь-
кими вариантами редукции. В настоящее время задача о подборе редукции
может ставиться в широком смысле лишь при проектировании нового
мотора.
§ 40. ПОДБОР РЕДУКЦИИ ПУТЕМ СРАВНЕНИЯ ЛЕТНЫХ КАЧЕСТВ САМОЛЕТА
Определение редукции
мального числа оборотов
винта, при котором лет-
ные данные самолета с
данным мотором наибо-
лее полно соответствуют
заданию. Так как кон-
структор обычно ограни-
чен в размерах винта,
ие всегда удается подо-
в этом случае сводится к отысканию того опти-
Фиг. 119. Зависимость опти-
мального диаметра от числа
оборотов винта для истреби-
теля с мотором воздушного
охлаждения.
брать оптимальную
редукцию и прихо-
дится итти на ком-
промисс.
Методика подбо-
ра редукции в таких
Фиг. 120- Зависимость макси- Фиг. 121- Зависимости
мальной скорости от числа времени подъема на вы-
оборотов винта для истреби- соту от числа оборотов
теля с мотором воздушного винта для истребителя
охлаждения. с мотором воздушного
охлаждения.
115
случаях состоит в следующем. Для каждого числа оборотов проводится
подбор наивыгоднейшего 'диаметра с учетом влияния Ва (фиг. 119) и
по подобранному диаметру проводится подсчет летных данных самолета.
• На фиг. 120 и 121 дан пример определения летных данных для истреби-
теля с мотором воздушного охлаждения Npac4 = 1000 л. с., Нрасч = 6650 м.
Из графиков видно, что наилучшие результаты в достижении макси-
мальной горизонтальной скорости и скороподъемности получаются при
zt = 1600 об/мин. Но при этом диаметр винта вышел за пределы допуска-
емого конструкцией самолета размера (3 м). Поэтому мы вынуждены
выбрать большие обороты — п = 2000 об/мин. Зная обороты мотора, оп-
ределяем соответствующую редукцию.
§ 41. ГРАФИЧЕСКИЙ ПОДБОР РЕДУКЦИИ ПО ОПТИМАЛЬНОМУ К. П. Д.
Подбор редукции путем определения летных данных самолета при
разных оборотах довольно громоздок, поэтому можно ограничиться под-
бором редукции по опти-
мальному к. п. д. При
ВИШ, дающих возможность
получахь полную мощность
мотора на всех режимах,
это условие дает вполне
удовлетворительные резуль-
таты. Методика определения
редукции в данном случае
состоит в следующем.
Задаваясь различными
значениями скоростей и
оборотов, производим под-
бор винта с учетом попра-
вок на взаимное влияние
винта и самолета и сжи-
Фиг. 122- Зависимость к. п. д винта от диаметра для маемОСТЬ воздуха.
различных оборотов при постоянной скорости Для ЭТОГО удобно ПОСТ-
V = 450 км/час. роить ряд кривых —f(D)
при различных оборотах
для постоянной скорости (фиг. 122). На этом графике можно про-
вести огибающую, которая даст оптимальные значения n, D и при
данной скорости. Сделав такое
построение для ряда скоростей,
можно построить зависимость оп-
тимальных оборотов от скорости
(фиг. 123). Определив расчетный
режим самолета и соответствую-
щее значение скорости, можно
по этой кривой найти опти-
мальные обороты. Оптимальные
же величины диаметра винта и
к. п. д. определяются из кривых
при разных оборотах,
Фиг. 123- Изменение оптимальных оборотов
в зависимости от скорости полета.
построенных для расчетной ско-
рости (фиг. 122).
Приведенные на фнг. 122 и 123
кривые относятся к мотору, развивающему 2700 об/мин. и имеющему сле-
дующую характеристику:
п об/мин. 1400 1 600 1 800 2 000
— 8 450 9130 9 600 9800
Р
116
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолет своими руками .ч
Из фиг. 123 мы видим, например, что при расчетной скорости V=600 км/час
винт должен иметь 1550 об/мин. Редукция мотора будет
у __ ____ 1550 _л р.—
р ~ "и ~ 2™ “
Подбор редукции может быть также произведен по графикам Тейлора
(фиг. 31). Тогда он занимает очень мало времени и дает одновременно и
значение диаметра винта, при котором расчетная точка (ррасч, >расч) лежит
на кривой оптимальных к. п. д. (фиг. 55).
Пример 12, Определить по графикам Тейлора редукцию для трехлопаст-
ного винта серии ЦАГИ ЗСМВ-2, принимая, что критическая результи-
рующая скорость конца лопасти должна составлять не более 85% ско-
рости звука. Скорость полета V — 500 км/час на высоте Н = 6000 ле, число
оборотов мотора 2400 об/мин.; мощность в этих условиях 800 л. с.
Решение. На высоте 77 = 6000 м скорость звука С = 316 м/сек
(см. табл. 7 на стр. 77).
Критическая результирующая скорость конца лопасти Искрит = 0,85С =
= 0,85 • 316 = 269 м/сек.
Откладывая на графике фиг. 31 при помощи высотного масштаба зна-
чение скорости и проводя вертикаль до пересечения с кривой IF=269 м/сёк,
получаем в точке пересечения значение Nrt2i = <21 • 108. При этом К =1,64.
Число оборотов винта
1/27 - 108 ,
п—у —gw—= 1830 об/мин.,
а редукция
, п 1830 п
= 2400- = °’76-
Диаметр винта определится из формулы:
D = 16’67/ = 16-67 i83<rW = 2>8 М-
§ 42. АНАЛИТИЧЕСКИЙ МЕТОД ПОДБОРА ДИАМЕТРА ВИНТА И РЕДУКЦИИ
ПО МАКСИМАЛЬНОМУ К. П. Д.
Максимальному значению к. п. д. винта данной сернн соответствует
единственная вполне определенная пара значений коэфицнентов и
Выражая обороты винта через обороты мотора
можем написать:
откуда
Коэфициент мощности можно выразить в виде
пм __ 1 Г 757VX
Zp ~6О — 7Г2 у
откуда
(11')
(98)
(99)
(100)
117
и
• гло 60 / 75WX
* м
(101)
и рт, соответствующие точке максималь-
где для X и р берем значения Хт
кого к. п. д. серии.
Таким образом мы получили одно уравиевие с двумя неизвестными гри D,
Второе уравнение составим из условия отсутствия потерь от сжимае-
мости воздуха при больших скоростях ковца лопасти.
В § 3 было выведено следующее соотношение (15) для относительной
скорости
V
Зная Урасч и определив значение
в формулу (11*):
X — 'ftlZрасч г
подставляем последнее
расч —
п“
р 60
и получаем искомое
второе уравнение
системы:
60У
р
расч^**
(102)
уравнения (101) и (102), получаем значения ip и D,
Решая совместно
которые необходимо проверить по другим условиям полета (например
взлет) и возможности конструктивного осуществления.
Такой метод подбора редукции пригоден для случая, если расчетные
звачеиия X и р находятся на кривой оптимальных к. п. д. подбираемого
вивта.
Пример 13. Определить редукцию и диаметр винта для данных: 77=5000 лг,
W = 740 л. с., И = 400 км/час = 111 м1сек, пи = 2400 об/мин. Винт серии
ЦАГИ ЗСМВ-1.
Решение. По характеристике серии винтов ЗСМВ-1 имеем Хт = 1,25,
Р^ = 0,127. Определив по таблице 7 скорость звука на высоте 77 = 5000 м,
C=32Q м/сек, ваходим расчетную относительную скорость из формулы (94),
исходя из предельной скорости полета, равной расчетной (V — 111 м/сек):
l^pacH —
0,85 С
-—— = 0,445.
0,85-320.2 .
Подставляя эти данные в систему уравнений (101) и (102), имеем:
60
75Шш
PVpm “2400
75-740-1,25
0,075* 111 * 0,127 ~
ZpD = 60K =
тс1/расчЯм
Решение системы уравнений дает
" 6,4 = 3,23 м.
= 1,98.
0,445 - 2400
1,98
и число редукции
р 3,23 О’61’
следовательно,
п = hnm = 0,61 • 2400 = 1470 об/мин.
/ =
р п
м
2
118
>
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Если по конструктивным соображениям винт окажется велик, необхо-
димо пойти по линии уменьшения ИраСч< 0,445; тогда редукция соответ-
ственно увеличится. Например, при 1/расч — 0,4 получим i$D = 2,2; тогда
£> = 2,9, zp ~ 0,76, п — 1820 об/мии.
§ 43. ФОРСИРОВАНИЕ МОТОРА НА ВЗЛЕТЕ
Для улучшения взлета самолета иногда рекомендуют форсировать
мотор, повышая его мощность и обороты. Между тем такое мероприятие
не всегда может улучшить положение. Для ВФШ форсирование мощности
Фиг. 125. Изменение тяги в зависимости
от скорости при форсировании оборотов
мотора- £> — 3,5 м, п=1300 об/мин.,
Пфэрс =1560об/мин, N=1000 л. с.
мотора на взлете целесообразно, по-
тому что (согласно теории идеального
геликоптера)
Фиг. 124. Зависимость от as серии трех-
лопастных винтов НАГИ ЗСМВ-5 (Х=0).
Тяга винта Р — apn^D4 изменится
Например, при увеличении мощ-
ности на 1О°/о тяга возрастает на 6°/0.
К несколько иным результатам мы
можем притти, если будем увели-
чивать при взлете мощность мотора
с ВИШ автоматом, дающим постоян-
ные обороты.
только за счет изменения а, в то
Q 75/7
время как при изменении мощности у нас изменится р «= —3^5-
Если мы рассмотрим соотношение между и as при Х=0 для сов-
ременных винтов (фиг. 124), то увидим, что увеличение тяги при форси-
ровании мощности мотора может в данном случае произойти только
тогда, когда исходная точка (a^PJ находится ниже точки А.
Иная картина будет в случае форсирования оборотов мотора при по-
стоянной мощности. Для этого необходимо, дросселируя мотор, изменять
угол установки вивта так, чтобы
(ЮЗ)
Р2 \Пг /
Тогда изменение тяги будет
А = (104)
?Z ®2 \ nzJ
Таким образом мы видим, что чрезвычайно выгодно с точки зрения ’ н
тяги форсировать при взлете обороты мотора, не увеличивая его мощ- *;
ности. Применяя ВИШ с большим диапазоном углов поворота (от 12—15° |
119
до 45—55°), мы можем, не форсируя мотор по мощности, увеличить тягу
на земле, повышая обороты мотора. Правильность такого утверждения
иллюстрируется по данным Б. Т. Горощенко (ТВФ 1939 г. № ь) кривыми
p=f{V) (фиг 125). Оказывается, что при форсировании оборотов на 20—30%
увеличение тяги на месте примерно компенсирует ее падение из-за уве-
личения числа Бэрстоу. По мере увеличения скорости влияние числа Бэр-
стоу начинает сказываться сильнее. Именно, мы видим, что при форси-
рованных оборотах тяга Р падает несколько быстрее, чем при нормальных;
однако выигрыш остается все же очень значительным.
Для скоростных самолетов, снабженных ВИЩ, желательно, чтобы
взлетное число оборотов превышало максимальное число оборотов в по-
лете Этого можно достигнуть или применением мотора, допускающего
кратковременное увеличение (форсирование) числа оборотов при взлете,
или применением двухскоростного редуктора, при котором можно будет
не увеличивать оборотов коленчатого вала.
Необходимо отметить, что если иет ограничений в диаметре винта, то
для обеспечения взлетных условий современных самолетов с большой на-
грузкой на квадратный метр крыла выгодно увеличивать диаметр винта.
Увеличение диаметра на 5% повышает тягу на 21%, а увеличение на
10% дает возрастание тяги на 46%. Уменьшение же к. п. д. на макси-
мальной скорости вследствие такого увеличения диаметра и роста числа
Бэрстоу не превысит 2—4%.
f www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
г ЧАСТЬ IV
t .__________________________________________________________
ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТОМОТОРНОЙ ГРУППЫ
ГЛАВА X
ПОСТРОЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК МОТОРА
Основными характеристиками современных авиационных моторов явля-
ются внешняя и высотная характеристики, показывающие изменение мощ-
ности в зависимости от числа оборотов и высоты полета.
' Внешней характеристикой назы-
Фиг. 126 Внешние характеристики мотора
Райт «Циклон» SR 1820 F-54
вается кривая предельных мощностей^
которые может развить мотор на раз-
ных оборотах при полном открытии
дросселя, если мотор без нагнетателя,
и при максимальном допустимом
наддуве, если мотор имеет нагнета-
тель На фиг 126 даны внешние харак-
Фиг 127 Высотные характеристики мотора
Райт «Циклон» SR 1820 F-54 с нагнетателем-
теристики авиационного мотора Райт „Циклон" SR 1820 F-54 для разных
высот. Точная внешняя характеристика может быть получена опытным
путем при испытании мотора на станке Для получения разных оборотов
на мотор ставят различные винты или меняют лопаткн на мулинетке.
Высотной характеристикой мотора называется диаграмма (фиг. 127),
дающая изменение мощности с высотой при постоянных оборотах. Точная
высотная характеристика может быть получена при испытании мотора в
121
барокамере, где создаются высотные условия работы путем изменения дав-
лений и температур, или специальной экспедицией в гористые местности.
Ниже изложены приближенные способы построения внешней характе-
ристики мотора и высотных характеристик авиамоторов отдельно для не-
высотных моторов и для моторов, снабженных приводным центробежным
нагнетателем.
§ 44. ПОСТРОЕНИЕ ВНЕШНЕЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ МОТОРА
128 Характеристика Г ном-
« Юпитер» 9 (пунктиром нане-
характеристика, полученная
расчетом).
При проектировании самолета может встретиться необходимость подо-
брать винт к мотору, который еще не испытан и для которого нет внешней
характеристики, но имеется хотя бы одна точка максимальной или номи-
нальной мощности и оборотов. Задача заключается в приближенном по-
строении внешней характеристики на основе теоретических подсчетов. Для
этого воспользуемся способом, указанным А. Е. Заикиным [16].
Обозначая мощность, необходимую для преодоления внутренних потерь
в двигателе через Nr, индикаторную мощность-—ЛГ, и эффективную мощ-
ность— Л\ будем иметь
N = ЛГХ — Nr. (105)
Но индикаторная мощность выражается
•формулой
(106)
где Ни — теплотворная способность топлива
в кал!кг', £0— теоретически необходимое
количество воздуха для полного сгорания
1 лг топлива; —коэфициент наполнения;
v— рабочий объем цилиндра в литрах; гм —
число цилиндров; 7 — плотность воздуха
в кг/м3-, — индикаторный к. п. д. мотора;
а-—коэфициент избытка воздуха.
При изменении числа оборотов пм и при
постоянном составе смеси (а = const) в этой
формуле все величины остаются постоянными,
за исключением коэфициента наполнения т^,.
Коэфициент наполнения в пределах неболь-
шого диапазона изменения числа оборотов
(около 300—400) практически можно тоже
считать постоянным.
приближении можно считать, что по формуле
{106) индикаторная мощность пропорциональна числу оборотов:
Фиг
Рон
сена
Следовательно, в
М = Nt —
1 «м
(107)
Зная индикаторную мощность, можно определить эффективную мощ-
ность, и наоборот. Для этого нужно только знать величину механического
к. п. д., связанную со значениями N и формулами:
“'Qm м /V ’
I
TV = м 7VZ;
м
(Ю8)
(109)
(ИО)
Мощность, затрачиваемая на преодоление внутренних потерь, оцени-
вается механическим к. п. д. ^щм, который для работы иа полном дросселе
122
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
находится в пределах 0,85—0,9. Эта мощность обусловлена: трением порш-
ней, насосными потерями при преодолении сопротивления на всасывании
и выхлопе, трением в подшипниках коленчатого вала, приводом к газо-
распределению, приводом в действие вспомогательных агрегатов: масляного,
воздушного и бензинового насосов и магнето.
На основании опытных данных можно отметить, что для авиационных
моторов мощность, затрачиваемая на преодоление внутренних потерь, изме-
няется в среднем приблизительно пропорционально квадрату оборотов:
/л' \2
N. = N ( liL )
\ м /
(111)
Для оценки точности этих допущений возьмем мотор, имеющий изве-
стную нам внешнюю характеристику, полученную опытным путем, и по-
строим эту внешнюю характеристику указанным способом.
На фиг. 128 дана характеристика мотора Гном-Рон „Юпитер". Сплошной
линией начерчена внешняя характеристика, полученная из испытаний
при 77 — 0.
Задаемся точкой мощности ^=470л. с. при числе оборотов пи =
= 1600 об/мин.
Пусть механический к. п. д. будет ^тм = 0,87; тогда индикаторная мощ-
ность
N _ 470
пт м 0,87
= 540 л. с
Мощность, идущая на преодоление внутренних потерь,
Nr ~ Nt — N = 540 —470 = 70л. с.
Определим по формулам (107), (111) и (105) значения М, Nr и N' и
составим таблицу (табл. 13).
Таблица 13
Определение внешней характеристики мотора Гиом-Рои „Юпитер" 9
пм в об/мин. /1' м п 1 п / N'r N'
‘м в л с.
1200 0,75 0,562 405 39,4 . 366 6
1400 0,875 0,765 472 54,0 418
1600 1,000 1,000 540 70,0 470
1800 1 125 1 265 608 890 519
21)00 1,250 1,560 675 109 0 566
Если нанести полученные данные на фиг. 128 (пунктирная кривая),
получим почти полное совпадение на больших числах оборотов и незна-
чительное (в пределах 20 л. с.) отклонение на малых оборотах. Последнее
можно объяснить как следствие допущения постоянства — коэфициента
наполнения, который, очевидно, отклоняется от этого закона на малых
оборотах заметнее, чем на больших.
Таким образом можно этот способ построения внешней характеристики
считать достаточно точным. 4
Для построения внешней характеристики на всех высотах необходимо
иметь высотную характеристику мотора.
§ 45. ПОСТРОЕНИЕ ВЫСОТНОЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕВЫСОТНОГО МОТОРА
С изменением высоты полета меняются атмосферные условия, т. е.
давление и температура воздуха; изменение давления и температуры при-
водит к изменению веса единицы объема воздуха. Следовательно, с под-
123
нятием на высоту уменьшается и весовое количество смеси поступающей
в цилиндр двигателя, уменьшается количество тепла, внесенного со смесью
а при неизменной степени использования его за цикл (постоянство инди-
каторного к. п. д. »], и) пропорционально уменьшается и мощность отда-
ваемая газами поршню, т. е. индикаторная мощность, что влечет за собой
уменьшение и эффективной мощности.
В СССР принята следующая стандартная Формула для определения
эффективной мощности на любой высоте NH при постоянных оборотах
если известны мощность в нормальных условиях на земле N темпера-
тура Т и давление р: о> р
ЛГ«=Л,о(1>1177|/ГТ^— 0*п) = (П2)
где
Л= °’1L ’ (ИЗ)
Значения коэфициеита Д даны в табл. 14.
Падение мощности невысотиого мотора с высотой
Таблица 14
Высота /Н м 0 1000 1 1 200030004000 5000 6 000 7 000 8000 9000 10000 11000
"и А~ No По стан- дартной формуле . 1,0 0 886 0,781 0 685 0 598 0517 0 446 0 377 0,321 0,267 0,226 0 182
По Дан- ным фирм Райт и Фиат . . . 1,0 0892 0,795 0,705 0,622 0,546 0 475 0,408 0,345 0291 0,2425 —г
в зависимости от высоты для невысот-
ного мотора-
1—по данным фирмы Райт и Фиат,
2— по стандартной формуле (113).
Таким образом для определения мощ-
ности на высоте для невысотного мотора
необходимо земную мощность 2V0 умно-
жить на соответствующее данной вы-
соте значение А. В действительности,
падение мощности мотора с высотой идет
немного медленнее, чем это дает фор-
мула (113).
На фиг. 129 дана кривая значений
коэфициеита А по высоте и для сравне-
ния — кривая падения мощности g по
высоте, полученная фирмами Райт и
Фиат при испытаниях.
Для обычных аэродинамических рас-
четов точность стандартной формулы
вполне достаточна. При более точных
расчетах целесообразно строить характе-
ристику либо на основании опытных
данных, либо по более точной формуле:
№=(ЛАо + Ч)^У ^—Nr, (114)
го у 1 Н
где jV0, р0 и То—мощность, давление и
температура на земле и NH, рн и Тн—
мощность, давление и температура на
высоте.
124
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
§ 46. ПОСТРОЕНИЕ' ВЫСОТНОЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ МОТОРА С НАГНЕТАТЕЛЕМ
Границей нли пределом высотности, а также расчетной
в ы с о т о й мотора с нагнетателем при данном числе оборотов назы-
вается высота, до которой нагнетатель способен поддерживать заданное
давление pk (за нагнетателем или за карбюратором).
На высотах ниже границы высотности невыключающийся центробежный
нагнетатель развивает излишнее давление, для уменьшения которого при-
ходится дросселировать мотор.
Таким образом при составлении высотной характеристики мотора при-
нимаем постоянство давления на всасывании от земли до границы высот-
ности. Характеристику строят для какого-либо постоянного числа оборотов.
Эффективная мощность мотора с нагнетателем равна разности индика-
торной мощности и мощности, идущей на преодоление потерь. Последняя
мощность расходуется на преодоление внутренних потерь Nr и на при-
ведение в действие нагнетателя Nc. Тогда эффективная мощность на
высоте при полном открытии дросселя может быть выражена следующим
уравнением:
= — Мтн — Nch- (115)
В теории авиадвигателей [11] даются способы вычисления трех мощно-
стей, входящих в правую часть выражения (115). Однако такой аналитиче-
ский метод построения высотных характеристик авиационных моторов
довольно трудоемок.
В случае аэродинамического расчета самолета, где построение харак-
теристики мотора не является самоцелью, гораздо удобнее пользоваться
несколько менее точным, но более простым графическим способом [37].
Последний основан на юм, что отношения мощности мотора у земли А/о
и мощности на расчетной высоте Д^ярасч, независимо от давления раз-
виваемого нагнетателем, можно считать постоянным, и на том, что про-
текание кривой мощности от земли до расчетной высоты прямолинейно.
По данным статистики моторов, был исследован этот прямолинейный
участок высотных характеристик для моторов водяного и воздушного
охлаждения, причем было найдено, что для последних наклон прямой идет
No
круче и отношение -тт— — остается почти постоянным для всех моторов,
расч
имеющих одну н ту же высотность, и по мере увеличения последней
постепенно уменьшается.
Следовательно, продолжения начальных участков высотных характери-
стик моторов с однотипным охлаждением, имеющих одну и ту же высот-
ность, пересекаются в одной точке, лежащей на оси абсцисс влево от
начала координат (фиг. 130). При этом для моторов водяного охлаждения,
как это показано на фиг. 131, точки пересечения расположатся дальше от
начала координат, чем точки для моторов воздушного охлаждения. На
фиг. 130 и 131 места для точек пересечения размечены непосредственно
по высотности.
На фиг. 132 дан подобный рабочий график для определения высотных
характеристик моторов. С левой стороны по оси абсцисс дан масштаб
высот для точек пересечения лучей, а с правой стороны нанесена сетка
падения с высотой мощности моторов, при помощи которой можно по-
строить высотную характеристику выше расчетной высоты.
Разберем два примера построения высотных характеристик мотора,
снабженного нагнетателем.
1. Построить высотную характеристику мотора воздушного охлаждения,
имеющего мощность А/ярасч(900 л. с.) на расчетной высоте /7Расч(4000 м)
при нм = const. •
Для этого на график накладывается прозрачная бумага, и точку задан-
ной мощности на расчетной высоте соединяют с точкой пересечения луча
данной высотности (4000 м) и оси абсцисс (фиг 130). Выше границы
высотности характеристика идет по сетке кривых (пунктир).
