По причине отсутствия разумных альтернатив почти все самолеты первой половины прошлого века оснащались поршневыми двигателями и воздушными винтами. Для повышения технических и летных характеристик техники предлагались новые конструкции винтов, имевшие те или иные особенности. В середине тридцатых годов была предложена совершенно новая конструкция, позволявшая получить желаемые возможности. Ее автором являлся нидерландский конструктор А.Я. Деккер.
Работу в области винтовых систем Адриаан Ян Деккер начал еще в двадцатых годах. Тогда им была разработана новая конструкция крыльчатки для ветряных мельниц. Для повышения основных характеристик изобретатель предложил использовать плоскости, напоминающие крыло самолета. В 1927 году такая крыльчатка была установлена на одной из мельниц в Нидерландах и вскоре прошла испытания. К началу следующего десятилетия в эксплуатацию ввели три десятка таких крыльчаток, а в 1935-м ими оснащалось уже 75 мельниц.
Опытный самолет с воздушным винтом А.Я. Деккера. Фото Oldmachinepress.com
В начале тридцатых годов, после проведения испытаний и внедрения новой конструкции на мельницах, А.Я. Деккер предложил использовать схожие агрегаты в авиации. По его расчетам, крыльчатка особой конструкции могла бы использоваться в качестве воздушного винта самолета. Вскоре эта идея была оформлена в виде необходимой документации. Кроме того, конструктор озаботился получением патента.
Использование нестандартной конструкции воздушного винта, по задумке изобретателя, должно было дать некоторые преимущества перед существующими системами. В частности, появлялась возможность снизить обороты винтов при получении достаточной тяги. В связи с этим изобретение А.Я. Деккера нередко именуют «Воздушным винтом с малой скоростью вращения» – Low rotation speed propeller. Так же эта конструкция именовалась и в патентах.
Первая заявка на получение патента была подана в 1934 году. В конце июля 1936-го А.Я. Деккер получил британский патент за номером 450990, подтверждавший его приоритет в создании оригинального винтового движителя. Незадолго до выдачи первого патента появилась еще одна заявка. Второй патент был выдан в декабре 1937 года. За несколько месяцев до этого нидерландский конструктор отправил документы в патентные бюро Франции и США. Последнее в начале 1940 года выдало документ US 2186064.
Конструкция винта второй версии. Чертеж из патента
Британский патент №450990 описывал необычную конструкцию воздушного винта, способную обеспечит достаточные характеристики при определенном сокращении негативных факторов. Конструктор предложил использовать крупную ступицу винта оживальной формы, плавно переходящую в носовую часть фюзеляжа самолета. На ней должны были жестко крепиться крупные лопасти необычной формы. Именно оригинальные обводы лопастей, как считал А.Я. Деккер, могли привести к желаемому результату.
Лопасти «низкооборотного» воздушного винта должны были иметь малое удлинение при большой длине хорды. Их следовало монтировать под углом к продольной оси ступицы. Лопасть получала аэродинамический профиль с утолщенной носовой честью. Носок лопасти предлагалось делать стреловидным. Законцовка располагалась почти параллельно оси вращения винта, а заднюю кромку предлагалось сделать изогнутой с выступающей концевой частью.
Внутреннее устройство винта и редуктора. Чертеж из патента
Первый проект 1934 года предусматривал использование четырех лопастей. Винт такой конструкции должен был крепиться на валу, отходящем от редуктора с требуемыми характеристиками. Значительная площадь лопастей винта в сочетании с аэродинамическим профилем должны были обеспечить прирост тяги. Таким образом, появлялась возможность получить достаточную тягу при меньших оборотах в сравнении с винтом традиционной конструкции.
Уже после подачи заявки на первый патент А.Я. Деккер провел испытания опытного винта и сделал определенные выводы. В ходе проверки было установлено, что предложенная конструкция имеет определенные минусы. Так, воздушный поток позади винта расходился в стороны, и лишь малая его часть проходила вдоль фюзеляжа. Это приводило к резкому ухудшению эффективности хвостовых рулей. Таким образом, в существующем виде винт Деккера не мог использоваться на практике.
Дальнейшая проработка оригинального воздушного винта привела к появлению обновленной конструкции с рядом важнейших отличий. Именно она стала предметом второго британского и первого американского патента. Интересно, что в документе из США, в отличие от английского, описывался не только винт, но и конструкция его приводов.
Самолет Fokker C.I - подобная машина стала летающей лабораторией для проверки идей А.Я. Деккера. Фото Airwar.ru
Обновленное изделие Low rotation speed propeller должно было иметь в своем составе сразу два соосных воздушных винта противоположного вращения. Передний винт по-прежнему предлагалось строить на основе крупной обтекаемой ступицы. Лопасти заднего винта следовало крепить к цилиндрическому агрегату сопоставимых размеров. Как и в предыдущем проекте, кок переднего винта и кольцо заднего могли выполнять функции носового обтекателя самолета.
Оба винта должны были получать лопасти схожей конструкции, представлявшей собой развитие наработок первого проекта. Вновь следовало использовать значительно изогнутые лопасти малого удлинения, имеющие развитый аэродинамический профиль. Несмотря на стреловидную переднюю кромку, длина профиля увеличивалась по направлению от корня к законцовке, образуя характерный изгиб задней кромки.
Согласно описанию патента, передний винт должен был вращаться против часовой стрелки (при взгляде со стороны пилота), задний – по часовой стрелке. Лопасти винтов следовало монтировать соответствующим образом. Количество лопастей зависело от требуемых характеристик винта. В патенте приводилась конструкция с четырьмя лопастями на каждом винте, тогда как более поздний опытный образец получил большее число плоскостей.
Процесс сборки оригинальных винтов, можно рассмотреть внутренние элементы изделия. Фото Oldmachinepress.com
В американском патенте описывалась конструкция оригинального редуктора, позволявшего передавать крутящий момент с одного двигателя на два винта противоположного вращения. Вал двигателя предлагалось соединять с солнечной шестерней первого (заднего) планетарного контура редуктора. При помощи закрепленного на месте зубчатого венца мощность передавалась на шестерни-сателлиты. Их водило соединялось с валом переднего винта. Этот вал также соединялся с солнечной шестерней второй планетарной передачи. Вращающееся водило ее сателлитов соединялось с полым валом заднего винта. Такая конструкция редуктора позволяла синхронно регулировать скорость вращения винтов, а также обеспечивать их вращение в противоположных направлениях.
По задумке изобретателя, основная тяга должна была создаваться лопастями переднего винта. Задний, в свою очередь, отвечал за правильное перенаправление потоков воздуха и позволял избавиться от негативных эффектов, наблюдавшихся в базовом проекте. После двух соосных винтов поток воздуха проходил вдоль фюзеляжа и должен был нормально обдувать хвостовое оперение с рулями. Для получения таких результатов задний винт мог иметь уменьшенную скорость вращения – около трети оборотов переднего.
Оригинальный винтовой движитель создавался с учетом возможного внедрения в новые проекты авиационной техники, и потому требовалось провести полноценные испытания. В начале 1936 года Адриаан Ян Деккер основал собственную компанию Syndicaat Dekker Octrooien, которой предстояло проверить оригинальный воздушный винт, и – при получении положительных результатов – заняться продвижением этого изобретения в авиационной отрасли.
Готовый винт на самолете. Фото Oldmachinepress.com
В конце марта того же года «Синдикат Деккера» приобрел многоцелевой самолет-биплан Fokker C.I нидерландской постройки. Эта машина с максимальным взлетным весом всего 1255 кг оснащалась бензиновым двигателем BMW IIIa мощностью 185 л.с. Со штатным двухлопастным деревянным винтом она могла развивать скорость до 175 км/ч и подниматься на высоту до 4 км. После определенной перестройки и установки нового воздушного винта биплан должен был стать летающей лабораторией. В апреле 1937 года компания А.Я. Деккера зарегистрировала модернизированный самолет; он получил номер PH-APL.
В ходе перестройки опытный самолет лишился штатного капота и некоторых других деталей. Вместо них в носовой части фюзеляжа поместили оригинальный редуктор и пару «винтов низкой скорости вращения». Передний винт получил шесть лопастей, задний – семь. Основой нового винта стала пара ступиц, собранных из алюминиевого каркаса с обшивкой из того же материала. Лопасти имели схожую конструкцию. В связи с установкой винтов нос машины самым заметным образом изменил свою форму. При этом цилиндрический обтекатель заднего винта не выступал за пределы обшивки фюзеляжа.
Испытания летающей лаборатории с оригинальным винтом стартовали в том же 1937 году. Площадкой для них стал аэродром Ипенберг. Уже на ранних стадиях проверок было установлено, что соосные винты с лопастями малого удлинения действительно могут создавать требуемую тягу. С их помощью машина могла выполнять рулежки и пробежки. Кроме того, с определенного времени испытатели попытались поднять машину в воздух. Известно, что опытный Fokker C.I смог выполнить несколько подлетов, но о полноценном взлете речи не шло.
Вид спереди. Фото Oldmachinepress.com
Испытания опытного самолета позволили выявить как плюсы, так и минусы оригинального проекта. Было установлено, что пара винтов противоположного вращения действительно способна создавать требуемую тягу. При этом винтомоторная группа в сборе отличалась сравнительно малыми размерами. Еще одним преимуществом конструкции был сниженный шум, производимый лопастями малого удлинения.
Впрочем, не обошлось без проблем. Воздушный винт А.Я. Деккера и необходимый ему редуктор отличались от существующих образцов излишней сложностью изготовления и обслуживания. Кроме того, экспериментальный винт, установленный на Fokker C.I, показал недостаточные характеристики тяги. Он позволял самолету двигаться по земле и развивать достаточно высокую скорость, но для полетов его тяга была недостаточна.
По-видимому, испытания продолжались до самого начала сороковых годов, однако за несколько лет так и не привели к реальным результатам. Дальнейшим работам помешала война. В мае 1940 года гитлеровская Германия напала на Нидерланды, и всего через несколько дней опытный самолет с необычными воздушными винтами стал трофеем агрессора. Немецкие специалисты ожидаемо проявили интерес к этой разработке. Вскоре летающую лабораторию отправили на один из аэродромов вблизи Берлина.
Запуск двигателя, винты начали вращение. Кадр из кинохроники
Имеются сведения о проведении некоторых испытаний силами немецких ученых, однако эти проверки достаточно быстро закончились. По некоторым данным, первая же попытка немцев поднять самолет в воздух завершилась аварией. Машину не стали восстанавливать, и на этом история смелого проекта закончилась. Единственный самолет, оснащенный винтами типа Low rotation speed propeller, не смог показать себя с лучшей стороны, и потому от оригинальной идеи отказались. В дальнейшем массово использовались только воздушные винты традиционного облика.
Согласно идеям, лежавшим в основе оригинального проекта, особый «Воздушный винт с малой скоростью вращения» должен был стать полноценной альтернативой системам традиционной конструкции. Отличаясь от них некоторой сложностью, он мог иметь преимущества в виде меньших габаритов, сниженных оборотов и сокращенной шумности. Тем не менее, конкурентной борьбы не вышло. Разработка А.Я. Деккера даже не смогла пройти весь цикл испытаний.