125
126
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2. Построить высотную характеристику мотора воздушного охлаждения
с расчетной высотой Нрасч (4000 м) при п ~ const, если мощность у земли
равна No (675 л с.).
В этом случае точка заданной мощности на земле соединяется с точкой
начала луча заданной высотности мотора. Пересечение продолжения луча
вправо с ординатой расчетной высоты определяет расчетную мощность
(фиг. 130). Выше расчетной высоты характеристика проводится также по
сетке.
§ 47. АНАЛИТИЧЕСКОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ МОЩНОСТИ МОТОРА ВЫШЕ
РАСЧЕТНОЙ ВЫСОТЫ
Выше расчетной высоты мощность высотного мотора падает почти
так же, как у невысотного. Можно поэтому для ее вычисления пользо-
ваться формулами, выведенными для невысотного мотора (114), подставляя
лишь вместо р0 и То значения рн расч и Тн расч, соответствующие началу
падения мощности, т. е. расчетной высоте:
Рн
Рн расч
(П4'>
i
Можно также для этих высот с достаточной точностью пользоваться
стандартной формулой невысотного мотора (112), хотя ряд наблюдений [37]
показывает, что коэфнциент А (113) дает несколько преувеличенное паде-
ние мощности мотора с высотой.
Для определения мощности выше расчетной высоты поступаем сле-
дующим образом. Принимаем, что мощность, соответствующая расчетной
высоте, находится на кривой свободного падения мощности с высотой
и получается умножением некоторой эквивалентной мощности на соответ-
ствующую расчетной высоте величину А:
Мн расч — Мэкв Ан расч* (Иб>
Величина
АГ ___ расч
J*9KB--Я ~
л//расч
соответствует теоретически той мощности, которую развил бы высотный
мотор на уровне земли при полностью открытом дросселе.
Теперь мощность выше расчетной высоты можно определять умноже-
нием эквивалентной мощности на соответствующее значение Л:
= (118)
§ 48. ПЕРЕСЧЕТ ВЫСОТНОЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ МОТОРА С НАГНЕТАТЕЛЕМ
НА ДРУГОЕ ЧИСЛО ОБОРОТОВ
Получив высотную характеристику мотора при одном числе оборотов
п = const, мы можем построить ее еще для нескольких чисел оборотов.
Пусть нам задано новое число оборотов п'= const и требуется построить
для них высотную характеристику. Прежде всего найдем для них новую
границу высотности, так как известно, что она зависит от оборотов и пони-
жается с уменьшением последних. Для этого пользуются формулой работы
адиабатического сжатия (затрачиваемой на сжатие 1 кг воздуха от давле-
ния ри давления /?л):
£ад = 102,5 Тн
Pk
0,286
Рн
(П9)
/7 — 2V, расч
откуда видим, что величину £ад можно вычислить, зная наддув pk и наруж-
ные давление и температуру ри и Тн.
С другой счороны, известно, что при pk = const
a/i?.
127
где а — коэфициент,
может приближенно
квадрату оборотов:
зависящий от некоторых параметров нагнетателя, —
считаться постоянным. Тогда £ад пропорциональна
(120)
Пользуясь этими формулами, можем определить границу высотности
для оборотов л'; так, зиая границу высотности для первоначальных оборо-
тов, вычисляем для нее £ад по
Фиг 133. Зависимость адиабатической работы
сжатия от высоты при рк =const
формуле (119), куда подстав-
ляем значения ри и Тн, соот-
ветствующие этой высоте по
MCA. Затем по формуле (130)
определяем для новых оборо-
тов п' величину £'д. Послед-
нюю подставляем в формулу
(119) и получаем одно урав-
нение для определения зна-
чений р'и и Т'н новой границы
высотности. Вторым уравне-
нием служит зависимость меж-
ду давлением и температурой
в стандартной атмосфере, ко-
торое может быть выражено
аналитически или графически.
На практике весь пересчет
производится весьма просто
прн помощи графика фиг.
133, где дана непосредствен-
ная зависимость £ад от высоты
в стандартной атмосфере при
разных значениях (выражен-
ных в кг1смг). Метод пере-
счета будет ясен из приведен-
ного ниже примера.
Определив границу высот-
ности для оборотов д', мы на-
ходим затем по внешней ха-
рактеристике соответствую-
щую им мощность у земли
и по изложенному выше спо-
собу (фиг. 130) строим высот-
ную характеристику ниже и выше расчетной высоты.
Пример 14. Дана высотная и внешняя характеристики мотора Райт яЦик-
лон" SR 1820Р-3(фиг. 134) при pk = 875 мм рт. ст. ^1,2 кг/см2 и пмрасч=
= 1950 об/мин.; прн этом высотность мотора //расч ~ 2000 м, = 617 л. с..
А/расч ~* 665 Л, С.
Требуется построить при том же pk высотные характеристики мотора
для чисел оборотов пи = 1800 об/мин. и 1600 об/мин.
Решение. Определяем первоначальное значение Лад- По графику
фиг. 133 при pk = 1,2 для 77=2000 м находим £ад = 3300. Тогда по фор-
муле (130) для п' = 1800 об/мин.
L№ = 3300 - Q2= 2800.
Этому значению £ад при pk == 1,2 соответствует пофиг. 133 Н = 1550м,
это и будет граница высотности для д' = 1800 об/мин.
128
www,vokb-la..spb.ru - ( -»мп |Гт ctimvu руками?!
Кравец—157—9
129
Для л' = 1600 об/мин. соответственно получаем:
Las = 3300 • @2= 2220,
и по фиг. 133 — границу высотности 960 м. Далее, определив по внешней
характеристике на фиг. 134 мощности у земли для 1800 и 1600 об/мин.
(точки b и с), строим (фиг. 135) высотиые характеристики, проводя лучи
из точек соответствующей высотности. Наконец, переносим полученные
характеристики на фиг. 135.
§ 49. УЧЕТ СКОРОСТНОГО НАДДУВА ПРИ ПОСТРОЕНИИ ХАРАКТЕРИСТИК МОТОРА
В полете скоростной напор встречного потока создает дополнительное
давление во всасывающем патрубке, если отверстие последнего обращено
вперед. Этим создается дополнительный наддув, тем больший, чем больше
скорость полета, и изменяющий высотность и мощность мотора. Граница
высотности мотора с увеличением скорости полета увеличивается, мощ-
ность же можно считать неизменной. Но при полете ниже границы высот-
ности мотора, ввиду повышения температуры входящего в патрубок воздуха
при постоянном давлении, мощность мотора снижается. Изменения мощ-
ности и высотности мотора зависят также от формы и расположения
всасывающего патрубка.
Таким образом при аэродинамическом расчете мы не можем пользо-
ваться непосредственно заводскими высотными характеристиками мотора,
полученными в результате испытаний на станке в барокамере, а должны
их исправить на скоростной наддув.
Величина Др скоростного напора
А Г РУ*
где С—коэфициент гидравлических потерь на входе.
Мы не учитываем здесь влияния дополнительного напора, получаемого
от виита, расположенного впереди мотора, ввиду его малости. Кроме
того, можем предполагать, что форма и расположение всасывающих
патрубков таковы, что гидравлические потери на входе невелики. Такие
допущения вполне возможны, потому что, с одной стороны, обдувка винта
на больших скоростях полета относительно мала, а с другой, расположе-
ние и форму патрубков выбирают всегда оптимальными.
Тогда, принимая коэфициент С =1,0, можем написать:
(121)
Таким образом расчетное давление иаддува pft сохранится до такой
высоты, где наружное давление меньше давления на первоначальной Нрасч
иа величину Др, т. е. граница высотности поднимается на некоторую вели-
чину bHQ
Вычисленные значения Д/^ в зависимости от скорости самолета даны
в табл. 15 и на графике фиг. 136.
Таблица 15
Увеличение высотности мотора в зависимости от скорости полета
V в км/час 100 200 300 400 500 600
ДНд в м 47 5 165 3575 615 9425 1325
Мы видим, что уже для скорости V = 300 км/час увеличение расчетной
высоты составляет более 350 м. При современной же максимальной ско-
рости самолетов в 550 — 600 км/час увеличение высотности будет не
130
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
менее 1000—1300 м. Величины настолько значительны, что учитывать их
безусловно необходимо.
Пользуясь графиком фиг. 132, можно графически построить высотную
характеристику с учетом скоростного наддува.
Для этого определяем по фиг. 136 для каждой скорости приращение
высотности * и, прибавляя его к исходной высоте, получим новую
высотность:
н;а„ = Лрасч + (88)
Мощность на новых расчетных высотах считаем равной мощности на
расчетной высоте исходной характеристики. Таким образом все мощности
на расчетных высотах расположатся
на одной прямой, параллельной оси абс-
цисс. Имея Мрасч и Нрасч И ПрОВОДЯ
соответствующие лучи (фиг. 135), строим
прямолинейную часть высотной характе-
ристики. Падение мощности с высотой
получаем путем интерполирования по
сетке кривых.
Более упрощенное построение вы-
сотной характеристики мотора с учетом
скоростного напора можно произвести
следующим образом. Определяем для
скорости V по графику фиг. 136 по-
правку и переносим в графике вы-
сотной характеристики мотора ось
ординат влево на величину а пря-
мую линию, изображающую первую
ветвь высотной характеристики мотора,
продолжаем до пересечения с новой
осью ординат. Это перестроение пока-
зано на фиг. 137.
Приводим пример построения высот-
ной характеристики с учетом скорост-
ного наддува.
Пример 15. Построить высотную
характеристику мотора Райт „Циклон"
SR 1820 F-54 с учетом скоростного на-
пора при скоростях полета 180, 270, 360,
Фиг 136 График для определения
увеличения высотности мотора в
зависимости от скорости полета
450, 540аСи/^ОГ.
Данные мотора: 7Урасч = 700 л. c.t лрасч = 1900 об/мии., Нрасч — 4250 м.
Решение. Пофиг. 136 получаем при заданных скоростях приращения
высотности и, прибавляя их к высотности мотора, получим новые высот-
ности. Подсчеты даны в табл. 16.
Таблица 16
Пересчет границы высотности с учетом скоростного иаддува
V в км/час 180 270 360 450 540
^Hq, в м 100 280 480 750 1 100
^расч в м 4350 4 530 4 730 5 000 5 350
Пользуясь графиком фиг. 132, получаем характеристики мотора с уче-
том скоростного напора. Построение дано на фиг. 138.
Имея кривые (фиг. 138) для ряда скоростей, удобнее пере-
строить их для получения значения N при любой скорости в виде N = /(/)>
для разных высот. Такой график дан для мотора Райт „Циклон" R 1820 G-4
на фиг. 139.
131
СО о О>
К ?
132
WWW.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
N, пс 5350 —
100 -1 ——1 Ь?50.\ —1
г7000'\
£пл
V Г) ©ллл.
- --
у 10000_
7 7
ум
cw мл
ши 0
* J 100 200 300 kOO 5 00 V кн/час
Фиг- 139- Изменение мощности мотора от скорости полета;
Фиг. 140. Кривые реактивной мощности для различных
скоростей полета и различных скоростей выхода газа из вы-
хлопного коллектора Са и кривые потерь полезной мощности
на противодавление выхлопу
133
§ 50. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРИРАЩЕНИЯ РАСПОЛАГАЕМОЙ МОЩНОСТИ
ОТ РЕАКЦИИ ВЫХЛОПНЫХ ГАЗОВ
Большие скорости выхода газов из выхлопного коллектора, создают
большую реактивную тягу, дающую увеличение располагаемой мощности
винтомоторной группы до 8—12%.
Однако полезно используется ие вся реактивная мощность. С увели-
чением скорости полета при возрастании скорости выхлопных газов повы-
шается и противодавление иа выхлопе и вследствие этого, как показали
опыты ЦАГИ [36], мощность мотора уменьшается.
Задачей конструктора является установление оптимальной скорости
выхода газов из выхлопного коллектора (путем соответствующего под-
бора диаметра последнего), при которой будет иметь место наибольшее
приращение располагаемой мощности
АА^расп ~ АГр ДА/
где ДА’# — приращение располагаемой мощности от реактивной тяги,
ДАМ—понижение мощности мотора вследствие увеличения противодавле-
ния, iq —к. п. д. винта.
Величина приращения располагаемой мощности от реактивной тяги
выражается формулой
ДАтг = Рк = Мсек Сд У» = -^ са (122)
6
где Pr — реактивная тяга, И» — скорость потока вдали от выхлопного
коллектора, 7Исек— секундная масса выхлопных газов, Са — скорость газов,
выходящих из коллектора, GceK — расход выхлопных газов в секунду в
кг, g — ускорение силы тяжести.
Если считать расход выхлопных газов для одной и той же скорости
полета постоянным, формула (122) дает линейный закон дли зависимости
от Са. Это отражено иа фиг. 140, где имеется пучок прямых
ДМг =/(Со) для равных скоростей.
В этом исследовании величина GceK была принята всюду постоянной,
равной 1 кг/сек.
Потери в мощности мотора вследствие увеличения противодавления,
на основании опытных данных [36], выражаются зависимостью
ДА’м =
где Др — повышение противодавления в мм рт. ст.
Величина виита в диапазоне изменений от 0 до 600 м/сек принята
равной 0,75. На фиг. 140 нанесены значения ДДм^—/(Сд) для различных
высот.
Пользуясь фиг. 140, можно определить оптимальную скорость выхода
выхлопных газов, которая соответствует наибольшему приращению рас-
полагаемой мощности, т. е. наибольшей разности ординат и
Проведя касательную к кривой ДА’М —/(CJ, параллельную прямой
ДД^=/(СД получим точку (касания), для которой эта разность ДАд —ДАмт)
максимальна.
Необходимо, однако, заметить, что подбор скорости выхлопных газов
(и, следовательно, размеров коллектора) по условиям получения макси-
мального приращения мощности на расчетном режиме полета может при-
вести к тому, что на малых скоростях полета величина приращения рас-
полагаемой мощности сведется к нулю. Поэтому рекомендуется несколько
уменьшить оптимальную скорость, несколько уменьшив приращение мощ-
ности на расчетном режиме. Так, допустив уменьшение приращения мощ-
ности иа расчетном режиме на 1% мощности мотора, мы уменьшим ско-
рость выхода выхлопных газов примерно иа 30—35%, что даст зато зна-
чительный выигрыш в ДД/расп иа малых скоростях (режимы взлета и
подъема).
134
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Определение приращения мощности разъясним на следующем примере.
Пример 16. Определить пряращение располагаемой мощности от реак-
ции выхлопных газов для мотора мощностью ZVM = 1000 л с. Расчетный
режим полета I/ = 700 км/час, высота /7 = 4000 м.
Решение. Проводим на флг. 140 касательную к кривой Д/VmTj =/(Са)
для высоты /7=4000 м, параллельную прямой A7V#=/(Ca), соответствую-
щей V = 700 км/час. Получаем Caopt = 530 м/сек. Учтя необходимость
уменьшения скорости выхлопных газов для улучшения работы на малых
скоростях, уменьшаем приращение мощности на 1% мощности мотора.
Откладываем от точки касания в масштабе кверху отрезок 0,01 ==
= 0,01-1000= 10 л. с. и, проведя прямую, параллельную касательной,
получаем скорость выхода Са = 360 м/сек. Приращение располагаемой
мощности
ДЧасп = 71 = 96 - 23 = 73 л. с.
Если бы расчетный режим соответствовал V = 400 км/час иа той же
высоте // = 4000 м, то, повторив указанное построение, получим
Са = 176 м/сек
и
ДЛ^расп == --Д№ 71 = 26 — 5 = 21 л. с.
При скорости полета иа той же высоте в 200 км/час (режим подъема на
полной мощности) приращение располагаемой мощности от реактивной
тяги составляет всего 27,5 л. с. и, следовательно, только компенсирует
потерю мощности, связанную с противодавлением выхлопу.
Таким образом, задаваись различными значениями скоростей, можно
построить диаграммы приращения располагаемой мощности от реакций
выхлопных газов. В дальнейшем при построении характеристик винтомо-
торной группы необходимо полученные приращения мощности по скоро-
стям прибавить к ординатам располагаемой мощности и получить харак-
теристику, исправленную иа реакцию выхлопных газов.
Необходимо отметить, что изложенный метод следует считать лишь
приближенным, так как вопрос о реакции выхлопных газов в настоящее
время еще недостаточно исследован.
ГЛАВА XI
ПОСТРОЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ВИНТОМОТОРНОЙ ГРУППЫ
Характеристикой винтомоторной группы (ХВМГ) назы-
вается график Npacn =/Уч =/< V), определяющий зависимость между ско-
ростью полета и полезной (располагаемоЙ) мощностью или тягой, разви-
ваемой ВМГ иа различных высотах полета. В зависимости от того, имеет
ли винт изменяемый или неизменяемый шаг в полете, построение ХВМГ
будет различным.
§ 51. ПОСТРОЕНИЕ ХВМГ С ВФШ БЕЗ УЧЕТА СКОРОСТНОГО [НАПОРА
ХВМГ с ВФШ можно строить различными способами, основанными на
том положении, что при установившемся движении мощность, поглощаемая
винтом, должна быть равна мощности мотора, т. е.
(123)
Считая, что виит уже подобран и условия работы его известны, мы
имеем постоянные величины: диаметр виита D, относительный шаг А, или
угол установки <р, и плотность воздуха р иа дайной высоте. Неизвестными
являются: располагаемое число оборотов п, при котором мотор отдает
винту мощность N, коэфнциент мощности £ и скорость полета иа данном
режиме V.
135
Для нахождения связи между N й V, кроме уравнения (123), имеем
еще две зависимости в виде: 1) графика» дающего зависимость между
мощностью мотора и числом оборотов, т. е. внешнюю характеристику
мотора, и 2) диаграммы характеристик винта, связывающих коэфициент
мощности р ик. п.д. с режимом работы винта — относительной поступью К.
Существует несколько способов построения ХВМГ. Первый способ
нсходвт из графвков кубических парабол N = kn\ Второй основан на
построении графика р =/(п). Третий предлагаемый нами способ преду-
сматривает график
N =/(».
*
Кроме графических, существуют и аналитические способы, один из
которых приводится ниже.
Первый способ. Напишем уравнение (133) в виде:
где
75 *
Порядок расчета следующий. Задаемся рядом значений расчетных
скоростей или соответствующими им значениями X и по характеристике
винта определяем при выбранном или h для данных К значения р и
п об/мин,
Фиг. 141. Построение характеристики винтомоторной группы
по способу кубических парабол.
По этим величинам по формуле (1237) вычисляем требующуюся для
винта на данной высоте мощность 7V и строим несколько кубических *
парабол мощности для различных режимов винта X (при К = const, р = const
и k — const) на том же графике, где изображены характеристики мотора
Л^=/(Лм) для данной высоты (фиг. 141>.
В точках пересечения кубических парабол с характеристикой мотора
находим обороты и мощности, развиваемые мотором при различных К.
Зная п, D, и N, определяем
Ив = Хлс D.
Учитывая взаимное влияние винта и самолета и число Бэрстоу коэфи-
циентами /<«, Кт^с и К^ва по формулам (69), (79) и (97), получаем уточнен-
ные значения И, и N, по которым и строим ХВМГ.
Способ этот довольно громоздкий, потому что для построения куби-
ческих парабол необходимо делать многочисленные подсчеты и подбирать
такие точки кубической параболы, которые лежали бы близко к характе-
136
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ристике мотора. Затем, как видно из фиг. 141, кубические параболы при
малых к располагаются очень близко друг к другу, что затрудняет отсчет.
Для высотных моторов, где кривые внешних характеристик мотора на
разных высотах пересекаются между собой и лежат в очень малом диапа-
зоне N, пользоваться этим способом весьма затруднительно, так как при-
ходится строить отдельно каждую кривую jV = /GP) пм) по высотам.
Пример 17. Построить способом кубических парабол ХВМГ для ВФШ
по условиям.* высота Н = 4250 лс (характеристика мотора даиа на фиг. 126),
Z) = 2,9 лс, <р = 31°, с = 3 (характеристика вннта дана на фиг. 143).
Решение. Задаемся значениями 1 и на характеристике винта получаем
значения т}а и ? прн = По формуле (123') строим кубические пара-
болы. Точки пересечения кубических парабол с внешней характеристикой —
значения л и W мотора, по которым строим ХВМГ.
Все расчеты приведены в табл. 17
г
Таблица П
Построение ХВМГ с ВФШ способом кубических парабол
л = _Х_ ncD Че Р 75 0,5 0,42 0,143 0,0319 0,6 0,53 0,142 0,0316 0,7 063 0,141 0,0314 08 0,7 0,140 0,0312 0,9 0,752 0,136 0,0303 1,0 0,795 0,129 0,0288 1,1 0,823 0,119 0,0266 1,2 0,841 0,104 0,0232 13 0,841 0,087 0,0194
П = !рИм об/мин. пс N, л. с.
1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 2100 12704 15625 18963 22750 27 000 31750 37040 42880 405 500 605 402 494 601 400 493 597 396 488 593 475 577 691 450 546 655 505 606 719 528 627 738 615 718 834
N nt об/мин. V, м/сек V, км/час ^расп = 509 1507 36,6 132 0409 208 510 1515 44,0 158 0 517 263 515 1525 51,8 187 0,614 317 520 1535 60 0 216 0683 356 535 1560 68,5 246 0 733 392 564 1615 78 8 284 0,775 437 612 1705 91,7 330 0803 491 683 1855 108 5 391 082 560 712 1995 126 6 457 082 584
На фиг. 141 построены кубические параболы, пересекающие внешнюю
характеристику мотора. На фиг. 147 построена для ВФШ по данным
таблицы кривая располагаемой мощности по скорости для Н = 4250 лс.
Для других высот расчет может производвться аналогично, т. е. строим
новые кубические параболы, пересекающее внешнюю характеристику
мотора. Эти построения можно упростить, если фиг. 141 перевести
в координаты п. Тогда однажды построенные кубические параболы
будут годны для всех высот. Построение кубических парабол в этом
случае будет производиться по формуле:
V = п'с = 0,001л’.
137
Второй способ. предложенный проф. С. Г. Козловым [18] для невы-
сотных моторов, основан на построении графика уравнения р =/(«).
Характеристики мотора для уровня земли перестраивают в координатах п
и ₽ по формуле:
р _ 1
Эту кривую удобно строить непосредственно на одном чертеже
с характеристикой мотора (фиг. 142).
По характеристике вннта, задаваясь значениями скоростей или им
соответствующими значениями X, определяем значения и ?]в ; по графику
р0=/(/г) определяем л, по характеристике мотора — соответствующие
значения М а затем, как в предыдущем случае, 1/в, И, 7) и Npacn.
..л
Фиг. 142. Построение характеристики винтомоторной группы
по способу С. Г. Козлова для невысотных моторов.
Этот способ удобнее первого, так как не требует подбора точек на
кубической параболе и дает возможность задаваться любыми значениями
располагаемых оборотов.
Для построения ХВМГ на высоте поступают следующим образом.
Мощность невысотного мотора на высоте Н может быть выражена так:
Nh ~ AhNq.
Тогда
75NH _ 75AHNO
P/f Apo^c^5
= ?от = М-
Из этой формулы видно, что можно обойтись без перестроения харак-
— Ан
теристики мотора по высотам, а достаточно иметь значения Л = ~~ по
высотам. Эти значения для невысотных моторов даиы в табл. 18.