Возможно, по мере дальнейшего развития оригинальные воздушные винты смогли бы показать желаемые характеристики и найти применение в тех или иных проектах авиационной техники. Тем не менее, продолжение работ замедлялось в связи с различными проблемами и обстоятельствами, а в мае 1940 года проект был остановлен из-за нападения Германии. После этого необычная идея окончательно осталась без будущего. В дальнейшем в разных странах вновь прорабатывались перспективные конструкции воздушных винтов, но прямые аналоги системы Адриаана Яна Деккера не создавались.
По материалам:
https://oldmachinepress.com/
http://anyskin.tumblr.com/
http://hdekker.info/
http://strangernn.livejournal.com/
https://google.com/patents/US2186064
До того как были разработаны реактивные двигатели, на всех самолетах стояли пропеллеры, то есть воздушные винты, приводимые в движение двигателями внутреннего сгорания наподобие автомобильных.
Все лопасти воздушного винта имеют в поперечном сечении форму, напоминающую сечение крыла самолета. При вращении пропеллера воздушный поток обтекает переднюю поверхность каждой лопасти быстрее задней. И получается, что перед воздушным винтом давление меньше, чем за ним. Так возникает сила тяги, направленная вперед. А величина этой силы тем больше, чем выше скорость вращения воздушного винта.
(На изображении сверху)Воздушный поток двигается быстрее по передней поверхности лопасти вращающегося пропеллера. Это уменьшает давление воздуха спереди и заставляет самолет двигаться вперед.
Винтовой самолет взлетает в воздух благодаря силе тяги, создаваемой при вращении лопастей воздушного винта.
Концы вращающихся лопастей пропеллера описывают в воздухе спираль. Количество воздуха, которое гонит через себя пропеллер, зависит от размера лопастей и скорости вращения. Дополнительные лопасти и более мощные двигатели могут увеличить полезную работу воздушного винта.
Почему лопасти у воздушного винта имеют закрученную форму
Если бы эти лопасти были плоскими, воздух равномерно бы распределялся по их поверхности, вызывая лишь сопротивление вращению винта. Но когда лопасти искривлены, то воздушный поток, соприкасающийся с их поверхностью, в каждой точке на поверхности лопасти приобретает свое направление. Такая форма лопасти позволяет ей более эффективно рассекать воздух и сохранять самое выгодное соотношение между силой тяги и сопротивлением воздуха.
Воздушные винты с изменяемым углом наклона. Угол, под которым лопасть установлена во втулке несущего винта, называется углом начального конуса. На некоторых самолетах это угол можно менять и таким образом делать максимально полезной работу винта при различных полетных условиях, то есть при взлете, наборе высоты или в крейсерском полете.
Воздушный винт является важнейшей составной частью силовой установки, и от того, насколько он сответствует двигателю и летательному аппарату зависят летно-технические качества последнего.
Помимо выбора геометрических параметров воздушного винта внимания заслуживает вопрос о согласовании чисел оборотов винта и двигателя, то есть подбор редуктора.
Принцип работы воздушного винта
Лопасть винта совершает сложное движение - поступательное и вращательное. Скорость движения элемента лопасти будет складываться из окружной скорости и поступательной (скорости полета) - V
В любом сечении лопасти составляющая скорости V будет неизменной, а окружная скорость будет зависеть от величины радиуса, на котором находится рассматриваемое сечение.
Следовательно с уменьшением радиуса угол подхода струи к сечению увеличивается, а угол атаки сечения уменьшается и может стать равным нулю или отрицательным. Между тем известно, что крыло наиболее эффективно "работает" на углах атаки, близких к углам максимального аэродинамического качества. Поэтому для того, чтобы заставить лопасть создавать наибольшую тягу при наименьшей затрате энергии, угол должен быть переменным по радиусу: меньшим на конце лопасти и большим вблизи оси вращения - лопасть должна быть скручена.
Закон распространения толщин профиля и крутки по радиусу винта, а также форма винтового профиля определяется в процессе проектирования винта и уточняется впоследствии на основании продувки в аэродинамических трубах. Подобные исследования проводятся как правило в специализированных конструкторских бюро или институтах, оснащенных современным оборудованием и средствами вычислительной техники. Опытно-конструкторские бюро, а также самодеятельные конструкторы обычно пользуются уже разработанными семействами винтов, геометрические и аэродинамические характеристики которых представляются в форме безразмерных коэффициентов.
Основные характеристики
Диаметром винта - D называется диаметр окружности, которую описывают концы его лопасти во время вращения.
Ширина лопасти -это хорда сечения на заданном радиусе. В расчетах обычно используют относительную ширину лопасти
Толщиной лопасти на каком либо радиусе называется наибольшая толщина сечения на этом радиусе. Толшина изменяется вдоль радиуса лопасти, уменьшаясь от центра винта к его концу. Под относительной толщиной понимают отношение абсолютной толщины к ширине лопасти на том же радиусе: .
Углом установки сечения лопасти называется угол, образованный хордой данного сечения с плоскостью вращения винта.
Шагом сечения лопасти H называется расстояние, которое пройдет это сечение в осевом направлении при повороте винта на один оборот вокруг своей оси, ввинчиваясь в воздух как в твердое тело.
Шаг и угол установки сечения связаны очевидным соотношением:
Реальные воздушные винты имеют шаг, изменяющийся вдоль радиуса по определенному закону. В качестве характерного угла установки лопасти принимается, как правило, угол установки сечения, расположенного на 0,75R от оси вращения винта, обозначаемый как .
Круткой лопасти называется изменение по радиусу углов между хордой сечения на данном радиусе и хордой на радиусе 0,75R, то есть
Для удобства пользования все перечисленные геометрические характеристики обычно представляют графически в функции относительно текущего радиуса винта 
В качестве примера на следующем рисунке приведены данные, описывающие геометрию двухлопастного винта фиксированного шага:
Если винт, вращаясь с числом оборотов движется поступательно со скоростью V то за один оборот он пройдет путь . Эта величина называется поступью винта, а ее отношение к диаметру называется относительной поступью винта:
Аэродинамические свойства винтов принято характеризовать безразмерным коэффициентом тяги:
Коэффициентом мощности
И коэффициентом полезного действия
Где р - плотность воздуха, в расчетах может быть принята равной 0,125 кгс с 2 /м 4
Угловая скорость вращения винта об/с
D - диаметр винта, м
P и N - соответственно тяга и мощность на валу винта, кгс, л. с.
Теоретический предел тяги винта
Для конструктора СЛА представляет интерес возможность без расчетов делать приближенные оценки тяги, создаваемой силовой установкой. Эта задача достаточно просто решается с помощью теории идеального пропеллера, согласно которой тяга винта представляется функцией трех параметров: мощности двигателя, диаметра винта и скорости полета. Практика показала, что тяга рационально выполненных реальных винтов всего на 15 - 25% ниже предельных теоретических значений.
Результаты расчетов по теории идеального пропеллера показаны на следующем графике, который позволяет поределить отношение тяги к мощности в зависимости от скорости полета и параметра N/D 2 . Видно, что при околонулевых скоростях тяга в сильной степени зависит от диаметра винта, однако уже на скоростях опрядка 100 км/ч указанная зависимость менее существенна. Кроме того, график дает наглядное представление о неизбежности уменьшения тяги винта по скорости полета, что необходимо учитывать при оценке летных данных СЛА.
по материалам:
"Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодеятельной постройки", Том 1, СибНИИА
Изобретение относится к авиации. Винт содержит эллипсоидную ступицу 1 и лопасти, которые имеют передние кромки 3 и задние кромки 4. Каждая лопасть имеет рабочую поверхность 5. Концы лопастей снабжены концевыми гребнями 6, которые размещены со стороны задней кромки, а относительно рабочей поверхности 5 - под углом . Концевые гребни 6 выполнены с криволинейными кромками, имеющими максимальную кривизну вблизи задней кромки 4. Концевой гребень каждой лопасти выполнен плоским и составляет с рабочей поверхностью угол от 90 до 135 o , при этом его высота над рабочей поверхностью составляет от 0,5 до 3,5% от величины диаметра винта. Изобретение направлено на повышение коэффициента полезного действия. 4 з.п.ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к технике воздушных тяговых винтов для самолета и может быть использовано на пассажирских самолетах, на спортивных самолетах, на дельтапланах и на военных самолетах, а так же в качестве рулевого винта на вертолетах. Известные воздушные винты самолетов выполнены в виде двух, трех или в многолопастном исполнении. Все лопасти расположены симметрично и сбалансировано на цилиндрической или эллипсоидной ступице, лобовая часть которой снабжена куком. При вращении винта концы его лопастей формируют диаметр винта. Каждая лопасть винта самолета выполнена в виде плоско-профильной пластины с заостренной законцовкой по типу "ХОФФМАН" или с прямоугольной лопатовидной законцовкой по типу В-530ТА-Д35 . Лопасти винта установлены под определенным углом к плоскости вращения винта, что позволяет рабочей поверхности лопасти как наклонной поверхности перемещать массу воздуха от передней кромки к задней, обеспечивая при этом получение реактивной силы, направленной симметрично от всех лопастей вдоль оси вращения винта, которая обеспечивает перемещение самолета вперед. Недостатком таких известных воздушных винтов для самолета является то, что при быстром вращении винта омывающий его воздух не только смещается наклонными рабочими поверхностями лопастей вдоль оси вращения винта, но за счет создаваемой во вращающемся потоке воздуха центробежной силы часть вращающейся воздушной массы устремляется в радиальном направлении вдоль рабочих поверхностей лопастей и срывается с их концов в окружающее воздушное пространство, перенося в него всю кинетическую энергию, полученную при радиальном движении массы воздуха, и тем самым снижая КПД винта. Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является винтовентилятор СВ-27 самолета АН-70 . Лопасти этого вентилятора имеют саблевидную форму передних и задних кромок. Такая кривизна передних и задних кромок лишь в небольшой степени изменяет направление радиального потока воздуха, созданного центробежной силой. Недостатком такого технического решения является то, что частично измененный саблевидным профилем лопасти радиальный поток воздуха в значительной степени устремляется в окружном направлении, а не вдоль оси вращения винта. Поэтому, так же как и в аналогах , , большая часть воздушного потока, созданного действием центробежной силы, срывается с концов таких саблевидных лопастей и устремляется с большой скоростью, неся в себе и большую кинетическую энергию, в окружающее воздушное пространство, но не выполняя полезной работы и не повышая КПД винта. Задача, на решение которой направлено изобретение, состоит в увеличении коэффициента полезного действия винта самолета. Это достигается тем, что воздушный винт самолета, выполненный в виде сбалансированных и совмещенных на цилиндрической или эллипсоидной поверхности нескольких плоскопрофильных лопастей, имеющих передние и задние кромки, и концевые кромки которых составляют диаметр винта, а одна из двух их поверхностей рабочая, которая установлена под острым углом к плоскости вращения винта, при этом торцевая кромка каждой лопасти отогнута в сторону рабочей поверхности лопасти и составляет с ней угол , имеющий интервал от 90 до 135 o , при этом максимальная высота гребня относительно рабочей поверхности составляет от 0,5 до 