д
Значения Л =
Таблица 18
н в м 0 1000 2000 3 000 4 000 5000 6 000 7 000 8000 9000 10000
А = А д 1,0 1 0,973710 9425 0,914 1 08865 08583 08292 0,8 0,7734 0,7474 0,7184 4
138
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Иногда этим способом пользуются и для высотных моторов. Однако
получается некоторое неудобство: кривая Д =f(H) для высотных мото-
ров имеет весьма своеобразный вид с горизонтальными участками (Д = const)
для некоторых высот ниже и выше границы высотности. Тогда р изменя-
ется весьма незначительно, и кривые р=/(л) часто сливаются.
Пример 18. Построить по второму способу ХВМГ с ВФШ по условиям
примера 17.
Высота /7 = 4250 м. Характеристика мотора дана на фиг. 126. Диа-
метр винта 2,9 л«, =31°.
Решение. Пересчет характеристики мотора иа коэфицнент мощности
В = f(n) для ряда высот сделай в табл. 19.
Таблица 19
Пересчет характеристики мотора на коэфнциент мощности
Н в м п в об/мин. 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 2100 2 200
"с 12 704 15625 18963 22750 27000 31750 37 040 42 880 49300
0 то II № > Ю о ад < 530 0,1217 553 0,1034 570 0,0877 589 0,0756 600 0,0648 609 0,056 613 0,0484 615 0,0417 619 0,0366
2 000 N р = 3,545 Д "с 570 0,1594 590 0,1344 616 0,1140 628 0,0980 640 0,0841 649 0,0725 655 0,0627 660 0,0545 663 0,0477
4 250 N N Р = 4,48 Д пс 463 0,1635 505 0,145 555 0,1314 610 1 0,120 659 0,1094 700 0,099 713 0,0865 713 0,0745 713 0,0649
6000 Irt и << 1 с г J II 360 0,1585 409 0,143 445 0,128 485 0,1164 525 0,106 569 0,0977 609 0,0897 653 0,0828 700 0,0774
8 000 N N р = 6,76 -Д пс 270 0,144 205 0,1405 303 0,1314 333 0,1186 363 0,108 395 0,0991 425 0,0906 455 0,0832 485 0,0764 ""
10000 Й li QX 220 0,1225 240 0,11 260 0,0993 283 0,0913 305 0,0836 330 0,0776 355 0,072
Кривые ?==/(л) для данных высот построены иа фиг. 144, где видно
их несколько неудобное расположение.
Задаваясь значениями к и соответствующими им по характеристике
винта (фиг. 143) значениями р, можно по кривым р = /(л) получить распо-
лагаемые обороты, а затем по характеристике мотора — мощность, после
чего нетрудно уже построить ХВМГ.
Такие подсчеты для построения характеристики винтомоторной группы
приведены в табл. 20.
139
Фиг. 143. Характеристики серии трехлопастных американских металлических винтов,
испытанных в присутствии самолета.
Фиг. 144. Кривые § == / (п) для высотного мотора.
««'НИ
140
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Таблица 20
Расчет ХВМГ для высоты И — 4250 м
П^2,9м, 31°
1 0,5 0,6 0,7 0,8 09 1,0 1,1 1,2 1.3
0,42 0,53 0,63 0,70 0,752 0,795 0,823 0,841 0,841
*) 0,409 0517 0,014 0,683 0,733 0775 0,803 0,820 0 820
0,143 0,142 0,141 0.140 0,130 0,129 0119 0,104 0087
п в об/мин. 1523 1 530 1535 1542 1570 1620 1 709 1850 2000
N 519 521 523 525 540 568 614 680 713
N * расп 212 270 322 358 390 441 493 558 584
V в* м/сек 37,1 44,8 52,5 60,3 688 790 91,7 1084 127,0
V в км/час 136 161 189 217 248 284 330 390 457
Третий способ. Следующий способ, рекомендуемый нами [26], лишен
тех неудобств, с которыми сопряжены два предыдущих.
Для построения ХВМГ по этому способу перестраиваем внешние харак-
теристики мотора N=f(n) для ряда высот н координатах /V и р по фор-
муле р = и П0ЛУчаем кривые 7V=/(0) (фиг. 145). Задаваясь значе-
ниями V или X, определяем по характеристике винта значения и р, по
графику W =/(р)—соответствующие последним значения /V и по харак-
теристике мотора-—л. Затем попрежнему вычисляем , И, tq и /Урасп.
Для удобства можно весь расчет делать на одном графике путем по-
строения сетки. Если иа графике фиг. 145 нанести линии одинаковых обо-
ротов, получим сетку, по которой для любого определенного значения р
находим сразу А/ и п (фиг. 146).
Пример 19. Построить по третьему способу ХВМГ для ВФШ по усло-
виям примера 17.
Решение. По табл. 21 предыдущего примера строим кривые ZV—/(?)
для всех высот (фиг. 145). Затем строим сетку (фиг. 146), проводя линии
одинаковых оборотов. Расчет ХВМГ для высоты Н=»4250 м аналогичен
расчетам, приведенным в табл. 20.
» Способ этот вполне пригоден и для невысотного мотора, причем в этом
случае он даже более удобен для графического построения, но основное
его преимущество сказывается в применении к высотным моторам, когда
оба предыдущих способа менее удобны.
§ 52. АНАЛИТИЧЕСКИЙ СПОСОБ ПОСТРОЕНИЯ ХВМГ С ВФШ
Возьмем уравнение тяги
р = арл*£)4
и выразим входящие в него обороты лс через расчетные пс расч.
£Для этого иапишем выражения для ррасч и ffc
в = ™расч
Ррасч р<Р8СЧ^
и
Р«с^5
Разделив почленно эти равенства, получим:
* расч
расч ^расч / Дс \3 / пс \* лс расч
ft \ Пс расч / у nz расч /
пс
<41
Фиг. 145. Кривые N = /(р) для высотного мотора-
Фиг. 146. Кривые N=/(0) с нанесенными линиями одинаковых оборотов.
142
Так как крутящий момент мотора'для^ЙЙЯьш^Ж’^й^ё^ийРЗвВро^ов
при постоянном дросселе постоянен, мы можем здесь приближенно считать
N
пс
— const.
Тогда
Ррасч _ ( пс \2 2 _ Ррасч 2
3 In I И Пс В пс расч*
г у*срасчу г
Подставив это выражение для п2 в уравнение тягн, получим
Р ^расч о гм
— а р РЛс расч
Эта формула удобна тем, что для вычисления тягн на разных режимах
не нужно брать каждый раз числа оборотов. Последние три множителя
для данной высоты постоянны, и формулу можно написать в виде:
Р = а
расч
где
А'=рл4 . D4.
' г с расч
Построение ХВМГ можно теперь производить в следующем порядке.
Зная расчетные величины М, И, п и И, определяем Храсч, ррасч и постоян-
ную величину К = pn*расч^4- Затем берем ряд значений X н соответствую-
щие нм по характеристике винта ₽ и а. Вычисляем значения
Ррасч jj пс — 1 / грасч
Р лс расч Г Р
X V X пс
Далее вычисляем -у— , — = у-------------~------
^расч *расч Лрасч лс расч
расч Храсч Пс расч
Вычисляем значения тяги по приведенной выше формуле через вели
чину К и, наконец, располагаемую мощность
PV
75 *
Пример 20. Построить аналитическим способом ХВМГ для ВФШ по-
условиям: мотор развивает мощность 713 л. с. иа высоте Н — 4250 мг
пРасч = 2000 об/мнн. = 33,3 об/сек. Расчетная скорость Урасч = 455 км/час =
= 126 м/сек. Диаметр винта £> = 2,9 м, <р = 31°, f = 3. Характеристика
винта дана на фиг. 143.
Решени е. Определяем
- __ ^расч ____ 126 _ 1 ц
33,3-2,9 ~1>д;
75Л,расч 75-713____
Нрасч on2 d5 и»ио/*
г'*с расч
Величина
К = Р"с расч^4 = °>0814 • 33>33 ’ 2>94 = 635°-
Остальные расчеты приведены в табл. 21.
143
Построение ХВМГ с ВФШ аналитическим способом
Таблица 21
Л 0,5 0,6 0,7 0,8 1 | 0,9 1,0 1,1 1,2 д 13
0,143 0,142 0,141 0,140 0,136 0,129 0,119 0,104 0;087
а 0,12 0,125 0,127 0,123 0,114 0,103 0,087 0,071 0,0564
?расч £ 0,608 0,613 0,616 0,622 0,64 0,675 0,73 0,84 1,0
П Ррасч 0 0,78 ? 0,783 0,785 0,788 0,798 0,821 0,853 0,916 1,0
лрасч у
^расч 0,384 0,462 0,538 0,615 0,69 0,77 0,845 0,925 1,0
V X п 0,299 0,362 0,423 0485 0,551 0,632 0,72 0,847 1,0
V ) г расч Арасч лрасч
17 17 Хл 37,7 45,5 53,3 61,0 69,3 79,5 90,6 107 126
расч х п расч "расч
P = d2₽“l .рл, ГН с расч 461 485 496 485 464 443 402 378 358
PV 231 ‘294 352 394 428 470 487 536 600
Сравнивая полученную таким способом ХВМГ с характеристиками,
полученными другими способами, можно отметить, что расхождение меж-
ду ними весьма незначительно, так что этот способ можно рекомендовать
наряду с другими.
Приведенные способы построения ХВМГ с ВФШ приложимы и для
винтов регулируемого шага с двумя положениями лопасти, поскольку
такой винт с точки зрения расчета нужно рассматривать как два ВФШ.
Для ВИШ, снабженного автоматом, обеспечивающим постоянство обо-
ротов, применяютси иные методы построения ХВМГ.
§ 53. ПОСТРОЕНИЕ ХВМГ С ВИШ БЕЗ УЧЕТА СКОРОСТНОГО НАДДУВА
Для построения ХВМГ с ВИШ необходимо иметь высотную характе-
ристику мотора при номинальных оборотах и диаграммы, дающие харак-
теристики винта при разных углах установки или разных относительных
шагах.
Обычно эти диаграммы даются или в виде нормальной диаграммы
коэфициеита мощности р по К или в виде кривых К и i) по коэфициенту
быстроходности cs. Характеристики вннта бывают еще в виде логариф-
мических диаграмм, но они мало распространены. Ограничимся поэтому
изложением двух способов построения ХВМГ, соответствующих двум
основным типам диаграмм характеристик винтов.
Первый способ. Если характеристики винта представлены нормальной
диаграммой серии в виде кривых р по 1 для ряда углов с кривыми оди-
наковых к. п. д., то построение ХВМГ проводят следующим образом.
Определяют коэфнциент мощности р для условий полета на заданной
высоте Н по формуле
подставляя мощность мотора, соответствующую данной высоте, заданные
обороты, диаметр винта и плотность воздуха на данной высоте.
144
I 4 Л
wwiy.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Так как при одной и той же высоте полета ВИШ на любом режиме
может поглощать полную мощность мотора Л/я при постоянных оборотах,
то коэфнциент мощности такого винта р при построении ХВМГ надо счи-
тать независимым от скорости1, т. е. рн = const.
Проводим на диаграмме нормальных характеристик (фиг. 19) винта
горизонтальную прямую = const; задаемся рядом значений скорости
полета и подсчитываем для иих К; для этих значений X на горизонтали
р№= const определяем углы установки (или относительные шаги А) и
riB— к_ п. д. винта. Затем, учитывая взаимное влияние винта и самолета
и число Бэрстоу, получаем значения 14, V, Т1 и Npacn-
При переходе иа другую высоту необходимо определить новое значение
р по новым значениям рн и Nh и повторить расчет.
Пример 21. Построить ХВМГ с ВИШ по условиям: мотор Райт „Циклон*
SR 1820 F-54, yV—700 л. с. на высоте Н~ 4250 м при №1900 об/мин. =
=31,7 об/сек. Винт D = 2,9 л, i=3. Характеристика винта дана на фиг. 143.
Решение. Определяем коэфицнент мощности
75 N „ 75.700
R „ —______ —__________________п поп
Р л3 Ds 0,0814 - 31,73 2,95 ~~
г fl с
Проводя на характеристике вннта прямую рн= 0,099, отсчитываем для
разных к значения и ^°.
Все вычисления даны в табл. 22.
Таблица 22
Построение ХВМГ для ВИШ
X 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1.0 1,1 1,2 1.3
V в м/сек 37,2 46,5 55,8 65,2 74,5 83,75 93 102 111,5 121
. с 0,54 0,63 0,71 0,76 0,795 0,815 0,83 084 0841 0841
0,527 0,615 0,692 0,740 0,775 0,795 0,810 0,819 0,820 0,820
N *^расп 369 430 484 518 542 556 567 573 574 574
со 24° 24°20' 24° 40' 25°20' 26° 27° 28° 2930' 30°20' 32°
V в км/час 134 167,5 201 235 268 302 335 367 401 435
Кривая располагаемой мощности по скорости нанесена на фиг. 147.
Сравнивая полученную кривую с кривой располагаемой мощности, полу-
ченной с ВФШ при одном и том же моторе и винтах одинаковых разме-
ров, наглядно убеждаемся в преимуществах ВИШ, дающего значительное
превышение в располагаемой мощности.
Второй способ. Если диаграмма характеристик винта представлена в
виде кривых X и т|в в функции коэфициеита быстроходности cs (фиг. 25),
то построение можно провести следующим образом.
Определяем значение
c = K1/ZaZ = _L_
откуда
х= cs.
При постоянных значениях р, N и п будем иметь р = const и, следова-
тельно, X = Kcs.
1 Такое положение можно допустить, если не учитывать скоростного наддува. В дей-
ствительности при изменении скорости изменяется и мощность мотора, а следовательно, н
Кравец—157—10
Эту зависимость строим в виде прямой, проходящей из начала коор-
динат диаграммы под углом наклона, тангенс которого равен )/₽ . Затем,
Ч 1 V
задаваясь рядом скоростей полета, определяем для них значения к = ,
которые откладываем на проведенной прямой, и находим углы установки
лопастей. Далее, зная для каждого значения к величину cs и угол уста-
новки лопастей ^°, по этой же
Фиг. 147 Характеристики винтомо-
торной группы для винтов с изменяе-
мым и неизменяемым в полете шагом.
диаграмме находим значения к. п. д. вннта
т;с , соответствующие выбранным К. Зная
т)в , строим ХВМГ с учетом взаимного
влияния винта и самолета и числа
Бэрстоу.
Для другой высоты наклон прямой,
проводимой из начала координат, будет
другим ввиду изменения при других
и Nh. Весь расчет повторяется.
§ 54. ПОСТРОЕНИЕ ХВМГ С ВФШ С УЧЕТОМ
СКОРОСТНОГО НАДДУВА
Построение ХВМГ с учетом скорост-
ного наддува при ВФШ можно произво-
дить способом В. С. Пышнова [40]. Для
этого строим (фиг. 148) для каждой вы-
соты диаграмму мощности мотора по
скорости аналогично диаграмме на фиг.
139 для ВИШ, но для разных оборотов
мотора. Задаваясь разными скоростями и
оборотами, определяем при выбранном
диаметре вннта значения X и по характе-
ристике выбранного винта находим р и т). По формуле
• -
75
подсчитываем мощность, идущую на вращение винта, и наносим на диаг-
рамму (фиг. 148). Соединяя точки равных лит), получаем сетку мощностей.
Фиг. 148. Построение характеристики винтомоторной группы с винтом
фиксированного шага с учетом скоростного напора-
Точки пересечения линии равных оборотов дадут расчетные обороты и
мощность; умножая мощность на коэфициент т), исправленный на взаимное
влияние вннта н самолета и число Бэрстоу, получаем располагаемую
мощность.
146
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Для получения данных по разным высотам целесообразно по оси
ординат откладывать ; тогда сетка мощностей, идущих на вращение
винта, остается одинаковой для всех высот.
§ 55. ПОСТРОЕНИЕ ХВМГ С ВИШ С УЧЕТОМ СКОРОСТНОГО НАДДУВА
Для построения ХВМГ с ВИШ с учетом скоростного наддува необхо-
димо иметь характеристику мотора, исправленную на скоростной наддув.
Для этого весьма удобно пользоваться графиком фиг. 139, где дана зави-
симость мощности мотора от скорости для разных высот. В результате
учета скоростного наддува получим, что на данной высоте мощность мо-
тора при постоянных оборотах ВИШ не будет постоянной, а будет меняться
в зависимости от скорости. Следовательно, коэфициент мощности ₽ на
данной высоте не будет постоянной величиной. В остальном весь ход
расчета не отличается от указанного в § 53.
Пример 22. Построить ХВМГ с учетом скоростного наддува для высоты
/7=5350м. Характеристика мотора Райт „Циклон" R 1820 G-4 дана на
фиг. 139, число оборотов винта п— 1900 об/мнн.= 31,7 об/сек. Винт трехло^
пастный, серии ЗСМВ-5(фиг. 306), диаметр 7) —2,9 м. •
Решение. Расчетные формулы:
V V _ V
ncD~ 31,7 - 2,9 " 92 ’
75?/ 75N
“ 0,0723 - 31,73 2,9*
= 1,6- 10^/V.
Подсчет дан в табл. 23.
Таблица 23
Построение ХВМГ с учетом скоростного напора
V в км/час 90 180 270 360 450 540
V в м/сек 25 50 75 100 125 150
N в л. с. 635 650 660 675 700 750
X 0,272 0,544 0,816 1088 1,36 1,632
₽ 0,1015 0,104 01057 0,108 0,112 0,12
Чв 0,32 0,60 0,76 0,825 0,854 0,851
ф° 22,3 24,0 26,5 29,6 31,9 36,3
а° 9,0 6,0 3,3 1,8 0,0 -1,2
Ва 0,85 0,88 0,925 0,955 0,995' 1,16
Кт,ва 0,936 0,945 094 0,936 0,928 0,86
о,з 0,567 0,715 0,772 0,792 0,731
^расп В 190 369 472 522 554 548
ЧАСТЬ V
ХАРАКТЕРИСТИКИ СЕРИИ ВИНТОВ
Указание, В этой части приведены характеристики серий 40 винтов
с различным числом лопастей и при различных условиях испытаний.
Материал разделен на три главы, каждая из которых содержит данные
по одному виду испытаний (изолированный винт, винт с фюзеляжем, винт
с крылом).
В каждой главе материал разделен по лабораториям.
Основные данные винтов помещены в сводной табл. 24. В этой таблице
значения индуктивного к. п д. оптимального винта ^opt определялись по
фиг. 95. Предельная скорость определялась по формуле (94) для высот 0
н 5000 м. Предельная мощность определялась по формуле (95) для тех
же высот и условного числа оборотов винта л= 1800 об/мин. Предельные
скорости мощности подсчитаны, исходя из условий отсутствия потерь от
сжимаемости воздуха (Вакрит < 0,85). Допуская потери на сжимаемость
воздуха, значения 1/пред и М1ред увеличиваются (см. § 34).
г л а в А хп
ИЗОЛИРОВАННЫЕ ВИНТЫ
§ 56. ДЕРЕВЯННЫЕ ВИНТЫ ЦАГИ
Винты СДВ-1. Лопасти деревянных винтов СДВ-1 [24] имеют профиль ВС-2.
Носок профиля приподнят и заострен больше, чем у английского профиля
RAF-6. Такой профиль был выбран потому, что экспериментальные иссле-
дования показали выгодность при высоких скоростях более тонкого носка
и более плавного нарастания кривизны от носка к хвосту. В табл. 25
приведены данные профиля ВС-2.
Таблица 25
Геэметрические характеристики лопасти винтов ЦАГИ СДВ-1
г — - г В 02 0,3 04 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9
~Ь = b D 0,07555 0,0792 0,080 0,0772 0,0720 0,06435 0,05335 0,03928
“с = с Ь 0,3575 0,2700 0,2095 0,1735 0,1500 0,1325 0,1195 0,1050
Деревянные винты СДВ-1 имеют относительно тонкие лопастн. В ос-
новной рабочей части лопасти, т. е. от г = 0,5 до конца лопасти, относи-
тельная толщина сечений изменяется от 17 до 10%. Геометрические раз-
меры винтов СДВ-1 даны на фиг. 149 и в табл. 25; чертеж винта — на
фиг. 150. Винты испытывались в ЦАГИ на винтовом приборе В-2.
Для самолетов с очень мощными моторами применять деревянные винты
сдв-1 следует с осторожностью. В каждом случае необходимо проверить
148
www.vokb-la.spb.ru
- Самолёт своими руками?!
Фиг- 149 Геометрические характеристики лопасти
винтов ЦАГИ СДВ-1.
Фиг. 150- Чертеж винта ЦАГИ СДВ-1.
NSL
150
' www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?! ।
прочность подбираемого винта и, если она недостаточна, нужно расширить
лопасть, т. е. подбирать винт такого же типа, 'но с другим покрытием.
Характеристики винтов СДВ-1 (фиг. 151) мало чем отличаются от
английских винтов. При скоростях, близких к звуковым, можно ожидать
некоторых преимуществ винтов СДВ-1.
§ 57. АНГЛИЙСКИЕ ВИНТЫ
Винты этого типа исследовались в National Physical Laboratory (NPL),
см. R&M 829, 830, 892 н 919.
Испытания винтов этого типа были повторены в последние годы
(R&M1673) н распространены на большие относительные шаги [71].
Фиг. 152 Схема установки винта при испытаниях
При ранних испытаниях (R & М 829) основных серий винтов (двух- и
четыре хлоп астиых) относительный шаг h = брался в диапазоне 0,3—1,5,
который считался ^достаточным для удовлетворения всех практических
требований [60]. Однако за последнее время отношение шага к диаметру
у винтов достигает, а иногда и превышает эти пределы Поэтому решено
было провести дальнейшие испытания винтов с увеличенным шагом. Не-
которые испытания винтов с малым шагом проведены в закрытой аэроди-
намической трубе NPL № 3 (7 фут.), но все испытания с большим шагом
проводились в аэродинамической трубе NPL № 1 с открытой рабочей частью
для того, чтобы можно было использовать максимальную скорость потока.
Центральная часть винта была закрыта при помощи цилиндрического
тела с радиусом 0,271 R и обтекаемой носовой и хвостовой частями
(фиг. 152) Таким образом можно было определить тягу, крутящий момент
и мощность одних лопастей, так как влияние втулки было исключено.
Согласно принципам интерференции тела и винта, установленным bR&M
1522 [70] (без учета влиянием масштабного эффекта и сжимаемости), кри-
вая коэфициента крутящего момента (или мощности) по к для винта, уста-
новленного впереди фюзеляжа самолета, может быть получена по резуль-
татам испытаний модели путем умножения л на постоянный множитель К.
151
Величина К зависит от формы носовой части фюзеляжа. Средние ее
значения следующие.
Форма носовой части фюзеляжа
Фюзеляж с рядным мотором воздушного охлаждения .... „ » „ водяного • .... 1,05 1,05
, с большим радиатором „ с звездообразным мотором воздушного охлаждения 1,07 1,10—1,12
Коэфициент полезного действия лопастей винта на действительном
самолете берется такой же, как для модели, при одинаковой величине
крутящего момента или мощности. Дополнительное сопротивление может
быть вычислено по формуле R&M1522 [70]:
увеличенное сопротивление _ 8 Р _ 8 а 8
нормальное сопротивление те рИ2£>2 те Х2 те X3
Винты имеют одинаковую форму в плане, причем сечения на любом
данном радиусе будут одинаковы для всех величии шага. Винты могут
Фиг. 153- Чертеж лопасти английских винтов.