3,5% от величины диаметра винта. Торцевая кромка каждой лопасти отогнута к ее рабочей поверхности, например, на угол , равный 90 o . Максимальная высота отогнутой торцевой кромки относительно рабочей поверхности может составлять, например, 1,5% от величины диаметра винта. Радиус отгиба торцевой кромки от рабочей поверхности лопасти может, например, составлять 1-5 единиц от толщины торцевой кромки. На фиг. 1 изображен вид двухлопастного винта самолета вдоль его оси. На фиг. 2 изображено сечение А-А лопасти на фиг. 1. На фиг. 3 изображен вид лопасти по стрелке Б на фиг.2. В статическом состоянии воздушный винт содержит эллипсоидную ступицу 1 и лопасти 2, которые имеют передние кромки 3 и задние кромки 4. Кроме того, каждая лопасть 2 имеет рабочую поверхность 5. Законцовки лопастей 2 отогнуты на угол , с образованием концевых гребней 6. Концевые гребни 6 выполнены с криволинейными торцевыми кромками 7, максимальная кривизна которых смещена к задней кромке 4. Относительно рабочей поверхности 5 кромка 7 гребня 6 поднята на высоту Н. Концевой гребень 6 отогнут от лопасти 2 плавным переходом, имеющим радиус r. Устройство работает следующим образом. Воздушный винт самолета диаметром D при вращении вокруг своей оси перемещает рабочими поверхностями 5 лопастей 2 большую массу воздуха, обеспечивая реактивную силу, перемещающую самолет, при этом рабочие поверхности 5 выполняют функцию наклонных поверхностей. При быстром вращении винта омывающий его лопасти 2 воздух получает и большую величину центробежной силы, которая всегда смещается радиально от оси вращения, вдоль рабочих поверхностей 5. Большая масса воздуха, дошедшая до концевых гребней 6, изменяет свое направление на угол , равный 90 o , и далее подмешивается к основному потоку воздуха перемещаемого вдоль оси винта рабочими поверхностями 5. При этом ядро радиального потока воздуха, смещаемого вдоль рабочей поверхности 5, как более инерционное, смещается к ее задней кромке 4, где профиль торцевой кромки 7 имеет максимальную высоту Н, а это позволяет в большей степени улавливать радиальный поток воздуха, который несет себе и большую кинетическую энергию от радиального потока вдоль поверхностей 5, изменять его направление на 90 o и направлять ее вдоль оси винта, увеличивая тем самым тягу винта и повышая его КПД. Полезность заявляемого устройства воздушного винта самолета заключается в том, что наличие концевых гребней со стороны рабочих поверхностей винта повышает его КПД, а это и тяговые характеристики и быстроходность самолета. Экспериментально-лабораторная проверка модельного варианта двухлопастного винта при скорости его вращения лишь 950 об/мин показала прирост тяги на 6,4 %. Источники информации 1. Журнал "Моделист-конструктор" 8, 1986 г., с.12. 2. Журнал "Моделист-конструктор" 11, 1987 г., с. 15. 3. Журнал "Техника молодежи" 12, 1997 г., с. 1.
Формула изобретения
1. Воздушный винт самолета, выполненный в виде сбалансированных и совмещенных на цилиндрической или эллипсоидной поверхности ступицы нескольких плоскопрофильных лопастей, имеющих передние и задние кромки, и концевые гребни которых составляют диаметр винта, а одна из двух их поверхностей рабочая, которая установлена под острым углом к плоскости вращения винта, отличающийся тем, что концевой гребень каждой лопасти, имеющий криволинейную торцевую кромку, выполнен плоским и составляет с рабочей поверхностью угол , имеющий интервал от 90 до 135 o , при этом максимальная высота гребня относительно рабочей поверхности составляет от 0,5 до 3,5% от величины диаметра винта. 2. Винт по п. 1, отличающийся тем, что концевой гребень каждой лопасти составляет с ее рабочей поверхностью угол , равный 90 o . 3. Винт по п. 1, отличающийся тем, что максимальная высота гребня относительно рабочей поверхности составляет 1,5% от величины диаметра винта. 4. Винт по п. 1, отличающийся тем, что радиус плавного перехода между рабочей поверхностью лопасти и рабочей поверхностью концевого гребня составляет 1-5 единиц от толщины гребня. 5. Винт по п. 1, отличающийся тем, что максимальная кривизна торцевой кромки смещена к задней кромке лопасти.
Похожие патенты:
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к вертолетостроению, и может быть использовано при создании летательного аппарата укороченного взлета и посадки, а также для создания систем спасения возвращаемых космических объектов
Группа изобретений относится к устройствам преобразования механической энергии в кинетическую энергию текучей среды. Пропеллер по каждому варианту содержит лопасти с участками прямой и обратной саблевидности, каждая из которых закреплена комлевой частью на ступице приводного вала. В каждом варианте пропеллер характеризуется формой выполнения каждой фронтальной поверхности лопасти. Группа изобретений направлена на упрощение конструкции. 3 н.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к конструкциям лопастей несущего винта и способам их изготовления из слоистых композиционных материалов. Лопасть конструктивно выполнена по безлонжеронной силовой схеме с пенопластовым сердечником по всей длине хорды и работающей обшивкой. Пенопластовый сердечник выполнен из материала с изотропной ячеистой структурой, а обшивка - в виде многослойной оболочки из полимерно-композиционных материалов, охватывающей пенопластовый сердечник. Оболочка выполнена с переменной толщиной контура вдоль радиуса несущего винта и хорды лопасти, а ее внешние слои формируют аэродинамический профиль лопасти. В носовой части лопасти между слоями оболочки размещены секции центровочного груза, поверх внешнего слоя - противоэрозийная оковка. Технологически лопасть изготавливается методом «мокрой» выкладки слоев оболочки и последующим одношаговым «горячим» прессованием совместно с пенопластовым сердечником в пресс-форме. В процессе полимеризации оболочка и пенопластовый сердечник образуют монолитную интегральную структуру, обеспечивающую устойчивые геометрические параметры пера лопасти. Достигается снижение количества применяемой оснастки и стабильность упругомассовых характеристик лопасти. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 11 ил.