быть изготовлены как из дерева, так и из легких сплавов. Чертеж лопасти
показан на фиг. 153. Геометрические характеристики лопасти винтов даны
в табл. 26 и на фиг. 154. Сечения лопасти образованы профилем RAF-6
Таблица 26
Геометрические характеристики лопастм английских винтов
Сечение FF ЕЕ GG DD СС ВВ
— г 0,90 0,75 0,70 0,60 0,45 0,30
— с с = b 0,086 0,103 0,110 0,129 0,168 0,278
J ^тах 0,620 0,880 0,939 1,00 0,990 0,825
Ь d ! 0,0508 0,0722 0,0775 - 0,0820 0,0813 0,0675
152
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 154. Геометрические характеристики лопасти
английских винтов.
Фиг. 155. Коэфициенты тяги серии двухлопастных английских
винтов.
Фиг. 156. Характеристики серии двухлопастных английских винтов.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
и на радиусах больше 0,45/? имеют плоские нижние поверхности с легким
закруглением передней кромки.
На фиг. 155—158 представлены характеристики и коэфициенты тяги для
винтов с двумя и четырьмя лопастями.
Фиг 157 Коэфициенты тяги серии четырехлопастных английских винтов.
Результаты, приводимые в R&M 1673, отличаются от результатов R& М.
* 829 вследствие различных чисел Рейнольдса, различных труб и влияния
втулки.
§ 58. НЕМЕЦКИЕ МЕТАЛЛИЧЕСКИЕ ВИЙТЫ DVL
В аэродинамической лаборатории высшей технической школы в Аахене
по разработанной Вейнингом [85] программе были проведены Дирксеном [86]
испытания 13 воздушных винтов, отличающихся формой лопасти в плане,
относительной толщиной, углами установки и числом лопастей.
Установка винта в трубе производилась таким образом, что вблизи
него не было тела, которое могло бы повлиять на его характеристики.
Таким образом можно считать, что мы имеем дело с изолированными
винтами и при подборе виита и построении ХВМГ необходимо внести
поправки к характеристикам винта на взаимное влияние винта и самолета.
Отсчет углов установки велся в обе стороны от нулевого угла, являю-
’ щегося углом установки, на 0,7 /?. Шаг при этом угле установки немцы
называют начальным шагом. Здесь углы установки пересчитаны нами на
общепринятые и получились поэтому неокругленные.
л Диаметр испытанных винтов был равен 0,8 м.
Н Ниже приводим данные и результаты испытаний наиболее интересных
1 винтов, указанных в табл. 27.
155
Данные винтов DVL
Таблица 27
№ виита Число лопастей винта i h ° D на г 0 7 5° 0,7
IvF 9 1,045 20 55
3 4 1 045 2095
6 3 2,09 381
6 4 2,09 38 1
8 2 2,09 4023
Винты DVL-lvF имеют переменную относительную толщину, широ-
кую лопасть и сравнительно острый конец лопасти Геометрические
характеристики винтов даны в табл. 28 и на фиг. 159. Крутка лопасти —
на фиг. 160. Характеристики двухлопастных винтов DVL-lvF приведены
на фиг. 161 — 163.
Таблица 28
Геометрические характеристики лопасти винтов DVL-lvF
— г Г ~~R 0,3 04 0,5 0,6 0,7 08 09 1,0
— с с = b 0179 0,147 0,1255 0,1155 0,1085 0,103 0,103 —
0,081 0,0788 0,0775 0 0745 0,0695 0,0612 0,045 —
О о 3— — ф г 0,7 19,39 12,87 7,47 33 0 — 2,58 — 4,87 — 6,75
Винты DVL-3 имеют относительную толщину, весьма мало меняющуюся
вдоль лопасти, и довольно узкую лопасть. Геометрические характеристики
винтов даны в табл. 29 и на фиг. 164, крутка лопасти — на фиг. 165.
Характеристики четырехлопастных винтов DVL-3 приведены на фиг. 166,
167 и 168.
Таблица 29
Геометрические характеристики лопасти винтов DVL-3
г =* Г В 02 оз 0,4 0,5 06 0,7 08 0,9 1,0
с = с & 0,13 0,122 0,114 0,1075 0,102 0,10 099 0,99 0
b D 0,0558 0,0573 0,0575 0,0575 0,0564 0 0525 0,0464 0,0352 0
о С— — г о - О 0,7 32,21 21,59 13,89 7,92 3,53 0 —2,83 —5,13 —7 02
Винты DVL-6 имеют постоянную относительную толщину и сравни-
тельно широкую лопасть. Геометрические характеристики даны в табл. 30
и на фиг. 169, крутка лопасти — на фиг. 170 Характеристики трехлопа- (
стных винтов DVL-6 даны на фиг 171—173, а на фиг. 174—176—
характеристики четырехлопастных.
156
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 159 Геометрические характеристики лопасти
винтов DVL-lvF-
157
Сл
on
__р
Ync5
7 — *— • —
— — — — — — — — —
— — —к — - — - — — — —
Sr
\56,51
<— - V
V. м Ц5 ' X
л Л ДИ 32 ЧЧ 7 Л /ir< Ц53 ,
L Н «А - 7 С
1 t п
Фиг 162 Коэфициенгы гиги
серии двухлопастных винтов
DVL IvF (изолированных)
D
010
О
Г O')
0,2
075
Фи1 103 Зависимое in ps от
серии двухлопастных винтов
DVL-lvFnpuX O(ihj а на месте)
025 050
Фи! 164 Геометрические характеристики лопасти
винтов DVL 3
www.\okb-la.spb.iTi - Самолёт своими руками?!
159
Кравец—157—11
Фиг 167. Коэфициентьг тяги серии четырехлопастных винтов OVL-3 (изолированных).
Фиг. 169. Геометрические характеристики
лопасти винтов DVL-6
Фиг 168 Зависимость от сц серии
четырехлоиастиых шипов DVL-3
(X- 0).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
пастных винтов DVL<
(Х=0).
ллтулл. vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2
Фиг. 175. Коэфициенты тяги серии четырехлопастных винтов DVL-б (изолированных).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 179 Характеристики серии двухлопастных винтов DVL-8 (изолированных)
166
1
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 180. Коэфициенты тяги серии двухлопастных винтов DVL-8
(изолированных)
Фиг 181. Зависимость
₽$ от серин двухло-
пастных винтов DVL-8
(Х=0)
167
Таблица 30
Геометрические характеристики лопасти винтов DVL-6
— г Г ~R 0,2 0,3 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0
С с = ~~Ь~ 0,1075 0,105 0,1 0,1 0,1 0,1 0,1 0
о) II Ь <3- 0 0676 0,0666 0,062 0,0581 0,0526 0,0446 0,0338 0
о о Ф С тг 0,7 30,38 22,98 10,50 5,39 0 -2,81 — 6,07 - 8,91
Винты DVL-8 имеют очень широкую лопасть у комля, суживающуюся
к концу, и небольшую постоянную относительную толщину лопасти.
Геометрические характеристики винтов даны в табл. 31 и на фиг. 177,
крутка лопасти — на фиг. 178. Характеристики двухлопастных винтов
DVL-8 приведены на фиг. 179—181.
Таблица 31
Геометрические характеристики лопасти винтов DVL-8
г = Т R 0,2 0,3 0,4 1 0,5 0,6 0,7 08 0,9 1,0
С — с V 0 081 0 079 0,0775 0,0753 0,075 0,075 0,075 0,075 0
b = ь D 0,09 0,0885 0 0853 0,0825 0,077 0,07 0,0595 0,045 0
С— — с е 0,7 29,43 21,99 15,32 9,49 4,40 0 — 4,79 — 7,07 — 9,91
ГЛАВА XIII
ВИНТЫ, ИСПЫТАННЫЕ С ФЮЗЕЛЯЖЕМ (МОТОГОНДОЛОЙ)
§ 59. МЕТАЛЛИЧЕСКИЕ ВИНТЫ ЦАГИ
Винты ЗСМВ-1. Характеристики трехлопастных металлических
винтов изменяемою шага ЗСМВ-1 [33] были получены как в присутствии
схематизированного фюзеляжа (тела вращения), так и при установке
винтомоторной группы на крыле. Вииты предназначаются для 1/тах = 350 —
н- 4_>0 кн{час на расчетной высоте полета от 2000 до 4000 х при мощности
мотора 700—1000 л. с. и числе оборотов 1500—1700 об/мин.
На фиг. 132 дан чертеж лопасти СМВ-1, а на фиг. 183 и 184 и в табл. 32—
геометрические характеристики.
Таблица 32
Геометрические характеристики лопасти винтов ЦАГИ СМВ-1
— г ' 0,25 0,30 0,35 045 0,55 0,60 0 65 0,75 0,85 0,90 0,95 ।
— с С b — 0,280 0,2087 0,133 0,102 0,093 0085 0,076 0,076 0 076 0 076
т-ь 0,0516 0,0598 00673 0,0751 0,0760 0,0749 0,0727 0,0651 0,0550 0,0482 0,0380
Винты ЗСМВ-1 проектировались для мотора Гном-Рон К-14 77=780 л. с.
на высоте 3600 м при п == 1600 об/мин. Таким образом в основном эта
cei ия предназначена для моторов воздушного охлаждения.
168
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 182. Чертеж модели лопасти винтов ЦАГИ СМВ-1.
16£>
Фиг. 184. Распределение относительного шага
вдоль лопасти винтов ЦАГИ СМВ-1.
170
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Испытывались винты диаметром £> = 0,97 м на винтовом приборе В-5
Размеры тела вращения- диаметр миделя d = 0,4 му длина /=1,843 м
— = — = 0 4125
D 0 97
Фиг. 18бЛКоэфициенты тяги серии трехлопастных винтов ЦАГИ 3CMB-1
с телом вращения.
Отношение миделя тела f к площади
^ = 0,17.
Профиль лопасти винтов ЗСМВ-1 —
первая модификация Кларк-Y к концу
переходит в профиль серии А. Орди-
наты профилей модификации Кларк-У
и серии А даны в табл. 1.
При пользовании характеристиками
винта необходимо учитывать дополни-
тельные потери от обдувки винтом частей
самолета, отсутствовавших при испыта-
ниях, а также влияние числа Бэрстоу.
Следовательно, при использовании ха-
рактеристик ЗСМВ-1 с фюзеляжем не-
обходимо учитывать обдувку всех по-
падающих в струю винта частей само-
лета, кроме фюзеляжа (например:
шасси, горизонтальное и вертикальное
onei ение и т. д). На фиг. 18э и 186 даны
диаграммы испытания винтов ЗСМВ-1
с фюзеляжем.
Зависимость Р5 от аЛ для виитов се-
рии ЗСМВ-1 дана на ф1Г. 187.
Винты 3CMR-2. Трехлопастные
металлические винты 3CMB-2J3'] рассчи-
таны на скорость Игаах=450—550 «м1час
для моторов мощностью 75()—1200 л. с.
на высоте 3000—500J м при 1500—
1700 об/мин.
Фиг. 187. Зависимость £s ot а5 серии
трехлопастных винтов ЦАГИ ЗСМВ-1.
Чертеж лопасти виита СМВ-2 дай на фиг. 188.
Винты ЗСМВ-2 п( оектировались под мотор Испано-Сюиза 12Ybrs,
расположенного впереди фюзеляжа одномоторного скоростного самолета
171
0,95
Фиг- 188. Чертеж модели лопасти винтов ЦАГИ СМВ-2-
Фиг. 189. Геометрические характеристики лопасти
винтов ЦАГИ СМВ-2-
172
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 190. Распределение относительного шага по лопасти
винтов ЦАГИ СМВ-2.
Фиг. 191. Кривая крутки лопасти винтов ЦАГИ СМВ-2.
173
при расчетных условиях N = 860 л. с; п = 1600 об/мин;
в основном соответствуют моторам водяного охлаждения
Профиль лопасти II модификация Кларк-Y (см табл 1)
Геометрические характеристики винтов даны на фиг.
в табл. 33, кривая крутки лопасти—на фиг. 19 .
Н ~ 4500 ’ и
189 и 190 и
Таблица 33
Геометрические характеристики лопасти винтов ЦАГИ СМ В-2
— т т = R 0,25 0,35 0,45 0,55 0,65 0,75 085 0,95
II j г» 0 392 0,209 0,133 0,1027 0,086 0,076 0 0708 0,068
— ь b ~ D 0,0605 0,0814 0,0905 0 0909 00856 0,0759 0,0615 0,0369
— ТО,75 19° 12' 14°24' Н°3б' 8°06' 3°54' 0 — 3°18' — 6°30'
Винты испытывались в ЦАГИ в трубе Т-5 на винтовом приборе В-5.
Диаметр модели винта D = 0,9 и.
Размеры модели фюзеляжа: площадь миделя /=0,0779 л/2, 1 = 2,035 лс
Схема установки винта с фюзеляжем дана на фиг. 192.
Фиг. 192- Установка винта серии ЗСМВ-2 на фюзеляже.
Число оборотов изменялось от 9С0 до 2550 об/мин
На фиг. 193 и 194 даны характеристики винтов ЗСМВ-2 в'присутствии
фюзеляжа, на фиг. 195 — зависимость тяги на месте от мощности.
§ 60. ФРАНЦУЗСКИЕ МЕТАЛЛИЧЕСКИЕ ВИНТЫ РАТЬЕ
Испытания этих винтов были произведены в большой парижской'аэро-
динамической трубе открытого типа при скорости потока около 80 м[сек
и оборотах винта от 1000 до 2600 об/мин, причем меньшие обороты
относятся к винтам большого шага, а большие — к винтам малого шага.
Диаметр всех виитов составлял 1,5 м Испытывались металлические
винты дв\х-, трех- и четырехлопастные. Наибольшая ширина лопасти у всех
равна 10% диаметра.
Все винты имели переменный шаг, изменяющийся по закону прямой
линии Таким образом винты отличались шагом и количеством совершенно
одинаковых лопастей. Все винты испытывались в присутствии обтекаемого
тела Влияние обдувки на к. п. д не учитывалось.
На фиг. 196 дан чертеж лопасти, а на фиг 197—-закон изменения
шага по лопасти. Различные шаги получались не поворачиванием лопасти,
а соответств)ющим распределением угла наклона каждого сечения.
На фиг. 198 приведены сечения лопастей, отл ^чающиеся от английских
винтовых профилей тем, что нижняя сторона их вогнута.
На фиг. 199, 2l0, /01 даны характеристики двух-, трех- и четырех-
лопастных винтов Ратье.
174
175
Фиг. 197. Распределение
шага вдоль лопасти вии-
тов Ратье.
176
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
§ 61. АМЕРИКАНСКИЕ МЕТАЛЛИЧЕСКИЕ ВИНТЫ NACA
Винты, 6101 (А), 6129 и 6131. В репорте NACA № 542 [51] опублико-
ваны данные испытаний трехлопастных винтов фирмы „Гамильтои-Стан-
ларты диаметром 3,05 м при наличии гондолы звездообразного мотора
или мотора жидкостного охлаждения.
В трубе NACA испытывались винты в натуральную величину. Для
приведения в действие испытываемых винтов был использован мотор
Кертис „Конкверор“ в 600 л. с. Масштабный чертеж каждой гондолы дан
на фиг. 202 и 203.
При испытаниях с капотом звездообразного мотора для воспроизведения
сопротивления мотора была использована пластинка с отверстиями (фиг. 204).
Воздух мог проходить через пластинку
со скоростью, соответствующей скорости
для звездообразного мотора с нормаль-
ным количеством пебрп
Фиг. 202. Схема гондолы мотора
жидкостного охлаждения.
количеством ребер.
Фиг. 203- Схема гондолы звездообраз-
ного мотора
Гондола мотора жидкостного охлаждения имела круглую носовую часть,
являющуюся стандартной почти для всех испытании. Гондола с круглой
носовой частью показана на фиг. 205, а на фиг. 206 дан вид гондолы
с обтекателем. Гондолы без обтекателей встречаются в самолетостроении
уже не часто.
Винты 6101 (А), 6129 и 6131 представляют серии, отличающиеся только
по профилю лопасги. Винты 6101 (А) имеют профиль Кларк-Y, винты
6129 — RAF-6, а винты 6131 - профиль NACA 2400-34.
Величина b на г —0,75 равна 0,059, а величина с на том же относи-
тельном радиусе равна 0,07. Комлевые части лопасти имеют круглую
форму.
Лопасти винтов даны на фиг. 207. Геометрические характеристики
лопастей представлены на фиг. 207 и 208.
В табл. 1 показаны формы профилен и даны ординаты трех различных
профилен лопастей для различных винтов. Профиль NACA 2400-34 моди-
фицирован для винта путем изменения толщины по отношению к средней
линии профиля. Поэтому вогнутость профиля остается постоянной для
всей лопасти, тогда как для винтов с профилями RAF-6 или Кларк-Y
вогнутость профиля увеличивается с толщиной лопасти.
Максимальная скорость потока при испытании была 185 км/час. Макси-
мальная окружная скорость конца лопасти не превосходила 150 м/сек.
На фиг. 209 — 226 даны характеристики винтов с моторами воздушного
и жидкостного охлаждения. Фигуры 210, 213, 216, 219, 222, 225 дают коэфи-
циент мощности и тяги в зависимости от X. На фиг. 211, 214, 217, 220,
223, 226 даны графики и X в зависимости от коэфициентов cs .
Результаты испытаний показывают, что винты с гондолами мотора
жидкостного охлаждения имеют более высокий к. п. д. при взлете, чем
винты с гондолами звездообразных моторов; максимальный же к. п. Д-
виятов с гондолами моторов жидкостного охлаждения бывает выше только
при наличии обтекателей. Наличие обтекателей увеличивает эффектив-
Кравец—137—12 \П
ность установки с мотором жидкостного охлаждения на 6/^ при наиболь-
шем угле установки лопастей и немного меньше при меньшем угле уста-
5868-9. 5868-R6 и 5868-Х.. Результаты испытания винтов 5868-9,
5868-Я6 и 5868-Л2 даны в репортах NACA № 594 [76], 640 [66], 641 [67J
и 658 [52]. Винты диаметром D == 3,05 м испытывались с различными гон-
долмаи и различным числом лопастей.
числом лопастей.
Фиг. 204 Гондола звездообразного
мотора.
Фиг 205 Гондона мотора
жидкостного охлаждения.
ВннтьГ 5868-9 и 5868-Ag имеют профиль Кларк-Y, а винты 5868-R6—
профиль RAF-6. Данные профилей см. табл. 1.
Винты 58б8-Х2 отличаются от винтов 5868-9 распределением шага вдоль
лопасти. Если винты 5868-9 имеют при угле установки 15° на 0,75 R почти
постоянный шаг вдоль лопасти, то винты
5868-Л2 имеют постоянный шаг при угле
установки 35°. Винты 5868-2С испытывались
в диапазоне углов установки до 60° н рас-
считаны на скорость полета до 800 км/час.
Геометрические характеристики винтов
даны на фиг. 227 — 229. Характеристики
винтов с различными гондолами и числом
лопастей даны на фиг. 230 — 264.
Винты 5868-9 и 5868-R6 испытывались
также в областях отрицательных значений
тяги и крутящего момента
Испытания производились в 20-фут.
аэродинамической трубе К!АСА при ско-
рости потока 160— 176 кн/час. Винты
были установлены на моторе водяного
охлаждения Кертис
1570-С“.
Фиг 2 Об Гондо па
ного охлаждения
мотора жидкост
с обтекателем
винта
на моторе
„Конкверор GIV-
Мотор был заключен в макет
гондолы звездообразного мотора длиной 3,05 м и с максимальным диаметром
1,330 м. Цилиндры воздушного охлаждения были воспроизведены при
помощи диска с отверстиями. Фотография установки дана на фиг. 204.
Основные результаты испытаний представлены иа фиг 46, 239, 245,
249, 253, 257 и 261.
На фиг. 239, 245 и 249 представлены кривые, дающие коэфнциенты
тяги и крутящего момента для двух-, трех- и четырехлопастных винтов
5868-9 с профилем Кларк-Y. На фиг. 46, 257, 253, 261 даныааьие же крн-
178
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 208 Распределение относительного шага
вдоль юпасти винтов NACA 6Ю1, 6129, 6131 и
IC1-0.
179
75 N
180
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками?!
I
t
f
s>
чьИде гг *
Фиг 210 Коэфициенты тяги трехлопастных винтов NACA 6101
с гондолой звездообразного мотора воздушного охлаждения.
Фиг. 211. Характеристики серии трехлопастных винтов NACA б 101 с гон-
долой звездообразного мотора воздушного охлаждения в зависимости от
коэфициеита быстроходности.
181
<
Фиг 212 Характеристики серии трех югпетшах винтов NACA G101 с гондолой рядною мотора жидкостного охлаждения
182
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 213 Коэфициенты тяги серии трехпопастных винтов NACA^6101
с гондолой рядного мотора жидкостного охлаждения
Фиг 214 Характеристики сепии трех лопастных винтов NACA 6101 гс гон-
долой рядного мотора жидкостного охлаждения в зависимости от коэфи-
циента быстроходности
183
Фп1 215 XdpaMcpiiCf лип серии iрех юна-1пых винтов NACA 0129 c i oi «долой звездообразно! о мотора воздушною
IM
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 216 Коэфициенты тяги серии трехтопастных винтов
NACA 6129 с гондолой звездообразного мотора воздушного
охлаждения
Фиг 217 Характеристики серии трехтопастных винтов NACA 6129 с гон-
долой звездообразного мотора воздушного охлаждения в зависимости от
коэфициента быстроходности
185
75 h‘
186
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 219. Коэфициенты тяги сепии трехлопастных
винтов NACA 6129 с гондолой рядного мотора
жидкостного охлаждения.
Фиг. 220. Характеристики серии трехлопастных винтов NACA 6129 с гон-
до той рядного мотора жидкостного охлаждения в зависимости от коэфи-
циента быстроходности
187
!
I
75Н
с£Д,
Фиг 221 Характеристики серии грехлон ic гных винтов NACA 0131 с юндоюи ввез ^образно! о мотора воз-
душною охлаждения
I
i
188
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 222 Коэфициенты тяги серии трехлопастиых
винтов NACA 6131 с гондолой звездообразного мотора
воздушного охлаждения
Фиг. 223. Характеристики серии трехлопастных винтов NACA 6131 с гон-
долой звездообразного мотора воздушного охлаждения в зависимости от
коэфициеита быстроходности.
жидкостного охлаждения.
190
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг, 225 Коэфициенты тяги серии трехдопастиых винте® NACA
6131 с гондолой рядного мотора жидкостного охлаждения.
Фиг. 226 Характеристики серии трехлопастных винтов NACA6131 с гон-
долой рядного мотора жидкостного охлаждения в зависимости от коэфи-
циента быстроходности.
191
Фиг. 227- Геометрические характеристики топасти
винтов NACA 5868-9, 5868-R6 и 5868-Х,.
Фиг. 228. Распределение относительного шага но
лопасти винтов NACA 5868-9 и 5868-R6
192
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт двоими руками?!
Кравец—И 57—13
Фиг. 229- Распределение относительного шага
по лопасти винта NACA 5868-Х2-
193
Фиг. 230. Характеристики серии трехлопастных винтов NACA 5868 9 с гондолой звездообразного мотора воздушного
охлаждения.
194
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 231. Коэфициенты тяги серии трехлопастных винтов NACA
5868-9 с гондолой звездообразного мотора воздушного охлаждения.
Фиг. 232 Характеристики серии трехлопастных винтов NACA 5868-9 с гон-
долой звездообразного мотора воздушного охлаждения в зависимости от
коэфициеита быстроходности.
<
196
www.vokb-lajspb.ru - Самолёт своими руками?!
вне для винтов 5868-R6 с профилями RAF-6. Кроме диапазона 15 — 70°,
охваченного винтами, имеются испытания трехлопастного винта 5868-R6
с профилем RAF-6 при углах установки 0, 5 и 10° (см. фиг. 253).
Винты 1C1~O(R) и 1С1-ОХ(ВХ). Результаты испытания виитов 1С1-О(В)
и 1С1-ОХ(ВХ) даны н репорте NACA № 594 [76] и 642 [51]. Винты 1С1-О(В)
отличаются от винтов 6101(A) тем, что комлевая часть первых имеет не
круглую форму, а профилированную. Винты 1С1-ОХ(ВХ) отличаются от
виитов 1С1-О(В) тем, что угол установки лопасти уменьшается, начиная
от г = 0,7 до конца. Винты испытывались с макетом звездообразного мотора
Фиг 235 Характеристики серии трехлопастных винтов NACA 5868-9 с гон-
долой рядного мотора жидкостного охлаждения в зависимости от козфи-
циента быстроходности.
воздушного охлаждения, находившегося в капоте NACA (фиг. 265). Гео-
метрические характеристики их даны на фиг. 208, 266, 267. Винты трех-
лопастные с диаметром 3,05 я, профилем Кларк-Y. Испытания проводились
в 20 футовой трубе NACA. Испытывались серийные винты в натуральную
величину при углах установки лопасти до 45° и скоростях потока до
160 км/час.
Винты 1С1-О(В) и 1С1-ОХ(ВХ) выгодны на больших скоростях полета.
Максимальный к. п. д. испытывавшихся винтов наблюдался на угле уста-
новки лопасти около 35°.
Характеристики винтов 1С1-О(В) и 1С1-ОХ(ВХ) даны на фиг. 268 — 271.
Винты 3790(E). Результаты испытания этих винтов приведены в репорте
NACA № 594 [76]. Они проводились с гондолой звездообразного мотора
(см фиг. 265). Винты имели три лопасти, профиль Кларк-Y, диаметр
2,75 м Геометрические характеристики даны на фиг 272 и 273. Характе-
ристики винтов даны на фиг. 274 и 275.
Винты 37-3647. Винты 37 3647 подобны винту 5868-R6, но ширина и
толщина их на 50% больше Испытания винтов описаны в репорте NACA
№640 [66] Геометрические характеристики даны на фиг. 299, характеристики
винта приведены на фиг. 277—279.
197
661
Фиг. 237. Коэфициенты тяги серии трехлопастных винтов NACA 5868-9 с гондолой рядного мотора жидкостного
охлаждения и обтекателем винта.
Фиг-238. Характеристики серии трехлопастных винтов NACA
5868-9 с гондолой рядного мотора жидкостного охлаждения
и обтекателем винта в зависимости от коэфициента
быстроходности.
Фиг. 239. Коэфициенты отрицательных тяги и крутящего
момента серии трехлопастных винтов NACA 5868-9 с гондолой
звездообразного мотора воздушного охлаждения.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
75 N
Фиг. 240. Характеристики серии двухлопастных винтов NACA 5868-9 с гондолой рядного мотора жидкостного^охлаждения.
200
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 241. Коэфициенты тяги серии двухлопастных винтов NACA 5868-9
с гондолой рядного мотора жидкостного охлаждения.
Фиг. 242- Характеристики серии двухлопастных винтов NACA 5868-9 с гон-
долой рядиого мотора жидкостного охлаждения в зависимости от коэфи-
циента быстроходности.
201
202
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
с гондолой звездообразного мотора воздушного охлаждения.
Фиг. 245 Коэфициенты отрицательных тяги и крутящего момента
серии двухлопастных винтов NACA 5868-9 с гондолой звездообраз-
ного мотора воздушного охлаждения.
203
i
Фиг. 247. Коэфициенты тяги серии четырехлопастных винтов NACA
5868-9 с гондолой рядного мотора жидкостного охлаждения.
Фиг. 248. Характеристики серии четырехлопастных винтов NACA
5868-9 с гондолой рядного мотора жидкостного охлаждения в зави-
симости от коэфициента быстроходности.
204
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
образного мотора воздушного охлаждения.
205
206
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 251. Коэфициенты тяги серии трехлопастных винтов NACA
5868-R6 с гондолой рядного мотора жидкостного охлаждения.
Фиг. 252. Характеристики серии трехлопастных винтов NACA
5868-R6 с гондолой рядного мотора жидкостного охлаждения
в зависимости от коэфициеита быстроходности.
207
Фиг. 253. Коэфициенты отрицательных тяги и крутя-
щего момента Для серии трехлопастных винтов NACA
5868-R6 с гондолой звездообразного мотора воздушного
охлаждения на небольших углах установки.
208
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками/!
жидкостного охлаждения
Кравец—157—14
209
210
Фиг 255. Коэфициенты тяги серии двухлопастйых
винтов NACA 5868-R6 с гондотой рядного мотора
жидкостного охлаждения.
Фиг 257 Коэфициенты отрицательных тяги и крутящего
момента для серии двухлопастных винтов NACA 5868-R6
с гондолой звездообразного мотора воздушного охлаждения
Фиг 256 Характеристики серии двухлопастных
винтов NACA 5868-R6 с гондолой рядного мотора
жидкостного охлаждения в зависимости от
коэфициеита быстроходности.
75V
‘ рп^ Ds ~
Фиг. 258 Характеристики серии четырехлопастиых винтов NACA 5868-R6 с гондолой рядного мотора
жидкостного охлаждения
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг- 259. Коэфициенты тяги серии четырехло-
пастных винтов NACA 5868-R6 с гондолой рядного
мотора жидкостного охла/кдеиия.
Фиг. 260. Характеристики серии четырехлопаст-
ных винтов NACA 5868-R6 с гондолой рядного
мотора жидкостного охлаждения в зависимости
от коэфициента быстроходности.
212
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 261- Коэфициенты отоицательных тяги и крутящего момента
серии четырехлопастных винтов NACA 5868-R6 с гондолой звездо-
образного мотора воздушного охлаждения.
213
.Ttm
214
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 264 Характеристики серии трехлопастных винтов NACA 5868-Xs
с гондолой рядного мотора жидкостного охлаждения в зависимости от
коэфициеита быстроходности
Плоскость
]Плоскость
ПЬтгиптр лк ЦОЛОНдрОв
Фиг 265 Макет звездообразного мотора воздушного охлаж-
дения, с которым испытывались* винты NACA lCl-О и lCl-Ox
215
Фиг. 266. Геометрические характеристики лопасти
винтов NACA lCl-0 и lCl-Ox.
Фиг. 267. Распределение относительного шага
вдоль лопасти винтов NACA IСI- Од-
216
www.vokb-la.spb.ru -- Самолёт своими руками?!
Фиг» 268. Характеристики серии трехлопастных винтов NACA ICI-O с^ондолой звездообразного мотора воздушного охлаждения.
217
Фиг. 269. Коэфициенты тяги серии трехлопастных винтов NACA IC1-0
с гондолой звездообразного мотора воздушного охлаждения.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими реками?!
Фиг. 270. Характеристики серии трехлопаствых винтов NACA 1СЬОХ с гондолой звездообразного мотора воздушного охлаждения.
219
Фиг 271. Коэфициенты тяги серии трехлопастных винтов NACA
IC 1-0х с гондолой звездообразного мотора воздушного
охлаждения.
220
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 272. Геометрические характеристики лопасти
винтов NACA 3790
Фиг. 273 Распределение относительного шага вдоль
'лопасти винтов NACA 3790
221
Фиг 274 Характеристики серии трехлопастных винтов NACA 3790 с гондолой звездообразно о мотора воздушного
охлаждения.
222
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 275 Коэфициенты тяги серии трехюпастных винтов
NACA 3790 с гондолой звездообразного мотора воздушной
охлаждения
Фиг 276 Геометрические характеристики лопасти
винтов NACA 37-3647
223
224
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1
Фиг. 278. Коэфициенты тяги серии двухлопастных
винтов NACA 37-3647 с гондолой рядного мотора
жидкостного охлаждения.
Фиг. 279. Характеристики серии двухлопастных
винтов NACA 37-3647 с гондолой рядного мотора
жидкостного охлаждения в зависимости от коэ-
фициента быстроходности
Кравец—-157—15
225
ГЛАВА XIV
ВИНТЫ, ИСПЫТАННЫЕ С КРЫЛОМ (САМОЛЕТОМ)
§ 62. МЕТАЛЛИЧЕСКИЕ ВИНТЫ ЦАГИ
Винты ЗСМВ-1. Винты ЗСМВ-1, кроме испытаний с фюзеляжем [33] испы-
тывались также с крылом, размеры которого даны на фиг. 280. Площадь модели
крыла 1,785 лс3, удлинение )кр==2,24 Профиль крыла ЦАГИ40-16%.
В плоскости симметрии крыла был установлен макет мотора „Гном-Рон
К-14“ с капотом NACA (фиг. 280). Диаметр капота 0,395 м. Чертеж
лопасти винта ЗСМВ-1 дан на фиг. 182, геометрические характеристики—
на фиг. 183 и 184.
Винт £> = 3,3 м был спроектирован для двухмоторного самолета. Испы-
тывался винт диаметром Z) = 0,97 м
При пользовании характеристиками ЗСМВ-1 с крылом надо учитывать
обдувку всех частей самолета, кроме крыла и мотогондолы. На фиг. 280 и 281
даиы диаграммы испытаний серии ЗСМВ-1 с крылом.
Винты 2СМВ-2. Двухлопастные металлические винты 2СМВ-2 (0=0,9 м)
испытывались с моделью одномоторного самолета, снабженного звездо-
образным мотором воздушного охлаждения с капотом NACA при углах
установки лопасти на г = 0,75 от 13 до 49 Испытания винтов с моделью
самолета [6] проводились с коком, диаметр которого dK — 0,15 м (в плоскости
вращения винта). Двухлопастные винты 2СМВ-2 предназначены для сле-
дующих условий: максимальная скорость 500 — 650 км1час, мощность
мотора 700 — 1200 л. с., число оборотов 2100 — 2300 об/мин , высота полета
3000 - 5000 м.
Для двухлопастных винтов 2СМВ-2 были использованы лопасти модели
винтов ЗСМВ-2 (D — 0,9 м) с модифицированным профилем Кларк-Y, дан-
ные которого приведены в табл. 1. Кривые изменения относительной
ширины лопасти b относительной толшины с и крутки — ©0 75
по радиусу лопасти представлены на фиг 189 и 191.
Закон изменения относительного шага по лопасти для различных углов
установки лопастей на радиусе г =0,75 представлен на фиг. 190. Лопасти
винта сконструированы таким образом, что центры тяжести сечений лежат
на оси, вокруг которой происходит поворот лопасти во втулке.
226
________________________ee Q •
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками.'!
227
Чертеж модели винта Z) = 0,9 дан на фиг. 188. Общий вид модели
самолета, с которой производились испытания >виитов 2СМВ-2 дан иа
фиг. 282.
Основные размеры этой модели следующие: диаметр капота 0,46 м,
общая длина модели 2,015 м, размах крыла 2 м, площадь крыла 1,224
удлинение 3,27.
Фиг 283. Коэфициенты тяги серии двухлопастных винтов ЦАГИ 2СМВ-2
с моделью самолета.
Испытания производились со схематизированной моделью самолета
в масштабе 1:3, состоящей из фюзеляжа, снабженного капотом типа
Фиг 284 Зависимости от as серии
двухпопастных винтов ЦАГИ 2СМВ-2
(Л-0)
укреплены девять деревянных цилиндров,
представляющих собой схематизирован-
ную модель девятицилиндрового звездо-
образного мотора без дефлекторов.
Испытания производились в трубе
Т-5 на винтовом приборе В-5.
Скорость потока в трубе изменялась
от 0 до 45 м]сек, число оборотов—от
1500 до 3000 об/мин., окружная скорость
концов лопастей, следовательно, изме-
нялась от 70 до 140 м)сек.
Результаты испытаний представлены
на диаграммах фиг. 282 и 283.
На диаграмме фиг. 283 даны коэфи-
циенты тяги а. На диаграмме фиг. 282—
кривые коэфициента мощности 3 с пере-
секающими их крявыми одинаковых зна-
чений к. п д. На диаграмме фиг. 284
дан график зависимости коэфициента
тяги от коэфициента мощности для ре-
жима работы виита на месте.
Винты ЗСМВ-З и ЗСМВ-4. Винты
серии ЗСМВ-З и ЗСМВ-4 имеют сравни-
тельно узкие лопасти.
Разница в винтах ЗСМВ-З и ЗСМВ-4
в крутке лопасти, измеряемой величиной —^0,75.
На фиг. 285 даны кривые крутки лопасти в зависимости от радиуса
для обеих серий.
Кривая изменения относительной ширины лопасти Ъ = по радиусу
представлена на фиг. 286; там же дана кривая относительной толщины,
стандартная для всех серии винтов СМВ-ЦАГИ
228
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 285. Крутка лопасти винтов ЦАГИ СМВ-3
и С МВ-4
olcj
Фиг 286 Геометрические характеристики лопасти
винтов ЦАГИ СМВ-3|и СМВ-4
229
Задняя кромка
Фиг. 287 Чертеж модели лопасти винта ЦАГИ СМВ-3
Фиг. 288 Чертеж модели лопасти винта ЦАГИ СМВ-4
230
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1
।
1
/
Фиг. 289 Распределение относительного шага вдоль лопасти
винтов ЦАГИ СМВ-3
Фиг. 290 Распределение относительного шага вдоль лопасти
винтов ЦАГИ СМВ-4.
231
1480
Фиг 291. Установка крыла с мотогондолой и винтами
ЦАГИ ЗСМВ-З, ЗСМВ-4 и ЗСМВ-5.
*
232
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Геометрические характеристики винтов даны также в табл. 34.
Т а блица 34
Геометрические характеристики лопасти винтов ЦАГИ СМВ-3 и СМВ-4
Г 0,25 0 35 0 45 055 0,65 0,75 0,85 0,90 0,95
г Я
Ь II 0,048 0 0598 0,0678 0,069 0,066 0,059 00482 0,0407 0,0315
с II 0 40 0 21 0,132 0,102 0,086 0,076 0,071 0,069 0,068
ю 1 смв-з 17°5' 17с5' 13°42' 8°27' Зэ52' 0° — 3С2Г — 4°54' — 6° 19*
£н СМВ-4 24 3° 17,5° 11,5° 6,8° Зэ 0° — 2,40° — 3,60° — 4,3°
Чертежи моделей винтов (D = 0,97 м) даны на фиг. 287 и 288.
Лопасти винтов имеют профиль Кларк-Y (табл. 1).
Кривые изменения относительного шага по радиусу для различных
углов установки лопастей, отсчитываемых между плоскостью вращения
винта и плоской нижней стороной профиля, даны на фиг. 289, 290.
оэфициенты Тяги тоехлопастных винтов ЦАГИ ЗСМВ-З
с крылом
Испытания винтов ЗСМР.Л м or* ла г» л г.-
расположения мотора воздушного оР 4 4°’ 46^ пРоводились для случая
женин его хорды. Крылов пеРед КР™ на продол-
винта, было то же, что пои игтпл^СТВИИ ЕОТОРОГО проводились испытания
В плоскости симметоии аНИЯХ винта 3СМВ-1.
ложена гондола мотора воляилг^ некотоРым выносом вперед была распо-
гондолой показана на фиг 291 охлаждения. Схема крыла с моторной
на ф^Ж винтовЗСМВ-З даны нафиг. 292-294, а винтов ЗСМВ-4-
Винти 4СМВ-4 Мол
D 0,97 м была испытана ГбГг^м^^0113071101^0 винта 4СМВ-4 с диаметром
на /* = 0,75 от 13 до 49° лью кРЬ1ла ПРИ углах установки лопасти
Для винтов 4СМВ4 были
трехлопастных винтов ЗСМВ-4. Использованы лопасти испытанных ранее
233
Для лопастей винтов применен профиль Кларк-Y, ординаты профиля
которого приведены в табл. 1. _
Кривые изменения относительной ширины лопасти b = относитель-
ной толщины с = И крутки — а0Л5 по радиусу лопасти представлены
на фиг. 285 и 286.
Закон изменения относительного шага вдоль лопасти для различных
углов установки лопастей на радиусе г —0,75 представлен иа фиг. 290.
Лопасти винта сконструированы таким образом, что центры тяжести сече-
ний лежат на оси, вокруг которой
происходит поворот лопасти во втулке.
Чертеж модели виита D — 0,97 дай
на фиг. 288 Крыло, с которым произ-
водились испытания винтов, тоже, что и
при испытании винтов ЦАГИ ЗСМВ-1,
ЗСМВ-З и ЗСМВ-4.
В плоскости симметрии крыла была
расположена гондола мотора водяного
охлаждения.
На фиг. 291 показана схема крыла
с мотогоидолой. Испытания модели кры-
ла производились в трубе Т-5 на вин-
товом приборе В-5 при углах установки
лопастей на радиусе г = 0,75 от 13 до
49° с интервалом в 3°. Скорость потока
изменялась от 0 до 45 м/сек, числа
оборотов —от 900 до 2200 об/мин., окруж-
пая скорость концов лопастей, следо-
вательно, изменялась от 46 до ПО м/сек.
На диаграмме фиг. 298 даны коэфи- Фиг- 294. Зависимость от «ьсерии
циенты тяги а. На диаграмме фиг. 299 трехлопастных винтов наги зсмв-3
даны кривые коэфициента мощности р
с пересекающими их кривыми одинако-
вых значений к. п. д. На диаграмме фиг. 300 дан график зависимости
коэфициента тяги от коэфициента мощности для режима работы иа месте.
Винты ЗСМВ-5.ЗСМВ-5 рассчитаны для Итак = 450—650 км/час
на высоте 4000—6000 м при ?V=800—1500 л. с. ив основном предна-
значаются для самолетов с моторами водяного охлаждения.
Модель трехлопастиого винта ЗСМВ-5 [2] была испытана с крылом и мо-
тором водяного охлаждения. Лопасти имеют профиль Кларк-Y (табл. 1).
Кривые изменения относительной ширины b — относительной толщи-
ны с~ и крутки ъ--------<pOf75 по РаДиУсу представлены иа фиг. 301 и 302
и в табл. 35.
Та б 1 и ц а 35
Геометрические характеристики лопасти винтов ЦАГИ СМВ-5
г — г /Г 0,25 0,35 0,45 0,55 065 0,75 0,85 0 90 0,95
b = b D~ 0,048 0 0598 0,0678 0,069 0 066 0 059 0 0482 0 0407 0,0315
С = с b 0,40 0.21 0,132 0,102 0,086 0 076 0,071 0 069 0068
С г °О,75 14,52° 14,49" 11,68° 7,12° 3,28° 0° — 2 86° — 4 14° — 5,38°
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
235
Фиг. 300. Зависимость от as серии
четырехлопастных винтов ЦАГИ
4СМВ-4 (1=0).
Фиг. 301. Геометрические характеристики
лопасти винтов ЦАГИ СМВ-5.
сгкъ
Фиг. 303. Распределение относительного
шага вдоль лопасти винтов ЦАГИ СМВ-5.
236
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
237
Кривые изменения относительного шага по радиусу для различных
углов установки лопастей, отсчитываемых между, плоскостью вращения
винта и плоской нижней стороной профиля (на радиусе г — 0,75), даны
на фиг. 303.
Лопасти винта сконструированы таким образом, что центры тяжести
сечений лежат на оси, вокруг которой происходит поворот лопасти во
втулке.
Диаметр испытывавшейся модели винта был равен 0,97 м (как это было
при испытании винтов ЦАГИ ЗСМВ-1, ЗСМВ-З и ЗСМВ-4).
Диаметр кока в плоскости вращения (плоскость разъема втулки)
dK ~ 0,148 м, следовательно, 0,1525. Чертеж модели винта дан
на фиг. 304.
Крыло, в присутствии которого производились испытания винтов, то
же, что и при испытании серии ЗСМВ-1, ЗСМВ-З и ЗСМВ-4.
Фиг. 305. Коэфициенты тяги серии трехлопастных винтов ЦАГИ ЗСМВ-5.
В плоскости симметрии крыла была расположена гондола мотора водя-
ного охлаждения. Испытания производились в трубе Т-5 на приборе В-5
при постоянном угле атаки крыла а = 2°, при углах установки лопастей
на радиусе г = 0,75 от 16 до 52° с интервалом в 4°.
Число оборотов изменялось от 1000 до 2000 Об/мин., окружная скорость
конца лопасти — от 50 до 100 м/сек, скорость потока в трубе — от 0 до
51 м/сек.
На фиг. 305 даны кривые коэфициеита тяги а, на фиг. 306 — кривые
мощности 8 в функции X для различных углов установки лопастей и пере-
секающие их кривые постоянных к. п. д. На фиг. 132 дан график зависи-
мости коэфициеита тяги а5 от коэфициеита мощности ₽ для режима работы
винта на месте (X = 0).
§ 63. АМЕРИКАНСКИЕ МЕТАЛЛИЧЕСКИЕ ВИНТЫ NACA
Винт 4412, Аэродинамические испытания винта 4412 со вставными
дуралюминовыми лопастями проводились в натуре в 20-футовой (D — 6,1 м)
трубе NACA и описаны в репорте NACA № 306 [78].
На фиг. 307 дан его чертеж, на фиг. 308 — график изменения ширины ;
и относительной толщины. Крутки лопасти по радиусу даны на фиг. 309. &
238 j
www.tokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 307. Чертеж лопасти винта NACA 4412.
Фиг. 308. Геометрические характеоистики лопасти
винтов NACA 4412-
230
График (фиг 310) дает изменения шага лопасти по радиусу для различ-
ных углов установки.
Профиль сечения лопасти—RAF-6 (табл. 1).
Диаметр винта был 2,74 м На фиг. 311 и 312 даны результаты испы-
таний при различных углах установки лопастей винта, стоявшего иа
самолете биплане VE-VII с мотором „Райт-Е“. Диаграмма фиг 312 дана
по коэфициеиту быстроходности.
Фиг 309 Коиеая крутки лопасти винтов
NACA 4412.
Взаимное влияние винта и самолета уже включено в характеристики
винта, поэтому при пользовании ими приходится вводить поправку только
на дополнительное влияние тех частей самолета, которых не было иа ма-
кете самолета при испытании виитов, или в случае различия в схемах
испытанного самолета и проектируемого.
Фиг ЗЮ Распределение относительного шага вдоль лопасти винтов
NACA 4412
Винт 4412 был испытан при значениях угла установки лопастей, не
превышающих 28° на радиусе 0,75 /?. Этот диапазон углов устаиовки был
достаточен для самолетов, строившихся несколько лет назад. Современные
самолеты быстроходнее и для них нужны винты с большим шагом
У винта 4412 при установке лопастей под очень большим углом полу
чается чрезмерно большой шаг на конце лопасти и малый шаг у корня
Распределение нагрузки у лопасти становится невыгодным и за счет этого
снижается кпд
240
www.vokb-Ia.snb.ru - Самолёт своими пткями?!
Кравец—157—16
241
Американские металлические винты 4412 были построены для мотора
300—400 л. с. Для современных мощвых моторов эти винты оказываются
слишком легкими, а их к. п. д. на высоких режимах — малы. Прочность
винта оказывается также недостаточной. Для современных мощных мото-
ров нужны винты с более широкими лопастями, а иногда с большим
числом лопастей.
В репорте NACA № 464 [64] приведены характеристики тягн н крутя-
щего момента двухлопастных металлических винтов 4412 с изменяемым
шагом на всем диапазоне X от V = 0 до V = со и на диапазоне углов уста-
Фиг. 312. Характеристики серии двухлопастных винтов NACA 4412
с бипланом VE-VII и мотором Раит-Е в зависимости от коэфициента
быстроходности.
новки лопасти (на 0,75 /?) от +22 до —23° с работающим винтом и от
0 до 90° с остановленным винтом.