Изобретение относится к области винтовых движителей. Законцовка лопасти, выполненная в виде концевого крылышка, представляет собой профиль лопасти, разделенный на верхнюю и нижнюю части. Каждая часть концевого крылышка может иметь фиксированный или управляемый угол атаки, независимый от угла атаки другой части. Достигается уменьшение потерь мощности привода винта, улучшение аэродинамики лопасти, увеличение подъемной или тянущей силы и эффективности винта. 1 ил.
Изобретение относится к авиационной промышленности и может быть использовано при производстве лопастей несущих и рулевых винтов для вертолетов. Способ изготовления безлонжеронной лопасти винта вертолета заключается в том, что из термокомпрессионного пенопласта в соответствии с требуемыми размерами изготавливают заполнитель (1), имеющий форму лопасти. Из листов препрега формируют наружный (3), внутренний (2) и концевой пакеты (4), приклеивают центровочный груз (5) к внутреннему пакету (2), соединяют с последовательным расположением внутренний пакет (2), наружный пакет (3), резиновую накладку (8) и оковку (4). Размещают во внутреннем и наружном пакетах (2) и (3) заполнитель (1) таким образом, что внутренний пакет охватывает заполнитель по части его ширины, а наружный пакет - по всей ширине, и устанавливают концевой пакет (9). Собранное перо лопасти размещают в матрице и осуществляют ее тепловую обработку. При изготовлении пера лопасти может быть изготовлена и установлена продольная перегородка (11) из листов препрега, при этом размещение заполнителя (1) осуществляют частями. Достигается повышение точности наружной геометрии лопасти и сокращение количества технологической оснастки. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к области турбинных двигателей, а именно к способу изготовления металлического усиления для лопатки рабочего колеса турбинного двигателя. Способ последовательно включает этап расположения металлических скоб в формующий инструмент, имеющий матрицу и пуансон, при этом металлические скобы представляют собой металлические секции с прямолинейной формой, согнутые в форму U или V; и этап горячего изостатического прессования металлических скоб, вызывающий интеграцию металлических скоб таким образом, чтобы получить сжатую металлическую часть. Обеспечивается возможность легкого получения металлического усиления без использования больших объемов материалов. 14 з.п. ф-лы, 27 ил.
Изобретение относится к пассивному устройству поглощения энергии для элемента конструкции летательного аппарата и касается лопасти, лопатки или любого другого элемента винта, крыла, стойки или фюзеляжа летательного аппарата. Устройство поглощения кинетической энергии содержит наружную оболочку, выполненную из плетеного композиционного материала с возможностью сохранять целостность после удара, сердцевину из пеноматериала, заключенную в наружную оболочку и заполняющую наружную оболочку, усилительные элементы, интегрированные в сердцевину из пеноматериала. При этом усилительные элементы содержат прерывистые нити, введенные посредством вшивания в сердцевину из пеноматериала. Причем каждая из прерывистых нитей имеет головку в виде L или Т, отбортованную снаружи наружной оболочки. Достигается повышение надежности и целостности конструкции при столкновении с птицами или твердыми предметами. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 13 ил.
Изобретение относится к авиации
Преобразующий мощность (крутящий момент) двигателя в тягу, необходимую для поступательного движения летательных аппаратов, аэросаней, глиссеров, судов на воздушной подушке. Воздушные винты бывают тянущие – устанавливаются на самолёте и др. впереди двигателя (по направлению движения) и толкающие – помещаются позади двигателя. Винты могут быть одиночными и сдвоенными соосными, когда два винта расположены один над другим, вал верхнего винта проходит через полый вал нижнего винта и вращаются они в противоположные стороны. По способу крепления лопастей к втулке различают винты: неизменяемого шага, лопасти которых выполнены заодно со втулкой; изменяемого шага – наиболее распространённый тип, лопасти которого в полёте можно поворачивать во втулке вокруг оси на некоторый угол, называемый шагом винта; реверсивные, у которых в полёте лопасти могут быть установлены под отрицательным углом для создания тяги, направленной в противоположную от движения сторону (такой лопастей используется, напр., для эффективного торможения и уменьшения длины пробега самолёта при посадке). Особенность флюгерного воздушного винта – возможность в полёте устанавливать лопасти по воздушному потоку, чтобы при остановке двигателя в полёте не увеличивать лобового сопротивления самолёта от винта. Число лопастей воздушных винтов от 2 до 6 у одиночных и до 12 – у соосных.
Разновидностями воздушных винтов являются несущий винт и рулевой винт , применяемые на вертолётах, винтокрылах, автожирах .
Энциклопедия «Техника». - М.: Росмэн . 2006 .
Лопастной движители для преобразования крутящего момента двигателя в тягу винта. Устанавливается на самолётах, винтокрылах, аэросанях, аппаратах на воздушной подушке, экранопланах и т. д.
В. в. подразделяются; по способу установки лопастей - на винты неизменяемого, фиксированного и изменяемого шага (могут быть флюгерными или флюгерно-реверсивными); по механизму изменения шага - с механическим, электрическим или гидравлическим приводом; по схеме работы - прямой или обратной схемы; по конструкции - на одиночные, соосные, двухрядные, В. в. в кольце.