Большая часть исследований посвящена испытаниям винта, монтирован-
ного впереди макета гондолы звездообразного мотора без крыльев и фю-
зеляжа. Другие испытания винтов с гондолой, монтированной в различ-
ных положениях по отношению к крылу моноплана, а также и биплана,
проведены в узком диапазоне углов установки и не столь исчерпывающи.
Испытания произведены в 20-футовой (6,1 м) трубе NACA.
Винт 4412 из алюминиевого сплава, применявшийся прн этих испыта-
ниях, имел диаметр D — 1,22 м.
Мотогондола, заключенная в капот NACA, имела диаметр 0,52 м.
Число оборотов винта изменялось от 0 до 3500 в минуту, а скорость
воздушного потока — от 0 до 161 км/час = 45 м/сек. Характеристики
винта ва этом диапазоне см. на фнг. 39, 40, 41.
www.vok6-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ПРИЛОЖЕНИЕ I
ОБОЗНАЧЕНИЯ ВИНТОВЫХ КОЭФИЦИЕНТОВ В РАЗНЫХ СТРАНАХ
Мирового стандарта винтовых коэфициентов нет. В СССР и во Франции принята так
называемая Эйфелева система коэфициентов, примененных в данной книге. Недавно в Со-
ветском союзе вводились, но не получили распространения, обозначения ЦАГИ, совпадаю-
щие с англо-американскими.
Коэфициенты, принятые в СССР, США, Англии и Франции, различаются только обо-
значениями; формулы же, применяемые в этих странах, однотипны.
В Германии и Италии принято другое строение формул, и коэфициенты имеют другую
величину. В Германии коэфициент тяги записывается в виде
S =________S______ S___________8 S
рС^2 pt/2 к£)2 р(л£)пс)2 л£>2 it* р п2£Н
2 ~2 4 ----2-------4~
следовательно,
и
а = ks —— = 3,87 к s
s 8
ks = = 0,258 а'
формула коэфициента мощности в Германии имеет вид:
N N N _ 8 N
pt/3 pU3 izD2 р(л£)пс)* к£)2^ рпч D5'
2 2 4 ----2-------Г
откуда
и
₽ = 12’176 к1
о
й'=-^76=°-082₽-
Коэфициент момента определяется выражением:
Alj ____ Afj _______ Afj ____________ 16 Ma
pU2 D ~~ $U2 nD3 “ p(it Dnc)r kD3 ” “й* pnc2D5 ’
2^ 2 2 8 ---2--------8~
следовательно,
тс3
z = 16 “1,9378 k“
и
ft</_ 1,9378 01516 X-
Итальянские коэфициенты kt, kpi км имеют ту же численную величину, что и немец-
кие ks, к[ и kd.
В табл. 36 приведены обозначения и названия винтовых величин, применяемых в раз-
личных странах.
243
tvs
Таблица 36
и обозначения величии, сходящих в формулы асродинамических коэфициентов виитов
СССР США и Англия Франция Германия
Тяга Р = а р л’с D4 Thrust Т = С? pn2D4 * Traction Т — г р паО4 Schraubenschub S p Ua F id
Мощность Г = 75N = р р л* D5 Power Р — Ср р л3£)в * Puissance Pm = % р п 3D5 Leistung N — ki p U* F
Момент М = х р н'с 0е Torque Q = Срр л3Э5 * Couple С « Cmpn2D5 1 oU* FD Drehmonient — -y kd
р Коэфицнент тягн а = —- Thrust coefficient Ст= —1™- * J (PZ?-/)4 Т Coefficient de traction t = ——- J />zPZ>4 Schubzahl Ц, = p U^F »
Коэфнциент мощности В == —— рп’ D5 р Power coefficient Ср « —* г р п30а p Coefficient de puissance у — —Лк- p n*D6 LeistungszanI ki — p-
м Коэфицнент момента X — —~ рпс 0“ 7омпе Memcient С</ = -~ь * Coefficient de couple C ~ [ fa_——--^a 2 8
Коэфицнент быстроходности c-v]/ и»,; Speed-Power coefficient У р Cs = VK Рл« Coefficient d’adaptation Oeschwindigkeitszahl c‘=v
Коэфицнент полезного действия а 1 Г'-Тх Efficiency = * Ср Пи Rcndenient J-7 Schraubenwirkungsgrad /] — ~ X
Относительная поступь винта '-VO Advance-diameter ratio of the pro- peller nD ; / * V Argument de similitude 7 = — V Fortschnttsgrad X =»
Число оборотов винта в секунду лс * В Англии до последнего времен Revolutions per second (RP ) n у и вместо Ср, Ср, Cq и писали j i Tour/seconde n Kt> и / Такое обозначение — Drehzah! je Sekunde n встречается еще в литературе.
ООО
woouimmwchoo
О О' О) Г0 ел
С о о О О О ООО
О' CD "cd О> Ъ> CD <1 'Uj <1
§
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?.
ПРИЛОЖЕНИЕ Illa
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ПРИЛОЖЕНИЕ Шб
ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ТАБЛИЦЫ ДЛЯ ПОДБОРА ВИНТОВ
ТАБЛИЦА ЗНАЧЕНИЙ л, Лс, л’, п’, w = и ш2
Табл ица 38
п лс t 3 *
Л, ш
в об/мин. в об/сек. с с
1000 16,67 277,8 4630 104,7 10 962,09
1020 17,00 289,0 4 913 106,8 11406,24
1 040 17,33 300,4 5 208 108,9 11859,21
1060 17,67 312,1 5514 111,0 12 321,00
1080 18,00 324,0 5832 113,1 12 791,61
1 100 18,33 336,1 6162 115,2 13 271,04
1 150 19,17 367,4 7 041 120,4 14 496,16
1 200 20,00 400,0 8000 125 7 15 800,49
1 250 20,83 433,7 9 042 130,9 17 134,84
1 300 21,67 469,4 10 171 136.1 18 596,00
1 350 22,50 506,2 11391 141,4 19 993,96
1 400 23,33 544,4 12 704 146,6 21 491,56 '*
1450 24,17 584,0 14 114 151 8 23 043,24
1500 25,00 625,0 15 625 157.1 24 680,41
1550 25,83 667,4 17240 162,3 26 341,29
1600 26,67 711,1 18 963 167,6 28089,76
1650 27,50 756,2 20800 172,8 29 859,84
1 700 28,33 802,8 22 750 178,0 31 684.00
1750 29,17 850.7 24 810 183,3 33598,89
1 800 30,00 900,0 27 000 188,5 35 532,25
1850 30,83 950,7 29 310 193.7 37 519,69
1900 31,67 1002,4 31750 199.0 39 601,00
1 950 32.50 1056,2 34 330 204,2 41697,64
2 000 33,33 1 111,1 37040 209,4 43 848,36
2 100 35,00 1225,0 42 880 219,9 48 356,01
2 200 36,67 1 344.4 49 300 238,4 53 084,16
2 300 38,33 1 469,4 56330 240,9 58 032,81
2 400 40,00 1600,0 64000 251,3 63 151,69
2 500 41,67 1 736,1 72 340 261,8 68 539,24
2 600 43,33 1 877,8 81 370 272,3 74 147,29
2 700 45,00 2 025 91 120 282,7 79 919,29 |
2 800 46,67 2 178 101630 293.2 85 966,24 ]
2 900 48,33 2 336 112910 303,7 92 233,69 |
3 000 50,00 2 500 125 000 314,2 98 721,64 }
3 200 53,33 2 844 151 700 335,1 112 292,01 1
3400 56.67 3211 181 960 356,0 126 736,00 *
3600 60,00 3600 I 216 000 377.0 142 129,00
3800 63,33 4011 254 000 397,9 158 324,41
4 000 66,67 4 444 । 296 300 418,9 175 477.21 ,
245
nD2
ТАБЛИЦА ЗНАЧЕНИЙ Р, Р2, /?, Я2, Р* и Р6
Таблица 39
D D2 R R2 кР2 4 D4 Ds
1,00 1.0000 0,500 0,250000 0,7854 1,000 1,000
1,05 1,1025 0,525 0,275625 0,8663 1,216 1,276
1,10 1,2100 0,550 0,302500 0,9503 1,464 1,610
1,15 1,3225 0,575 0,330625 1,039 1,749 2,012
1,20 1,4400 0.600 0,360000 1,131 2,074 2,488
1,25 1,5625 0,625 0 390625 1.228 2,442 3,052
130 1,6900 0,650 0,422500 1,327 2,856 3,713
1,35 1,8225 0,675 0,455625 1,432 3,322 Ц J 4,484
' 1,40 1,9600 0,700 0,490000 1,539 ? 3,986 ^£378
1,45 2,1025 0,725 0.525625 1,652 4,421 6,410
1,50 2,2500 0,750 0,562500 1,767 5 062 7,594
1,55 2,4025 0,775 0,600625 1,887 5 772 8,946
1,60 2 5600 0,800 0,640000 2,011 6,553 10,49
1,65 2,7225 0,825 0,680625 2,139 7,412 12,23
1,70 2,8900 0,850 0,722500 2,270 8.352 14,20
1.75 3,0625 0,875 0,765625 2,406 9,379 16,41
1,80 3,2400 0,900 0,810000 2,545 10,49 18,89
1,85 3,4225 0,925 0,855625 2,688 11,71 21,67
1,90 3,6100 0,950 0,902500 2835 13.03 24,67
1,95 3,8025 0,975 0,950625 2,987 14.46 28,19
2,00 4,0000 1,000 1,000000 3,142 16,00 32,00
2,05 4.2025 1.025 1,050625 3,301 17,66 36,20
2,10 4,4100 1.050 1,102500 3,464 19,45 40,84
2,15 4,6225 1.075 1,155625 3,631 1 21,37 45,94
2,20 4,8400 1.100 1,210000 3,801 23,43 51,53
2,25 5,0625 1.125 1,265625 3,976 25,63 57,67
2,30 5,2900 1.150 1,322500 4,155 27,99 64,38
2,35 5.5225 1.175 1,380625 4,338 30,50 71,67
2,40 5,7600 1,200 1 440000 4,524 33,18 79,63
2,45 ’ 6,0025 1,225 1,500625 4,715 36,03 88,28
2,50 6,2500 1,250 1.562500 4,909 39,06 97,66
2,55 6,5025 1,275 1.625625 5,107 42 28 107,8
2,60 6.7600 1.300 1.690000 5,309 45,69 118,8
2,65 7,0225 1.325 1,755625 5,516 49,32 130.7
247
p)
01
WCOCOWWWOOWjjOWWWWWWWWWWWtOtOtOtOtOtO
& s a g a "a 'a g a s & s 8 g "a a *5 s 'a g a 8 a g "a g
Ux
СП
to
о
to
ox
Ю H-
“to “(O
UX ©
wtototojototojototototototototojoto^
-.... 4. ... -... . _ -- -s
QX ©
tO —
CJX
oo
O) O)
01 QI 01 СЛ 4^
* _ *4 Vi ** **
NS
*< V»
w to
W wW Ы
© “oo ’-J
W w MW W
О) Ox 7*. W
W
4»
W
to
ъ
M
N5
N5
bo N> N5 N5 Г5 N> bo
Xft Ч ** .. ** *4
N5
to
to
Ox
го
OX
to О to
ci О ox
to Ф
Ox ©
OX Ф ox
Qx
to
to to to to to
00 a 4* to «-
* * . ** V»
СЛОХСП4*(л>СОСО№ГОГО*-— _**
oi © “to ox p5 ox io go ux to © a co
>u ©
N>
W
to
to to
Ux w
Ф oi
ox A W to M
O ~ W ox JX>
О tn
Ф
© go -о -о a
8 § 8 Й .8
to © “w Cl 4*
IO
©
2 Й 8
*W O) QX
ox oi
W ox
OX
4»
CO
01
I 4 3 •0 ' 0 13 0 H bi 0 fat • co ©
D2 7? 1 J
Z<$
tD* 4
2
b V
ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ ВИШ
ПРИЛОЖЕНИЕ IV a
Таблица 40
Фирма и марка винта Материал лопастей Число лопа- стей i Принцип действия Мощ- ность мотора N в л. с. Число оборотов виита в минуту л Диаметр винта D в м Диапазон углов устано- вок в граду- сах Вес винта в кг N в кг/л. с. N D* в л. с./м3
Гамильтон'Стаидарт Дуралюмип 2 Гидравлическ. 725 2 000 3,2 1— 98,75 0,135 70,0
>> »> if 3 о 725 2 000 3,0 — 106,5 0,147 80,5
if 3 ft 860 1600 III 155 0,180 «мм-
’> ft if 3 ft 630 i 3,0 — 140 0,22 70,0
ft ft ......... if 3 ft 630 1300 3,35 — 160 0,255 555
Типа Гамильтон-Стандарт 2 if 3 »> 860 1 600 3,25 10 138 0,160 81,5
>> л ft 3 if 3 >> 860 1 600 3,25 —» 139 0,162 81,5
ft ft ft 4А if 3 >> 950 1200 4,1 9 205 0,215 60
>> >> >> 5 . . . . .... if 3 ft 700 1 950 3,0 10 146 0,209 78
ft ft о 6А » if 2 >> 750 2 100 2,8 10 91 0,122 95
ft ft ft 2ПА . if 3 >> 900 1 550 3,4 10 150 0,167 77,5
Гамильтон-Ст а и дар г «Гндроматик»> . ... if 3 ft 1500 *» II 4,57 35 208 0,139 71,5
ft >> » ..... if 3 >> 1 500 — 1 1 4,57 35 222 0,148 71,5
» ft »> f> 3 » 1 200 " I* 3,96 35 179 0,149 77
ft ft if ..... if 3 ft 2 500 5,18 35 315 0,126 92,5
Де-Хэвилэвд (по лицензии фирмы Гамильтон) if 2 >> 250 — 1^ 2,286 9 или 14 31,7 0,127 48
ft ft >> а ft if 2 if 375 — 2,743 14 49,9 0,134 50
ft ft ft ft ft if 3 if 550 2,896 15 79,4 0,144 65,5
ft ?> J> » » » 2 if 550 3,227 15 81,6 0,148 53
if ft ft if if » 3 if 850 —и 3,277 10 или 20 120,6 0,142 82
if if if ft if if 3 if 1000 3,962 10 или 20 163,3 0,163 63,5
ft if if if if if 3 if 1 700 4.4,20 20 238,1 0,140 87,0
Кертисс C4315-D . if 3 Электрический 900 1 790 /3,0 ММ" 100
» C532-D if 3 ft 1 000 1515 i 3,3 _ — 91,0
ft C535-D if 3 »> 1 000 1700 3,45 ММ* 83,5
« C431&-S Сталь 3 » 900 1800 2,9 — 1^* 107
» C5515-S if 3 » 950 1700 3,45 1^* 79
Pai ье . » 3 » 650 1535 3,2 — 157 0,242 63,5
it . , ft 3 Механический 860 1600 3,1 Ill"" 168 0,196 90
Смит . , ft 2 » 650 2200 2,895 ММ" 69,7 0,107 77,5
• • t * ••»»• •••*!•»» ft 2 »> 700 1 950 3,35 ММ" 83 0,119 62,0
»> ft 3 »> 725 1 950 2,895 ММ" 108,5 0,15 86,0
Оригинал N ft 2 >> 710 2100 2,9 97 0,137 85,0
ft 2 Гидравлическ. 860 1 950 3,2 —• 89,75 0,104 83,0
www.vojdb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ПРИЛОЖЕНИЕ IV6
ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ ВФШ К РАЗЛИЧНЫМ МОТОРАМ
Таблица 41
Мотор Мощность мотора N Б Л. С. Число оборотов винта п в об/мин. Вес винта — Go о в кг Число лопастей i Диаметр винта D в м
деревянного без втулки металличе- ского со втулкой
М-11 100 1800 16 — 2 2,4
Райт 230 1900 20 38,6 2 ——
М-26 300 1 900 19 — 2 2,8
Юпитер-Vll 380/520 1800 26 53 2 ' -
М-22 - - 480/580 2 000 — 47 2 285
М-22 - 480/580 2 000 24,5 51,8 2 —
м-п 500/730 1450 30 — 2 —
М-П 500/730 1450 45 — 4 —
Хорнет АВ 525 1900 26 53,5 2 —
» В 575 1900 — 57 2 ——
Кертисс-* Конкверор» 600 2 500 — 43,5 2 —
Райт-«Циклон>> F-3 . . 700 1950 — 61 2 2.9
» » F-3 700 1 950 *— 70 2 30
>> »> F-54 . . 690 2100 -— 55 2 2,8
о >> F-54 . . 690 2100 *— 50 2 3
>> >> F-54 . . 690 2100 —— 41 2 3*
» » F-3 . . 700 2 000 78 , 2 2,9
Испано-12 835 1600 —— 82 3 325
» 12 835 1600 ——‘ 80 2 3,4
М 34Н 845 1850 — 82 2 3,1
М-34Р . 912 1600 -— 140 3 4Д
>> 912 1350 -— 100 2 3,7
»> 912 1400 * 125. 2 4,5
М-34РН 1000 1300 — 131 2 4,4
* Из магниевых сплавов.
ПРИЛОЖЕНИЕ V
РАСЧЕТНЫЕ ДАННЫЕ МАТЕРИАЛОВ ДЛЯ ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ
{по стандарту № 40СР Главного управления Наркомата авиационной промышленности СССР)
Таблица 42
Материал л । Марка Удель- ный вес 1 в кг/см3 Временное сопротивл. в кг/см3 Модуль упругости
растя- жение СГ раст сжатие ссж изгиб °изг срез тср и кру- чение ткр
Е 1 G
В и :г/см2
Дуралюмин ...... Д1 и ДЗ 2 85-10“3 3 800 3 800 3800 2100 7- IO» 2,73-105
Супердуратюмин .... Алюминий (нагартован- Д4 и Дб 2 85 10~3 4 200 4200 4 200 2 300 7 105 2,73-105
ный) . . . „ . А2 2.73 -10-3 1200 1200 1200 750 6,5-105 ...
Электрон ... МАЗ 1,8 -10“3 3000 3000 3 000 1800 4,3-105
Сталь углеродистая . . С20 — 4000 4 000 4 000 3000 —- —
’> » С35 - < 5 200 5200 5200 3 900 —
»> >> С45 7.85-10“^ 7 000 7000 7 000 4 900 2 1-10® 8-10s
С50 — 6 300 6300 6300 4 400 __ ——
’> » Сталь хромоникелевая С85 — 8000 8000 8000 5600 —
нержавеющая .... Хромом о пибден и хро- мансиль N3 СЗОХМА 7.85 Ю“3 12 000 9 000 12000 9000 12 000 9000 8400 5 800 2-10е 8-105
и СЗОХГСА 7,85-10“3 11000 14 000 11000 14000 11000 14 000 7100 9100 2.10s 8-105
Дерево ... ..... Дрс (сосна) ДРЯ 1 (ясень) 0,52-10~3 0,7-10~3 700 700 350 400 680 840 80 120 1,1-10» 1,2- 10»
250
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ПРИЛОЖЕНИЕ VI
СССР СТАНДАРТ ГЛАВНОГО УПРАВЛЕНИЯ 64АТ
Народный Комиссариат Оборонной Промышленности ФОРМА ЧЕРТЕЖА ДЕРЕВЯННОГО ВИНТА
2-е издание
ОБЩЕЕ ПОЛОЖЕНИЕ
1. Винт вычерчивается в натуральную величину, причем вычерчивается одна
правая лопасть в двух проекциях во всем согласно чертежам на стр. 252 и 253.
2. Профили сеченнй для винтов с диаметром D больше 3,5 м даются на отно-
сительных радиусах равных 0,15; 0,25; 035; 0,45; 0,55, 0,65; 0,75; 0,85; 0,95; для
винтов с диаметром DC 3,5 м профили сечеиий даются на относительных радиусах
равных 0,15;'0.30; 0,45: 0,60; 0,75; 0 90
3. За оси сечения лопасти винта принимают ось чертежа винта в плане, про-
ходящую через ось вращения винта, от которой откладываются размеры и Z2.
В боковой проекции от оси винта откладываются размеры ht н Л2; ось чертежа
винта в боковой проекции может ие проходить через середину высоты ступицы.
4. Длина хорды каждого сечения—b и положение ее—угол берутся из рас-
чета винта.
5. Толщина сечения с и ординаты профиля Ув и Ун берутся перпендикулярно
хорде Ь.
Абсциссы X считаются от носовой части профиля к хвостовой.
б. Расстояния и d2 от оси чертежа винта в боковой проекции до точек пере-
сечения хорды b с касательными к передней и задней кромкам, параллельным
оси ступицы вннта, служат для контроля чертежа.
7. Хорда b н все размеры, связанные с ней, на рабочем чертеже винта не простав-
ляются, а указываются в таблице, помещаемой на рабочем чертеже.
8. Линия разъема шаблона данного сечения определяется точками М н И.
Точка М—пересечение двух касательных LM и MQ, проектирующих заднюю
кромку; N—точка касания сечения с линией A7V (см стр- 254).
9. Вид иа боковую проекцию определяется по стрелке А, а вид на сечения—по
стрелке В (см. стр. 252 и 253).
10. По требованию цехов может быть дана разбивка чертежа иа доску.
11. Форма оковки иа чертеже дается пунктиром
СТ 329-Б Утвержден 9/1X 1937 г. Срок введения 9/LX 1937 г.
251
Штамп
Мес/ло для таблицы, основных
размеров сечения лопасти
(см стр 255)
й2«диаметру втулки+2 мм
В рубрике особенности отделки
писать оковать, оклеить.
Ось чертежа виита в плане прохо-
дит через ось вращения винта н через
середину проекции сечения, отстоя-
щего па радиусе г=0,75/?, где /х=*/а
Форма и содержание штампа
На ступице выбивается Завод №.. . Винт №. . . Диаметр винта D= Шаг винта Н— К мотору . . К самолету .... Констр. Чертил Проверил Принял Масштаб 1 1 Материал Завод № Особен отделки
Винт правый £)= м к мотору № чертежа № копии
Штамп
</2г=диаметр< втулки 4-2 им
В руб| ике особенности отделки
писать оковать, оклеить
Ось чертежа винта в плане прохо
дит через ось вращения винта и через
середину проекции сечения, отстоя-
щего иа радиусе г=0,75 /?, где 1х=1г
Место для таблицы основных
размеров сечения лопасти
(см стр 255)
Hd ступице выбивается Завод № Винт № Диаметр винта D— Шаг винта К мотору Констр Чертил — Масштаб 1 1 Завод №
Проверил Материал Особен отделки
Принял
Винт левый № чертежа № копии
К самолету ......................... &
СП
л»
>
е
о
Т5
i
65
Размерь в кружочках на рабочих чертежах не ставятся, LM и KN перпендикулярны, a MQ параллельна LK
МР—1 I
ОСНОВНЫЕ РАЗМЕРЫ СЕЧЕНИЙ ЛОПАСТИ
№№ Течений Лопа- сти 1 2 3 4 5 б 7 8 9 1 мм мм мм мм мм мм ММ мм ММ PJ^P|o 1 Л№ дин X ь J „ £ । я| х к и1 к ! с X .1 J ж . Ж 1- Ч >< х х X х х X ‘х > X х х X х {х Ч х х X х ,х X 1 о fill 1 1 1 2 0,10 3 0,20 । 4 0,30 5 0,40 6 0,50 7 0,60 8 0,70 ’ 9 0,80 10 0,90 11 0,95 Длина хорды сечения b мм Длина ли- ж иии разъ- ема шаб- лонов К мм Толщина сечения профиля с мм — — —— — —— 1 I Радиус но- сов части проф гн мм Радиус хв части проф Гх мм. Положение центра тяже- сти профиля ММ Vе —- --- ' Геом шаг 1 сечения 1 лопасти | Я и
Хс мм Уе мм
" “ 11 и ’ —.—— * — - — — - — — — — |. —1 - 1
Ini И — 1 - ——— в— л.—- —— — — ———— '... I-— — — — ~
—~— 1 I 1 — — » 1 — —« - 1 ———- - । - — -
1 — —— — — 1 —1 —
х' х >< хх = 1» Я » — - — 1 — I— ™
ю
ЛИТЕРАТУРА
1. Батурина Т. А., Влияние формы капота и размеров кока винта на его
к. п. д., Труды ЦАГИ, № 392, 1939.
2. Батурина Т. А., Характеристики винтовЦАГИ ЗСМВ-5, Труды ЦАГИ, № 426,
1939.
3. Ветчинкин В- П. и Поляков И. Н., Теория и расчет воздушного греб-
ного винта (Аэродинамика), Труды ЦАГИ, № 366, 1939.
4- В е д р о в В. С. и О с т о с л а в с к и й И. В., Расчет обдувки монопланных
крыльев с винтами перед крылом, Труды ЦАГИ, № 232, 1936-
5. Вишняков А. В-, Расчет на прочность, на вибрацию и определение крутящего
момента от центробежных сил серии металлических винтов, «Техника воздушного флота»,
№ 4, 1937.
6. Вышинская О. И., Характеристики 4-лопастных металлических винтовЦАГИ
типа 4СМВ-4, Характеристики винтов ЦАГИ типа 2СМВ-2, Техзаметки ЦАГИ, № 193, 1939.
7. Горощенко Б- Т., Внешние характеристики высотных авиамоторов в усло-
виях полета, Техзаметки ЦАГИ, № 121, 1936.
8. Горощенко Б. Т., Остославский И. В. и Пышнов В. С., О пре-
имуществах, даваемых винтом изменяемого в полете шага, «Техника воздушного флота», № 1
1938-
9. Г о р с к и й В. П. и С а т о в В. А., Определение наивыгоднейшего капотирова-
ния втулок винта, Техзаметки ЦАГИ, № 116, 1936.
10. Даниловская Л- И., Об отрицательной тяге винта, «Техника воздушного
флота», № 8, 1937.
И. Дмитриевский В. И., Нагнетатели и наддув авиационных двигателей, ОНТИ,
1935.
12. Е г о р о в Б- Н. и Т а й ц М. А., Приведение результатов полетных испытаний
самолетов с высотным мотором к стандартным атмосферным условиям, «Техника воздушного
флота», № 6, 1936-
13- Егоров Б. Н , Роль винта изменяемого шага в дальних полетах, «Техника воз-
душного флота», № 6, 1938.
14. Е гопов Б. Н., Подбоп металлических винтов, «Техника воздушного флота»
№ 3. 1933.
15. Жовинский Н- Е., Номограммы учета потерь на концах лопастей винта,
Труды ВВА № 48, 1939.
16. Заики н А. Е., М ел ьку мои Т. М. и Д о б р ы н и н А. А., Авиационные
моторы, книга 1, Воениздат, 1937.
17. Козлов С. Г., Воздушные гпебные винты, в сборнике «Самолетостроение», т. II,
ГНТИ, 1931.
18. Козлов С. Г., Построение характеристики винтомоторной группы, «Техника
воздушного флота», № 9, 1929.
19. Кузьмин Г. И-, Пересчет характеристики винта на другое перекрытие, «Техника
воздушного флота», № 12, 1928.
20. Кузьмин Г. И., Характеристики металлических винтов, рукописное издание
ВВА, 1934.
21. 22. 23- 24. Кузьмин Г. И., Винты регулируемого шага, издание ВВА, 1934. Кузьмин Г. И-, Воздушные винты, Воениздат, 1937. Кузьмин Г. И-, Серия винтов СДВ-2, Труды ЦАГИ, № 177, ГТТИ, 1934. К у з ь м и н Г. И. и ХалезовД. В., Диаграммы для проектирования воз-
душных винтов с профилями ВС-2, Госавиаиздат, Труды ЦАГИ, № 137, 1934.
25. Кравец А. С., Подбор винта к самолету и характеристики воздушных винтов,
издание ВВА, 1938.
26. Кравец А. С., Построение характеристики винтомоторной группы для высотных
моторов с винтом фиксированного шага, «Техника воздушного Флота», № 5, 1938.
27. Майкапар Г. И., Проолемы применения и проектирования винтов изменяемого
шага, Труды НИИ ГВФ (рукопись).
28. Никифоров Н. Г., Расчет на прочность целон серии воздушных винтов, «Тех-
ника воздушного флота», № 1, 1934.
29- Остославский И. В., Роль вннта в проблеме повышения скорости самолета,
«Техника воздушного флота», № 7, 1936, Труды ЦАГИ, № 291, 1936.
256
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
30. Остославский И. В. и Колосов Е. И., Роль высотности мотора в про-
блеме повышения скорости и дальности полета, Труды ЦАГИ, № 355, 1938.
31. Остославский И- В. и ХалезовД В., Взаимное влияние винта и
самолета, Труды ЦАГИ № 213, 1935.
32. Остославский И. В. и X а л е з о в Д. В., Характеристики винтовых
профилей типа Кларк-Y, Техзаметки ЦАГИ, № 154, 1937. '
33. Остославский И. В и X а л е з о в Д. В., Характеристики 3-лопастных
винтов ЦАГИ ЗСМВ-1 и ЗСМВ-2, Труды ЦАГИ, № 300, 1936.
34. Остославский И- В., X а л е з о в Д. В. и МинухинБ. Л., Харак-
теристики 2-лопастных и 4-лопастных металлических винтов в ЦАГИ 2СМВ-1 и 4СМВ-1,
Техзаметки ЦАГИ, № 85, 1935.
35. О с т о с л а в с к и й И. В. и Т и т о в В. М., Аэродинамический расчет само-
летов, ОНТИ, 1938.
36. П о л и к о в с к и й В. И., Определение оптимальной скорости выхода выхлопных
газов для скоростного самолета, Труды ЦАГИ, № 430, 1939.
37. П о л и к о в с к и й В. И , Ф р о л о в Ф. С., Королев П. П., Высотные
характеристики авиационных моторов в условиях полета, Труды ЦАГИ, № 347, 1938.
38. Пульхров Г. Н., Учет скоростного напора в аэродинамическом расчете само-
лета, «Техника воздушного флота», № 2, 1938.
39. П ы ш н о в В. С., Особенности взлета скоростных самолетов, Труды ВВА № 17,
издание ВВА, 1936.
40. П ы ш н о в В. С., Аэродинамика самолета, ч. I, III издание, Оборонгиз, 1939.
41. П ы ш нов В. С., Аэродинамика самолета, ч. III, ОИТИ, 1939.
42. Справочник авиаконструктора, т. I, Аэродинамика самолета, раз-
дел «Воздушные винты», издание ЦАГИ, 1937.
43- Труды I Всесоюзной конференции по воздушным и водяным винтам, декабрь 1934,
издание ЦАГИ, 1935.
44. Хал е з о в Д. В., К вопросу о соосных винтах, Труды ЦАГИ, № 386, 1939-
45. ХалезовД. В. и Вышинская О. И, Характеристики винтов ЦАГИ
типа ЗСМВ-З, издание ЦАГИ, вып. № 1, 1937.
46. X а л е з о в Д. В. и Даниловская Л. И., Характеристики трехлопастных
металлических винтов ЦАГИ типа ЗСМВ-4, издание ЦАГИ, вып- № 5, 1937.
47. Фадеев Н. Н., Аналитический метод аэродинамического расчета самолета с вин-
том изменяемого шага, Труды ЦАГИ, № 410, 1939.
48. Юрьев Б. Н-, Воздушные винты, Госмашметизтат, 1933.
49. В a u m h a u е г A. G., Selecting an airscrew. A simple method utilising the Flight
Coefficient Cv. «Aircraft engineering», 1939, Jan. v. XI, № 119.
50. Bier mann D. and Hartman E. P., The effect of compressibility on eight
full-scale propellers operating in the take of and climbing range, NACA Report, № 639, 1938.
51. Bi er mann D. and Hart man E. P., Tests of five full-scale propellers in
the presence of a radial and a liquid-coiled engine nacell, including tests of two spinners, NACA
Report, № 642, 1938.
52- Bi er ma n n D. and Hartman E. P., Tests of two full-scale propellers with
different pitsch distribution, at blade angles up to 60°. NACA Repjrt, № 658, 1939.
53- В i er ma n n D. and Hartman E. P., The aerodynamic characteristics of six
full-scale propellers having different airfoil sections, NACA Report, № 650, 1939.
54- ВI у t h I. D., Airscrew diameters and gear ratios, «Flight», 1939, Aug. 31,
v. XXXVI, № 1601.
55. В о c k G. and Nicodemus R_, Die Aussichten des Luftschraubenantriebes fur
hohe Fluggeschwindigkeiten, «Luftfahrtforschung» 1938, Juli 6, v. XV, № 7.
56. С a 1 d w e 1 1 F. W., Martin E. and R h i n e s T-, The constant speed pro-
peller, Part. I, Its performance, «SAE», 1937, Jan-, v. XL, № 1.
57. D i e I W. S., Engineering Aerodynamics, Chapter 10, Engine and Propellers Conside-
rations; The Ronald Press Company, N. Y. 1936.
58. D i e I W. S-, Static Thrust of Airplane Propellers, NACA Rep. № 447, 1937.
59. D 6 p p, Luftschraubenberechnungen nach dem Verfahren der Gleichwertigen Trag-
flugel Polare, Luftfahrtforschung 1936, v. XIII, № 2, стр. 48—56.
60. F a g e A., Lock, Howard and Bat e m a n, Experiments with a family
of airscrews including the effect of tractor and pusher bodies. Part. I ARC, R & M., № 829, 1922*
161. F ag e A. and others, Experiments on airscrews with tractor and pusher bodies.
Part. II ARC R & M. 830, 1922-
62. Handbook of Aeronautics., Design Date and Formular Aircraft and Airscrews, Volume 3,
Pitman, London, 1938-
63. Hartman E. P., Working Charts for the Determination of Propeller Thrust at
Various Air Speeds, NACA Rep. № 481, 1934. . ...
64. Hartman Edwin P-, Negative Thrust and Torque Characteristics of an Adjus-
table-Pisch Metal Propeller, NACA Report, № 464, 1933. .
65. H a r t m a n E. P. and Bi er mann D., The aerodynamic characteristics of
four full-scale propellers having different plane forms, NACA Report, № 643, 1938.
66. Hartman E P. and Bier mann D-, The aerodynamic characteristics of
full-scale propellers having 2, 3 and 4 blades of Clark and RAF airfoil sections, NACA Report,
№ 640, 1938. , ,
67. Hartman E. P- and В i er mann D-, The negative Thrust and torque of several
full-scale propellers and their applications to various flight problems, NACA Report, № 641, 1938.
Кравец—157—17 257
Л
»
68. Kramer К- N-> induzierte Wirkungsgrade von Best-Luftschrauben endlicher Blatt-
zahl, В сборнике«Jahrbuch 1938 der deutschen Luf tfahrtforschung» и «Luf tfahrtforschung» 1938,
v. XV, № 7, 1938-
69 Lazz ar i no L-, Studio sulle cliche per aeropl ani v eloci <*Aerotecmca» 1939, v. XIX,
№ 7.
70. Lock C- N H. and Bate ma n H-, Interference between bodies and airscrews,
ARC, R & M № 1522, 1932.
71. Lock C. N. H., Bateman H. and Nixon H L-, Wind tunnel tests of high
pitch airscrews, ARC, R &, M. № 1673, 1934.
72. Lock C. N. H. and Bateman H , Wind tunnel tests of high pitch airscrews,
Part П. Variations of blade width and blade sections, ARC, R & M, № 1729, 1936,
73. LockC. N H., Bateman H. and Nixon H. L., Wind tunnel tests and
charts of airscrews at negative thrust. ARC, R & M, № 1814, 1937.
74. Milner H. L., Factors controlling Airscrew Design. A Resume of Airscrew Characte-
ristics for the Aeroplan Designer, Aircraft Engineering, 1939. March № 3
75. Per ring W. G. A., Recent airscrew research. An account of experimental work
carried out in the RAE 24-ft wind tunnel, Aircraft Engineering, 1939, Fehr. v. XI, 120
76. Theodorsen T., Sticle G. and Brewort M. J., Characteristics of six propellers
including the high speed range NACA Report № 594, 1937
77. Thomas F. M., С a 1 d w e 1 I F. W., R h i n e s T. B-, Aerodynamics of the
airscrew, < RAS», 1938, Jan v. XL11 № 325, см. также «Aircraft Engineering»), 1938, Apr. v. X,
№ HO.
78. W ei c k F. E-, Fullscale wind-tunnel tests of a series of Metall propellers on a VE-7
Airplane, NACA Report, № 306, 1928.
79. W e i c k F- E., Working Charts for the Selection of Aluminium Alloy Propellers of
a Standart Form to operate with various Aircraft Engines and Bodies, NACA Report, 350,
1930.
80. Weick F. E., Aircraft propeller design. N Y. Me Craw-Hill Book Co, 1930.
81. W о о d D. H., Full Scale Tests of Metal Propellers at High Tip-Speed, NACA Report,
№ 375, 1931. •
82. Willis J. G., Estimating thrust horse power, «Aircraft Engineering», 1938, July
v. X, № 113.
83. Windier E-, Tests of Wing Nacelle-propeller combination at several pitch settings
up to 42 , NACA Report, № 564, 1936
84. Wei nig F-, Luf tschrauben fur schnell c Flugzeuge, «Luf tfahrtforschung», 1937,
Apr. 20. v. Xiy, № 4—5.
85 Weinig Fritz, Aerodynamic der Luf tschraube. Verlag von Julius Springer, Ber-
lin, 1940
86- Dierksen, Systematische Wmdkanalmessungen an einer Model 1-Luf tschraube ns eric
сборнике Jahrbuch 1938 der deutschen «Luftfahrtforschung».
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ
Абсолютный максимум к. п. д. 39, 40, 97
Автоматические винты 10, 67, 68
Американские металлические винты NACA
(с фюзеляжем) характеристики 177
Английские винты изолированные харак-
теристики 151
Атмосфера стандартная международная
(табл.) 246
Аэродинамические характеристики виитов
22 и сл
Быстроходность, коэфицнент 34
-----комбинированная диаграмма 34,112
Бэрстоу число 75, 76, 78
Бейка способ определения поправочного
коэфициеита 78 и с л.
Вейнига способ определения поправочного
коэфициеита 83
Вес винтов 71 и сл.
Винт, влияние на крыло 92 и сл.
-----на самолет 90 и сл.
— идеальный 68
— подбор к самолету 95 и сл.
Винтовой прибор 25
Винтомоторная группа, построение харак-
теристик 135 и сл.
-----с ВИШ, построение характеристики
без учета скоростного наддува
144 и сл.
-----с ВИШ, построение характеристики
с учетом скоростного наддува 147
-----с ВФШ, построение характери-
стики аналитическим способом
141 и сл,
— — с ВФШ, построение характеристики
без учета скоростного наддува
135 и сл.
-----с ВФШ, построение характери-
стики графическим способом 136 и сл.
— с ВФШ, построение характеристики
по способу Козлова 138
с ВФШ, построение характери-
стики с учетом скоростного над-
дува 146
— — с ВФШ, построение характери-
стики способом кубических пара-
бол 136, 137
Вииты автоматические 10, 67, 68
— двухшаговые 10
— деревянные 70
— дуралюминовые 71
— из магниевых сплавов 71
— изменяемого шага 10, 65 и сл.
— — — конструктивные характери-
стики 67 и сл.
— классификация 9
— .металлические 70 и сл.
— микарТовые 70
— принудительного управления 10
. — соосные 69
— стальные 71
— тандем 69
— толкающие 9
— тянущие 9
— фиксированного шага 9, 10, 65_и сл.
-------весовые данные к различным
моторам (табл.) 251
-------конструктивные характери-
стики 65
Влияние взаимное винта и самолета 85 и сл.
Внешняя характеристика мотора 121
-------построение 122
Втулка винта 9
----- вес 71
------ капотирование 74
Высотная характеристика мотора 121
---------невысотного, построение 123,
124
-----— с нагнетателем, пересчет на дру-
гое число оборотов 127
-------с нагнетателем, построение 125
Выхлопные газы и прирашение мощности 134
Вычерчивание винтов 21, 22, 252 и сл.
Газы выхлопные см. выхлопные газы
Геометрические характеристики винтов 9 и сл.
Геометрический шаг 12
График Тейлора 40 и сл.
Двухлопастные винты, их к. п. д 103, 104
Двухшаговые винты 10, 67
Деревянные винты 70
-----английские, изолированные,
характеристики 151 и сЛ-
— — вес 72
-----форма чертежа (стандарт) 252 и сл,
-----ЦАГИ, изолированные, характе-
ристики 148 и сл.
Диаграммы комбинированные, пользование
при выборе ВИШ, 34, 112
— тогарифмические, характеристики вин-
тов 37
•— нормальные, характеристики винтов
26 и сл.
Диаметр винта 10
-----влияние на к п. д. 113
-----аналитический метод подбора по
максимальному к п. д. 117 и сл.
ограничения при подборе 101 и с л.
----подбор 100 и сл.
-------по графикам 107
------- приближенный аналитический
106
-----формула подсчета 106 и сл
259
Динамический шаг 13
----относительный 13
Дуралюминовые винты 71
Закрутка лопасти винта П
Звук, скорость 76, 77
Идеальный винт 68
— к п. д. винта 23
Изолированные винты, характеристики
148 и сл.
Индуктивный к. п д. винта 23
Испытание винтов 25 с л.
----проведение и 25
----схема установки 151
Капотирование втулки винта 74
Классификация винтов 9
Конструктивные характеристики винтов 65
Коэфицнент быстроходности 34
----- номограмма для определения его
36, 37
— влияния самолета на винт 87
— крутящего момента 22
-------по оборотам 56
— мощности 22
— поправочный на число Бэрстоу 78 и сл.
— совершенства винта 97
— тяги 22, 30
— ув1ечения скорости 86 и сл.
Коэфициенты винтов аэродинамические
основные 22
----— производные 30
----обозначения в разных странах
244 и сл.
К. п д. винта, абсолютный максимум 39,
40, 97
----влияние на него диаметра винта 113
----идеальный 23
----индуктивный 23
----механический 24
----окружный 23
----определение 22 и сл.
----оптимальные кривая 40 и сл.
— — осевой 23
----эффективный 91
Кривая оптимальных к. п. д. 40 и сл.
Крутка лопасти 12
Крутящий момент, коэфицнент 22, 30, 50
----отрицательный 50
----трения мотора 54 и сл.
Крыло, влияние па него винта 92 и сл.
Левый винт 9
Легкий винт 65
Лобовое сопротивление винта 58 и сл.
Лопасти винта 9
— — вес 71
----влияние профиля на к. п. д. 103, 105
— — относительная толщина 10, 11
—------ширина И
— — профиль 16 и сл.
----угол установки 11
----формы 19
----число их 11, 20
Магниевые сплавы, винты из них 71
Максимум абсолютный к. п. д. 39, 40, 97
Материалы для изготовления винтов 70 пел.
----------расчетные данные (табл.) 251
Металлические винты 70 и сл.
----американские NACA с крылом, ха-
рактеристики 238
—------— с фюзеляжем характери-
стики 177
-----английские, изолированные, харак-
теристики 151 и сл
----- вес 72
— — немецкие DVL, изолированные, ха-
рактеристики 155
•----французские Ратье, с фюзеляжем,
характеристики 174
-----ЦАГИ, с крылом характеристики
226 и сл.
-----ЦАГИ с фюзеляжем, характери-
стики 168 и с л.
Механический к. п. д. винта 24
Микартовые винты 70
Милнера способ определения поправочного
коэфициеита 81
Модуль винта 15
Момент крутящий, см крутящий момент
Мотор, внешняя характеристика 121 и сл.
— высотная характеристика 123 и сл.
— падение мощности с высотой 124
— с нагнетателем, пересчет высотной ха-
рактеристики на другое число оборо-
тов 127
— увеличение высотности в зависимости
от скорости полета 130
— форсирование на взлете 119
— фрикционный крутящий момент его
54 и сл.
Мощность, коэфнциент 22, 30
— предельная 100
— приращение от реакции выхлопных
газов 134
— трения 54
Наддув скоростной, учет его при построе-
нии характеристик винтомоторной группы
130, 135 и сл , 144 и сл , 146 и сл.
Немецкие металлические винты DVL, изо-
лированные, характеристики 155
Номинальный шаг 12
Нулевая тяга 50
Область применения винта 97
Окружный к. п. д. винта 23
Оптимальные к. п. д , кривая 40 и сл.
Осевой к. п. д винта 23
Относительная нерабочая часть винта 23
— поступь винта 13, 78
— толщина профиля винта 10, 11
— ширина лопасти винта И
Относительное покрытие диска винта И
Относительный динамический шаг 13
— шаг 12
Отрицательная тяга 50
Параболы, кубические^ способ построения
ХВМГ 136 и сл.
Пикирование, определение предельной ско-
рости 63 и сл.
— тормозное действие винта 62 и сл.
Подбор винта 95 и сл.
-----вспомогательные таблицы 247
— по комбинированной диаграмме 112
расчетные условия полета 95, 96
— с учетом взаимного влияния вннта и
самолета 109 и сл.
— с учетом числа Бэрстоу 107 и с л.
Подбор редукции мотора 112 и сл.
— — — графический по оптимальному
к. п. д. 116
-------путем сравнения летных ка-
честв самолета 115
Подобия условия 75 и сл.
Покрытие винта И
260
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Поправочный коэфнциент при больших чис-
лах Бэрстоу, способы определения 78 и сл.
Поступь винта 13
----— относительная 13, 78
Правый винт 9
Пределы применения винта 99
Предельная 4мощность, определение 100
— скорость, определение 99
Профили винтовые, геометрические харак-
теристики (табл.) 16, 17
----расчетные данные 18
Профиль лопасти, влияние на к. п. д. винта
105
----— значение толщины его 106
----относительная толщина его 10
Радиус винта 10
----относительный 10
Размеры винта, определение 95 и сл.
Расчетные данные при подборе винта 95, 96
Реактивная мощность 134
— тяга 134
Реактивный момент винта 69
Редукция мотора 112 и сл.
-------подбор, сМ- подбор редукции
Режим работы винта, характеристика 13
Рейнольдса число 75
Ряд винтов 20, 21
Самолет, влияние на винт 85 и сл.
Семейство винтов 21
Серии винтов 20, 21
---- выбор 97
----характеристики 148 и сл.
Скорость предельная, определение 99
Скорость, коэфнциент увлечения 86
Соосные винты 69
Сопротивление винта 58 и сл.
Стальные винты 71
Статическая тяга 44 и сл.
Струхаля число 75, 78
Ступица винта 9
Тандемные винты 69
Тейлора график 40 и сл.
Толкающие винты 9
Тормозное действие винта 62 и сл.
Трения мощность 54
Тяга, коэфицнент 22, 30
— на малых скоростях 46 и сл.
— нулевая 50
— отрицательная 50
— реактивная 134
— статическая 44 и сл.
— «чистая» 24
— эффективная 91
-----определение 26
«Тяжелый» винт 65
Тянущие винты 9
Угол атаки истинный 15
-----кажущийся 13, 15
— притекания струй, истинный 15
-------кажущийся 13, 15
— установки лопасти И
Условия подобия 75 и сл.
Фактор эффективности 20
Флюгерное положение 10
Французские металлические винты Ратье
с фюзеляжем, характеристики 174
Фрикционный крутящий момент мотора
54 н сл.