В. в. состоит из лопастей (см.
Лопасть винта), втулки и может также включать изменения шага винта. В. в. различаются диаметром D (0,5-6,2 м) и числом лопастей k (2-12). Втулка служит для крепления лопастей и передачи крутящего момента от вала двигателя. Механизм изменения шага обеспечивает изменение угла установки лопастей в полёте.
1)
У В. в. неизменяемого шага лопасти не поворачиваются вокруг своих осей.
2)
Лопасти В. в. фиксированного шага могут быть установлены под необходимым углом перед полётом, но во время работы они не поворачиваются.
3)
У В. в. изменяемого шага можно изменять угол установки лопастей с помощью системы ручного управления или автоматически с помощью регулятора частоты вращения. Регулятор поддерживает заданную частоту вращения двигателя, управляя шагом посредством подачи масла через систему каналов в соответствующие полости механизма управления В. в. с гидравлическим приводом.
4)
У флюгерного В. в. лопасти могут устанавливаться по потоку для уменьшения аэродинамического сопротивления при вынужденной остановке двигателя в полёте (см.
Флюгирование винта).
5)
Лопасти флюгерно-реверсивного В. в. могут также устанавливаться в такое положение, когда при его вращении создаётся отрицательная тяга, используемая на посадке для сокращения длины пробега и маневрирования на земле (см.
Реверсирование винта).
Механические и электрические механизмы изменения шага обладают большой инерционностью и поэтому практически не используются. Наиболее распространены В. в. с гидравлическим приводом.
1)
У В. в. с гидравлическим приводом прямой схемы лопасти устанавливаются на малый шаг с помощью усилий, создаваемых давлением масла, а на большой шаг - центробежными силами противовесов. Такие В. в. применяются при мощностях двигателя до 2000 кВт.
2)
При мощностях свыше 2000 кВт значительно возрастает масса противовесов, поэтому используются В. в. обратной схемы, у которых лопасти устанавливаются на большой шаг с помощью усилий, создаваемых давлением масла, а на малый шаг - центробежными силами самих лопастей.
- Одиночный винт имеет один ряд лопастей,
- соосный В. в. состоит из двух одиночных винтов, установленных на соосных валах и вращающихся в противоположные стороны (см.
Соосный винт),
- двухрядный В. в. состоит из двух одиночных винтов, расположенных один за другим и вращающихся в одном направлении.
- в. в. в кольце имеет профилированное кольцо, благодаря которому создастся дополнит тяга; эффективен на малых скоростях (до 200 км/ч).
Для уменьшения аэродинамического сопротивления и потерь мощности на входе в на В. в. устанавливают обтекатели (эллиптические, конические и др.), закрывающие втулку и прикомлевые части лопастей. На В. в. могут размещаться противообледенительные системы.
К В. в. нового поколения относятся В. в. уменьшенного диаметра с большим числом широких тонких саблевидных лопастей, которые необоснованно называются винтовентиляторами.
В начальный период развития авиации В. в. изготовлялись главным образом из древесины, а в последующие годы нашли применение другие (сталь , титан, алюминиевый сплавы, композиционные материалы и др.).
Для оценки качества В. в. и сопоставления их между собой используются в основном безразмерные α и мощность
(β) = N/(ρ)n3D5
(N - , (ρ) - плотность воздуха, n - частота вращения винта)
и коэффициент полезного действия воздушного винта
(η) = (αλ)/(β)((λ) = V/nD - относительная , V - скорость полёта). Характеристики В. в. определяют в лётных испытаниях, из исследований В. в. и их моделей в аэродинамических трубах, а также теоретическим путем. При расчётах различают 2 случая; определение формы, размеров и числа лопастей по заданным значениям (α), (β) и (η) (прямая задача) и определение (α), (β), и (η) по известной геометрии В. в. (обратная задача).
Впервые рассматривать лопасть В. в. как предложил русский инженер С. К. Джевецкий в 1892, он же в 1910 выдвинул гипотезу плоских сечений (каждое сечение лопасти рассматривается как ). Путём разложения подъёмной силы профиля dY и его сопротивления аэродинамического dX определяют тягу dP и силу dQ сопротивления вращению рассматриваемого элемента лопасти, а полные тягу лопасти и силу сопротивления её вращению (отсюда - потребную для вращения В. в. мощность двигателя) получают интегрированием вдоль лопасти. В основном действующие на элемент лопасти силы определяются относительной скоростью W набегающего потока и её геометрическим углом атаки
(α)r = (φ)-arctg(V/(ω)r),
(φ) - угол установки элемента лопасти.
В идеальном случае скорость набегающего потока
W = (ω)Xr + V,
где (ω) - угловая скорость лопасти, r - радиус-вектор рассматриваемого сечения, V - вектор скорости полёта. При своём движении лопасть увлекает за собой , придавая ему дополнительную, индуктивную скорость w. В результате истинная скорость Wн,. обтекания элемента и истинный ((α)н отличаются от идеальных. Вычисление w и (α)н являются основной задачей теории винта.
В 1910-1911 Г. X. Сабинин и Б. Н. Юрьев развили теорию Джевецкого, включив в неё, в частности, некоторые положения теории идеального пропеллера. Расчёты В. в. по полученным ими формулам вполне удовлетворительно согласовывались с экспериментальными результатами. В 1912 Н. Е. предложил вихревую теорию, дающую точное физическое представление о работе винта, и практически все расчёты В. в. стали проводиться на основе этой теории.