Черггеж винта 21, 22, 252 и сл.
«Чистая» тяга 24
Чистый к. п. д. винта 24
Шаг геометрический 12
— Динамический 13
— номинальный 12
— относительный 12
Эффективная тяга 91
Эффективности фактор 20
Эффективный к. п. д. винта 24, 91
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие ................................................................ 3
Основные обозначения...........................‘............................ 5
Часть I
Основные характеристики воздушных винтов
Глава I- Геометрические характеристики винтов
§ 1. Классификация винтов.............................................. 9
§ 2- Основные параметры винтов........................................ 10
§ 3- План скоростей элемента винта.................................... 13
§ 4. Профиль лопасти винта........................................... 18
§ 5- Форма лопастн винта.............................................. 19
§ б. Число лопастей винта............................................. 20
§ 7. Фактор эффективности.............................................. —
§ 8- Серии винтов...................................................... —
§ 9. Чертеж винта и вычерчивание его на общем виде самолета........... 21
Глава II. Аэродинамические характеристики винтов и их изображения иа
диаграммах
§ 10. Основные аэродинамические коэфициенты винтов..................... 22
§ 11. Испытания винтов................................................ 25
§ 12. Производные аэродинамические коэфициенты винтов.................. 30
§ 13. Характеристики винтов в функции коэфициента быстроходности....... 34
§ 14. Логарифмические диаграммы характеристик винтов .................. 37
§ 15. Абсолютный максимум и кривая оптимальных к п. д.................. 39
§ 16. График Тейлора .................................................. 40
Глава III. Статическая тяга и характеристики винтов на малых скоростях
§ 17. Статическая тяга............................................... 44
§ 18. Характеристики винтов и тяга на малых скоростях.................. 46
Г'л а в а IV. Нулевая и отрицательная тяги м лобовое сопротивление винта
§ 19. Характеристики винта при нулевой и отрицательной тяге............ 50
§ 20. Крутящий момент трения мотора.................................. 54
§ 21. Сопротивление остановленного и свободноврашающегося вннта........ 58
§ 22. Применение тормозного действия винта для уменьшения скоростей пикиро-
вания и пробега при посадке........................................... 62
Гдава V. Некоторые конструктивные характеристики винтов
§ 23. Винты фиксированного и изменяемого шага.......................... 65
§ 24- Соосные винты (тандем) . ....................................... 69
§ 25- Oco6eHHOCTjijBHHTOB, изготовпенных из различных материалов ....... 70
§ 26. Вес винтов...................................................... 71
§ 27. Капотирование втулки винта..................................... 74
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Часть II
Переход от модели к натуре и взаимное влияние винта
' и самолета
Глава VI. Влияние критериев подобия на аэродинамические характеристики винта
§ 28 - Условия подобия. Числа Рейнольдса, Бэрстоу и Струхаля............ 75
§ 29 - Учет влияния числа Бэрстоу на аэродинамические характеристики винта. 78
Глава VII. Взаимное влияние*винта и самолета
§ 30 - Влияние самолета на винт......................................... 85
§ 31 - Влияние винта на самолет......................................... 90
§ 32 - Влияние вннта на крыло........................................... 92
Часть III
Подбор винта к самолету
*
Глава VIII- Определение размеров винта
§ 33 - Определение расчетных условий полета при подборе винта.......... 95
§ 34 - Определение оптимальных параметров винта......................... 96
§ 35 - Приближенные способы подбора диаметра винта..................... 106
§ 36 Подбор винта по нормальным диаграммам характеристик винтов с учетом
числа Бэрстоу........................................................ 107
§ 37. Подбор винта с учетом взаимного влияния винта и самолета........ 109
§ 38 Подбор винта по комбинированной диаграмме......................... 112
Глава IX- Подбор редукции авиамоторов
§ 39 Влияние редукции на летные качества самолета...................... 112
§ 40. Подбор редукции путем сравнения летных качеств самолета......... 115
§ 41. Графический подбор редукции по оптимальному к. п-д.............. 116
§ 42- Аналитический метод подбора диаметра винта и редукции по максималь-
ному к. п. д....................................- ..................... 117
§ 43- Форсирование мотора на взлете................................... 119
Часть IV
Характеристики винтомоторной группы
Глава X. Построение характеристик мотора
§ 44 Построение внешней характеристики мотора........................ 122
§ 45. Построение высотной характеристики невысотного мотора........... 123
§ 46. Построение высотной характеристики мотора с нагнетателем........ 125
§ 47- Аналитическое определение мощности мотора выше расчетной высоты . . . 127
§ 48. Пересчет высотной характеристики мотора с нагнетателем на Другое число
оборотов ...............................................................
§ 49- Учет скоростного наддува при построении характеристик мотора..... 130
§ 50. Определение приращения располагаемой мощности от реакции выхлопных
газов.................................................................. 134
Глава XI- Построение характеристик винтомоторной группы
§ 51. Построение ХВМГ с ВФШ без учета скоростного напора.............. 135
§ 52. Аналитический способ построения ХВМГ с ВФШ...................... 141
§ 53. Построение ХВМГ с ВИШ без учета скоростного наддува............. 144
§ 54. Построение ХВМГ с ВФШ с учетом скоростного наддува.............. 146
§ 55. Построение ХВМГ с ВИШ с учетом скоростного наддува.............. 147
.vokb-la.spb.ru - Самолёт'своими руками?!
Характеристики серий винтов
Глава XI). Изолированные винты
§ 56. Деревянные винты ЦАГИ........................................... 148
§ 57. Английские винты........................................ j . . . 151
§ 58. Немецкие металлические винты DVL.............. .............». ... 155
Глава XHL Винты, испытанные с фюзеляжем (мотогондолой) «*
§ 59. Металлические винты ЦАГИ........................................ 168
§ 60. Французские металлические винты Ратье........................... 174
§ 61. Американские металлические винты NACA........................... 177
Глава XIV. Винты, испытанные с крылом (самолетом)
§ 62. Металлические винты ЦАГИ.........................................226
§ 63. Американские металлические винты NACA . .........................238
-ш
Приложения
I- Обозначения винтовых коэфицнентов в разных странах................ 243
II. Международная стандартная атмосфера ........................... 245.
Ц1а и 1116. Вспомогательные таблицы для подбора винтов ........... 246—247
IVa и IV6. Весовые данные ВИШ и ВФШ............................. 249—250
V. Расчетные данные материалов для воздушных винтов ..................250
VI. Форма чертежа деревянного винта................................... 251 *
Литература ............................................................... 256
Предметный указатель ......................................................259
Редактор В. Л. Teytu. Техн, редактор А. Н. Савари.
Сдано в набор 27/VII 1940 г. Подписано к веч. 21/ХП 1940 г. Авторск. дог. № 82 Инд.
А—20—5—2. Тираж 1500. Кол. леи. л. 161/,4-15 вклеек. Уч. авт. л. 27,89 Формат бум
70хЮ81в. А30835. Заказ К» 157. Цена 11 р. Пер. 2 р.
Типография Оборонгиза Киев, Крещатик, 42.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Сводная таолица основных данных винтов
1 Геометрические характеристики _
сх о с Наименова- ние серий винтов Лаборато- рия Условия испытаний « в> Г) ь Профиль лопасти Относительные размеры на 0,75 R Vm В™ т r6opt
о с о* 5 с S О S’ ч с b 7 max max
1 2 3 4 5 CDB-1 Английские ♦ DVL-lvF DVL-3 ЦАГИ NPL Аахен » Изолированные винты ♦ ♦ * ♦ ♦ * • _ * _ _ . 2 2 4 2 4 ВС-2 RAF-6 RAF-6 0,128 0,100 0,100 0,102 ОД 00 0,058 0,071 0,071 0067 0,052 0,0370 0,0453 0,0906 0,0426 00664 0,86 2,32 1,89 1,0 1Д6 0,274 0,740 0,600 0,604 _ 0369 0,05 0,210 0,292 0,204 0,157 0,820 0,898 0 867 0,852 0,878 0 864 0,868 0,^96 0,819 0,816 0,93 0,965 0,912 0937 0,888
б 7 8 9 0 DVL-б DVL-6 - DVL-8 ЗСМВ-1 ЗСМВ-2 ♦ » ЦАГИ ♦ * - „п ь , -г. » ♦ С телом вращения (фюзеляжем) С моделью фюзеляжа 3 4 2 3 3 I модифик. Кларк-Y 11 * Кларк-Y 0,100 0,100 0,076 0076 0 076 0,050 0050 0,066 0 0651 0 0759 0,0477 00638 0,042 0 0622 0,0483 1,82 *1,52 1,35 1265 1,69 0,580 0484 0,430 0,403 0,538 0,300 0203 0,096 0,127* 0183 0,903 0904 0,940 0,915 0 928
[1 2 3 4 15 16 17 18 9 Ю Ратье >> 6101(А) 6101(А) 6129 6129 6131 6131 5868-9 Париж NACA * ?> >> С телом вращения » » л С гондолой звездообразного мотора воздушного охлаждения * * рядного > жидкостного * * * звездообразного * воздушного * * * рядного * жидкостного * * * звез ообразного * воздушного >> * * рядного * жидкостного * * * звездообразного * воздушного * ь 1 2 3 4 3 3 3 3 3 3 3 Кларк-Y RAF-6 RAF-6 NACA 2400-34 NACA 2400-34 Кларк-Y 0,130 0,130 0130 0,070 0,070 0,070 0,070 0,070 0,070 0,088 0,100 0,100 0,100 0059 0,059 0,059 0059 0,059 0059 0 062 0,0637 0,0955 0,1274 0 0563 0,0563 0,0563 0,0563 0 0563 0,0563 0 0592 0 89 0,94 0,97 1,27 1,03 1,38 1,06 126 1,16 1,19 0,283 0,300 0309 0,404 0,328 0,440 0,337 0,402 0,370 0,380 0092 0,130 0,152 0 088 0 066 0,131 0,086 0,090 0,075 0 099 0,775 0,790 0,790 0,869 > 0,860 Р 0,850 ? 0825 V 0,870 * 0,848 Г 0,856 1 f 0,900 1 0,860 0,850 0,940 0,930 0,925 0,920 0,937 0,940 0 924
1 2 3 4 5 6 7 8 9 0 5868-9 5868-9 5268-9 5868-9 5868-9 5868-R6 5868-R6 5868-R6 5868-Х, 1С1-0 ,> >> >> »> * • >> »> » рядного » жидкостного » * » рядного мотора жидкостного охлаждения / » >> звездообразного мотора воздушного охлаждени » * рядного * жидкостного * >> >> » » » * » » » * д >> i> ь »> * >> »> >> » * * * а д звездообразного » воздушного » веятелем на ?инте г 1 !• 3 3 2 2 4 3 2 4 3 3 * * х > RAF-6 Кларк-Y * 0,088 0,088 0,088 0,088 0,088 0,088 0 088 0,088 0,088 0064 0,062 0,062 0.062 0 062 „ 0,062 0,062 0,062 0,062 0,062 0,059 1 0,0592 0,0592 0,0395 0,0395 0,079 0,0592 00395 0,079 0,0592 0,0563 1,20 1,37 1,03 1 12 1,16 1,31 1,32 1,30 1,10 1,48 0,382 0,435 0,328 0,357 0,369 -у*. Л», 0,417 0,420 0,414 0350 0,470 0,073 0 075 0 047 0 037 0100 0,132 0,08 0,168 0 070 0 073 0,870 0,893 0 866 у 0878 > 0,870 0,845 0,850 0,830 0,865 0892 0,945 0960 0,950 0,970 0,920 0,918 0,950 0,945 0,935 0,970
1 2 3 4 5 6 7 8 9 0 1С1-0х 3790 37-3647 ЗСМВ-1 2СМВ-2 ЗСМВ-З ЗСМВ-4 4СМВ-4 ЗСМВ-5 4412 * ЦАГИ >> * NACA » » * * * * » » * * * * » * рядного * жидкостного «> С моделью крыла ♦ * самолета » » крыла » * * )> А ♦ ' С семолетом-бипланом -ч 3 3 2 3 2 3 3 4 3 2 - * " RAF-6 I модифик Кларк-Y П » » Кларк-Y ♦ ♦ ♦ RAF-6 0064 1 0,065 0,084 0 076 0,076 0,076 0,076 0,076 0,076 0,077 0,059 0,05 0,093 0,0651 0,0759 0,059 0059 0,059 0,059 0,054 0,0563 0,0477 0,0592 0 0622 004*3 0,0563 0,0563 0,0752 0,0563 0,0344 159 130 1 20 1 25 1,30 1,И 1,28 1,20 1,46 1,15 ( 0,506 0 414 0382 0,390 0,414 0,362 0 407 0 382 0,465 0,367 0,077 0,075 0 093 0,127 0 095 0 092 0,108 0,101 0 114 0,055 0,915 - 0,883 t 0,825 9 0,837 0,830 0834 0,847 0,838 0,857 0850 0,970 0,950 0,938 0,915 0,937 0,928 0,930 0,924 0,938 0,952 ।
Сводная таблица основных данных винтов Г 1 www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?! Таблица 24
ЯКИ Аэродинамические характеристики *
е размеры на 0,75 7? Ъп w т Рот т 'шах • шах — --— £ ^шах - шах ^/opt V с Предельные ск< V км/час на в _ рости осотах L Предельные мощности при п — 1800 об/мин. на высотах Номера фигур, где даны характеристики серии
- j 1
Г b • Н =0 Н ^5000-М 1 » Н = 0 Н =5000 м
0,058 0,0370 0,86 0,274 , 0,05 0,820 0,93 0,88 - 0,225 276 260 525 231 149, 150 и 151
0,071 0,0453 2,32 ' 0,740 0,210 0,898 0,965 0,93 0,500 612 I 575 595 262 152, 153, 154, 155 и 156
0,071 0,0906 1,89 0,600 0,292 0 867 0,912 0,95 0,436 534 I 503 1670 740 152, 153, 154, 157 и 158
0067 0,0426 1,9 0,604 0,204 0,852 0 937 0,91 0,440 540 507 1140 503 159 160, 161, 162 и 163
0,052 00664 1,16 _ 0369 0,157 0,878 0,888 0,985 0,369 451 125 ИЗО 500 164, 165, 166, 167 и 168
0,050 0,0477 ' Ь82 0,580 0,300 0 864 0,903 0,954 - 0,427 523 192 1740 770 169, 170, 171, 172 и 173
0050 00638 4,52 0.484 0203 0,868 0,904 0,924 0,371* 455 27 1460 645* 169, 170, 174, 175 и 176
0,066 0,042 1,35 0,430 " 0,096 0,896 0,940 0,955 0,335 411 * 186 765 338 177, 178, 179, 180 н 181
0 0651 00622 1265 0,403 0,127 0,819 0,915 0895 0,318 390 «г *67 ‘ 1050 464 182, 183, 184, 185, 186 и 187
0.0759 0,0483 1,69 0,538 0183 0,816 0,928 0,885 0,406 500 467 1210 533 188, 189, 190, 191, 192, 193, 194 н 195
0,100 0,0637 089 0,283 0 092 0,775 0,900 086 1 0,230 282 1 165 930 410 196, 197, 198 и 199
0,100 0,0955 0,94 0,300 0,130 0,790 0,860 0,92 0,245 300 582 1270 560 196/ 197, 198 н 200
0,100 0,1274 0,97 0 309 0,152 0,790 0,850 0,93 0,252 308 590 1455 641 196, 197, 198 и 201
0,059 0 0563 1,27 0,404 0,088 0,869 > 0,940 0,923 0,32 1 392 369 846 374 203, 204, 207, 208, 209, 210 и 211
0,059 0,0563 1,03 0,328 0,066 0,860 Р 0,930 0,923 0,264 324 305 615 272 202, 205, 207, 208, 212, 213 и 214
0,059 0,0563 1,38 0,440 0,131 0,850 •> 0,925 0,92 0340 1 416 4 191 1050 464 203, 204, 207, 208, 215, 216 и 217
0 059 0,0563 1,06 0,337 0,086 0825 Р 0,920 0,897 0,271 332 4 112 820 362 202, 205, 207, 208, 218, 219 и 220
0,059 0,0563 126 0,402 0,090 0,870 1 0,937 0,93 0,317 288 Л >71 863 381 203, 204, 207, 208, 221, 222 и 223
0 059 0,0563 1,16 0,370 0,075 0,848 f 0,940 0,903 0,295 361 2 *40 655 290 202, 205, 207, 208, 224, 225 и 226
0.062 0,0592 1,19 0,380 0 099 0,856 5?| 0,924 0.927 0,301 368 5 *46 864 382 203, 204, 227, 228, 230, 231, 232 и 239
0,062 0,0592 1,20 0,382 0,073 0,870 0,945 0,92 0,312 382 4 160 704 311 202, 205, 227, 228, 233, 234 и 235
0,062 0,0592 1,37 0,435 0 075 0,893 г 0 960 0,93 0,334 410 385 598 264 203, 206, 227, 228, 236, 237 и 238
0,062 0,0395 1,03 0,328 0 047 । 0,866 JL 0,950 -—’— * — 0,91 0,264 324 304 540 _ 238 202, 205, 227, 228, 240, 241 и 242
0 062 0,0395 1,12 0,357 0 037 0,878 > 0,970 0,906 0,286 351 , 1 * 130 336 148 203, 204, 227, 228, 243, 244 и 245
0,062 _ 0,079 1,16 0,369 0,100 0,870 ’ • 0,920 0,945 0,294 360 г 139 890 393 203, 205, 227, 228, 246, 247 и 248
0,062 0,0592 1,31 0,417 0,132 0,845 • 0,918 0,92 0,327 401 * 177 1100 586 202, 205, 227, 228, 250, 251 к 252
0,062 0 0395 1,32 0,420 0,08 0,850 ’ 0,950 0,893 0,329 403 380 665 293 202, 205, 227, 228, 254, 255 и 256
0,062 0,079 1,30 ч 0,414 0,168 0,830 > 0,945 0,878 0,324 396 • 173 1400 620 202, 205, 227, 228, 258, 259 и 260
0,062 0,0592 1,10 0350 0,070 0,865 ' 0,935 0,926 0,281 344 г 24 638 282 202, 205, 227, 229, 262, 263 и 264
0,059 0,0563 1,48 0,470 0,073 0,892 - 0,970 0,92 0,378 464 135 540 238 208, 265, 266, 268 и 269
0,059 0,0563 1,59 0,506 0,077 0,915 - 0,970 0,933 0,384 471 4 [42 566 250 265, 266, 267, 270 и 271
0,05 0,0477 1.30 0 414 0,075 0,883 0,950 0,928 0,325 398 3 *74 620 274 265, 272, 273, 274 и 275
0,093 0,0592 1 20 0382 0093 0,825 ? 0,938 0,878 0,304 373 350 810 358 204, 276, 277, 278 н 279
0,0651 0 0622 1,25 0,390 0,127 0,837 0,915 0,914 0,309 379 356 1080 477 182, 183, 184, 280 н 281
0,0759 0 04чЗ 1,30 0,414 0 095 0,830 0,937 0,885 0,325 3ff 3 *74 790 350 188, 189, 190, 191, 282? 283 и 284
0,059 0,0563 1,14 0,362 0,092 0,834 0,928 0,897 0,289 354 333 ‘ 680 300 285, 286, 287, 289, 291, 294, 295 н 296
0,059 0,0563 1,28 0 407 0,108 0,847 0,930 0,910 0,321 393 370 900 398 285, 286, 288, 290, 291, 295, 296 и 297
),059 0,0752 1,20 0382 0,101 0,838 0,924 0,907 0304 372 350 880 390 285, 286, 288, 290, 298, 299 и 300
),059 0,0563 1,46 0,465 0114 0,857 0,938 0,913 0,296 362 311 917 405 301, 302, 303, 304, 305 и 306
>,054 0,0344 1,15 0,367 0,055 0850 0,952 0,893 0,292 358 317 490 216 39, 40, 41, 307, 308, 309, 310, 311 и 312
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Кравец—157
Фиг» 158? Характеристики серии четырехлдпастных английских винтов.
46С. cepter *се.Пгр^Хлл>k^^cTM^K -ta^rr? 7)VL S 1^^лмр^€ссле^сл^(J
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 174. Характеристики серии четырехлопастных винтов DVL-6 (изолированных).
&
Кравец—1М
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
<ри* .(4£. би^ГсгС Ц4Г1{ 3 СИЛ 2_С ^>fvpt^J2^ce^tf. ------------------
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
*167
t
Фиг* 185. Характеристики серии, трехлопастных винтов ЦАГИ ЗСМВ-1 с телом вращения (фюзеляжем).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг Т99 Характеристики серим двухлопастных винтов Ратье
равен—157
Кравен— 15J
фиг 200 Характеристики серии трех лопастных винтов Ратье
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 201 Характеристики серми'четырехлопастных винтов Ратье.
К paeeu—157
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
равец—157
Фиг 236 Характеристики серии трехлопастиых винтов NACA 5868 9 с гондотои рядного мотора жидкостного охлаждеюе и обтекателем винта J
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 246. Характеристики серии четырехлопастных винтов NACA 5868-9 с гондолой рядного мотора жидкостного охлаждения.
Кравец—иа
winv.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 280. Характеристики серии трехлопастных винтов ЦАГИ ЗСМВ-1 с крылом
Кравец—157
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 292. Характеристика серии трехлопастных винтов ЦАГИ ЗСЛШ-З с крылом.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
f
Фиг. 262. Характеристики серии трехлопастькх бинтов NACA 5868-А'г с гондолой рядного мотора жидкостного охлаждения.
Правей.-! 57
Кравец—157
Фиг. 306. Характеристики серии трехлопастных винтов ЦАГИ ЗСМВ-5.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 295 Характеристики серии трехлопастных винтов НАГИ ЗСМВ-4 с крылом.
равен—157
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Кравец—15?
Фиг 299 Характеристики серии "етырехлоластпых винтов ЦАГИ 4-СМВ-4 с крылом
Г Т^ч- >/% fe !^? — — — —-J W Z сек 100- — •г У- I 7 1 > J 7 V У ПУ’У! |у F.VO kb-1 la.s эЬ.г U - Саг ИОЛ ВТ с S вой ми РУ» :ам1 г * и?!
—: 150 / — — V / г ч
у у
—jZ 4 4 V 1 i
I —с зоо- ——i t / Ч ГТ* <у
— /
I t / /
Ва 1 2 — 1. 1 1 1 1 -г— 1 , 1 Z 0 L .9 Oi „200 5 31 ю 4 00 5 00 / в оо 7i 00 М км ]час
'• 1 —L — 4 •
— • । 4 lj -| 1 — — 0,5 ( к
"\с. 1 к*
— S °' 1 1 1 — 0,6 1 i 1
— — 1 1 —|- 1 -—— ' Приме< о: V-550 км/час /L ” --1,71 Н-- -7450
- .ч—4 1 1 Bs= --1,026 6°/о К № ,=0.88
< 1 а* —Jl 1 I -Ч- 1 - — 0,7 J к —
1
— — — —F 1 1 — 0.8 *
— — L 1 - F
0,9
— — - — •-
1 — —X — —J ^Ва 10
frfJL с^/)^е.лшай п-о KlcLAhUzfG- . _
срагЛЬ НрнепрммОь для определения w c^vcc^y &e.UKQ для Ьимхъб с /^редоалел^ К#арк~У\
wo
Фиг. 81. Номограмма для
।
Решение S/ru = 0,75
2) ^^>ас/> ~ 00 л
400 I 300
Пример
Дано j\‘ 1,86
^3500м
Ш SOO SOO 700 600 500
Мрвы //Об
I
ек
ОЙ МО цмости.
Фиг. 81. Номограмма для определения располагаемой модности.