Согласно теории Жуковского, винт заменяется системой присоединённых и свободных вихрей. При этом лопасти заменятся вихрями присоединёнными, которые переходят в , идущий вдоль оси винта, а с задней кромка лопасти сходят свободные вихри, образующие в общем случае винтовую вихревую пелену. При допущении, что (ω) связь (ω) с циркуляцией скорости вокруг сечения лопасти. Гипотеза плоских сечений при безотрывном обтекании лопасти была подтверждена экспериментально совпадением распределений давления по сечениям лопасти вращающегося В. в. и крыльев с теми же профилями сечений. Оказалось, однако, что вращение влияет на распространение срыва потока по поверхности лопасти и в особенности на разрежение в области отрыва. Начинающаяся на конце лопасти область отрыва потока подобна вращающейся трубе, разрежение в ней управляется центробежной силой и на внутренней части лопасти намного больше, чем на крыле.
При (λ) 1 отличие истинной (ω) от средней становится заметным, и расчёт В. в. с истинной (ω) становится аналогичным расчёту крыла конечного размаха (см.
Крыла теория). При расчёте тяжело нагруженных В. в. (с большим отношением мощности к сметаемой винтом поверхности) необходимо учитывать деформацию вихрей.
Вследствие того, что к окружной скорости В. в. добавляется поступательная , влияние сжимаемости воздуха сказывается прежде всего на В. в. (приводит к уменьшению коэффициента полезного действия). При дозвуковых окружной скорости конца лопасти, поступательной скорости самолёта и дозвуковой скорости W влияние сжимаемости воздуха на (ω) слабое и сказывается лишь на обтекании лопасти. В случае же дозвуковой скорости летательной и сверхзвуковой скорости W на конце лопасти (когда необходим учёт сжимаемости среды) теория В. в., основанная на схеме присоединённых (несущих) вихрей, становится практически неприменимой, к нужен переход к схеме несущей поверхности. Такой переход необходим и при дозвуковой скорости конца лопасти, если её ширина достаточно велика. Полученные в СССР экспериментальным путём В. в. и поправки, обусловленные сжимаемостью воздуха, широко применялись при выборе диаметров и числа лопастей В. в. и вместе с выбором формы лопастей (в особенности профилей их сечений) дали возможность улучшить лётные характеристики отечественных самолетов, в том числе участвовавших в Великой Отечественной войне.
В течение первого периода освоения больших дозвуковых скоростей основной задачей проектирования В. в. считали создание винтов большого диаметра (до 6 м) с высоким коэффициентом полезного действия (Воздушный винт85%) при максимальной скорости полёта. Характеристики профилей при больших околозвуковых скоростях полота впервые были получены экспериментально на винтах с так называемыми дренированными лопастями, причём один из профилей имел свойства сверхкритического профиля (1949). Для второго периода (с 60-х гг.) характерно дополнительное требование - увеличенная тяга В. в. при взлёте. С этой целью были разработаны лопасти с профилями увеличенной кривизны. Дальнейшее развитие В. в. связывают с разработкой винтов с большим числом широких тонких саблевидных лопастей. С увеличением числа и ширины лопастей большое значение приобретает обтекание их комлевых частей, где существенен эффект решётки профилей. Средством уменьшения волнового сопротивления может быть выбор формы кока. Расчеты и эксперименты показывают, что на скоростях полёта, соответствующих Маха числу полёта M В СССР большой вклад в разработку теории, методов расчёта и проектирование В. в. внесли С. Ш. Бас-Дубов, Б. П. Бляхман, В. П. Ветчинкин, К. И. Жданов, Г. М. Заславский, В. В. Келдыш, А. Н. Кишалов, Г. И. Кузьмин, А. М. Лепилкин, Г. И. Майкапар, И. В. Остославский, Н. Н. Поляков, Д. В. Халезов.
Авиация: Энциклопедия. - М.: Большая Российская Энциклопедия . Главный редактор Г.П. Свищев . 1994 .
воздушный винт Энциклопедия «Авиация»
воздушный винт - Рис. 1. Схемы воздушных винтов. воздушный винт лопастной движитель для преобразования крутящего момента двигателя в тягу винта. Устанавливается на самолётах, винтокрылах, аэросанях, аппаратах на воздушной подушке, экранопланах и т. д.В. в … Энциклопедия «Авиация»
воздушный винт - Рис. 1. Схемы воздушных винтов. воздушный винт лопастной движитель для преобразования крутящего момента двигателя в тягу винта. Устанавливается на самолётах, винтокрылах, аэросанях, аппаратах на воздушной подушке, экранопланах и т. д.В. в … Энциклопедия «Авиация»
воздушный винт - Рис. 1. Схемы воздушных винтов. воздушный винт лопастной движитель для преобразования крутящего момента двигателя в тягу винта. Устанавливается на самолётах, винтокрылах, аэросанях, аппаратах на воздушной подушке, экранопланах и т. д.В. в … Энциклопедия «Авиация»
ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ - лопастной движитель, рабочей средой которого является воздух. Воздушный Винт распространенный авиационный движитель. Судовой Воздушный Винт по геометрии лопастей и гидродинамическим характеристикам существенно отличаются от авиационных и… … Морской энциклопедический справочник
Пропеллер, движитель, в котором радиально расположенные профилированные лопасти, вращаясь, отбрасывают воздух и тем самым создают силу тяги. В. в. состоит из втулки, расположенной на валу двигателя, и лопастей, имеющих вдоль размаха… … Большая советская энциклопедия
воздушный винт - orasraigtis statusas T sritis fizika atitikmenys: angl. impeller airscrew; propeller vok. Luftschraube, f; Propeller, m; Saugschraube, f rus. воздушный винт, m; пропеллер, m pranc. aéro propulseur, m; hélice aérienne, f; hélice propulsive, f … Fizikos terminų žodynas