книги из ГПНТБ / Лигум Т.И. Некоторые особенности аэродинамики турбовинтового самолета [учебное пособие]

сжатие воздуха компрессором турбовинтового двигателя во время его вращения. Поршневой двигатель в отличие от ТВД требует для холодной прокрутки гораздо меньшую мощность, затрачи­ ваемую главным образом на преодоление трения в его механиз­ мах и агрегатах. У поршневого двигателя последовательно чере­ дуются такты сжатия в одних цилиндрах с тактами расширения в других. При этом процесс расширения сопровождается частич­ ным возвратом энергии, затраченной на сжатие. В результате

мощность, потребная для холодной прокрутки поршневого двига­ теля с номинальными оборотами, составляет всего 10—15 процен­ тов номинальной мощности работающего двигателя.

Мощность, потребная для холодной прокрутки поршневого дви­ гателя, пропорциональна квадрату его оборотов, а момент сопро­ тивления вращению прямо пропорционален числу оборотов. В то же время мощность для холодной прокрутки турбовинтового двига­ теля пропорциональна кубу, а момент сопротивления вращению — квадрату его оборотов. Таким образом, сопротивление, создаваемое авторотирующим винтом, существенно зависит от типа двигателя. Если тормозной момент двигателя относительно велик, то устано­

противление его будет значительным. При относительно неболь­ шом тормозном моменте и том же угле установки лопастей авто­ ротация сопровождается увеличенными оборотами и малым кру­ тящим моментом винта. Сопротивление будет меньше. Минималь­ ное сопротивление винта и наибольшие обороты будут в случае нарушения кинематической связи вала винта с двигателем при разрушении редуктора, или при двухвальной схеме двигателя, где первая ступень турбины вращает компрессор, а вторая — винт. При отказе двигателя и невозможности его флюгирования винт раскручивает только вторую турбину, сопротивление которой ни­ чтожно мало. Общее сопротивление силовой установки в этом случае будет определяться только сопротивлением самого винта подобно поршневому двигателю. Английский турбовинтовой дви­ гатель «Протей» имеет такую схему.

Рассмотрим, как изменяются обороты авторотации от угла уста­ новки лопастей воздушного винта. На рис. 13 представлено изме­ нение оборотов винта в режиме авторотации в зависимости от углов установки лопастей. Графики приведены для разных скоростей полета и составлены кандидатом технических наук М. В. Розенблатом по экспериментальным данным. Если угол установки лопастей воздушного винта составляет 90°, что соответствует флюгер­ ному положению лопастей, винт в полете неподвижен.

С уменьшением угла па винте появляется крутящий момент и начинается авторотация с увеличивающимися оборотами. При угле в 20° для винта АВ-68И обороты авторотации доходят до мак­ симальных в связи с наибольшим значением крутящего момента. Дальнейшее уменьшение угла вызовет снижение оборотов. Если бы винт мог встать на небольшой отрицательный угол установки

19

ъ

Рис. 1*3. Изменение оборотов авторотирующего винта в зависимости от углов установки для разных скоростей полета.

Рис. 14. Изменение сопротивления авторотирующего винта в зависимости от углов установки для разных скоростей полета.

—4°, то авторотация прекратилась бы и винт снова стал бы непод­ вижен. Сопротивление винта в зависимости от угла установки ло­ пастей для разных скоростей полета представлено на рис. 14*.

Закон изменения сопротивления несколько отличается от зако­ на изменения оборотов. При угле, соответствующем максимальным оборотам авторотации (этот угол близок к 20°), сопротивление не максимально; наибольшего значения оно достигает при угле уста­ новки 10°.

Впроцессе последующего уменьшения угла установки лопастей

ичисла оборотов авторотации сопротивление винта опять пони­ жается. Истинная скорость полета влияет следующим образом.

При заданном угле установки лопастей с увеличением скорости обороты и сопротивление винта возрастают. Для получения

Рис. 15. График зависимости сопротивления авторотирующего винта от скорости полета.

наименьшего сопротивления от авторотирующего винта в цилинд­ ровую группу устанавливается* скользящий упор, который фикси­ рует угол установки около 45°. При флюгировании упор не мешает винту встать во флюгерное положение.

При полете с авторотирующим винтом летчика в основном интересует создаваемое сопротивление. Рассмотрим, как же оно меняется по скорости полета. Для этого перестроим график сопро­ тивления винта по углу установки (рис. 14) в график изменения сопротивления винта по скорости полета (рис. 15). Здесь представ­ лено изменение сопротивления винта АВ-68И для установочных углов ср = 0° и ф = 12°, когда винт стоит на промежуточном упоре.

Для уменьшения сопротивления воздушных винтов при отказе двигателя на турбовинтовых самолетах применяются системы флюгирования. Они переводят винты во флюгерное положение, при

* См. там же.

21

котором сопротивление винта минимальное. Автоматическая гидро­ электрическая система включается при уменьшении мощности двигателя в момент отказа и не требует вмешательства летчика.

Параллельно с автоматической системой флюгирования уста­ навливается и механическая система на самолетах Ил-18, Ан-10, Ту-114, управляемая вручную из кабины летчика. При механиче­ ском флюгировании (когда вручную открывается подача азота на перемещение золотника в регуляторе оборотов) возможно его пол­ ное флюгирование или затяжеление до 70—75°. При этом сопро­ тивление авторотирующего винта становится небольшим и опас­ ности для полета не представляет. Переход винта из режима авторотации во флюгерное положение происходит достаточно быстро: гидравлическая аппаратура сообщает лопастям угловую скорость перестановки порядка 10—15° в секунду. Например, для винта АВ-68И время флюгирования в полете не превышает 10 секунд. Угол атаки в момент флюгирования изменяется так, что на ка­ кой-то промежуток времени становится положительным, вслед­ ствие чего получается кратковременное, но довольно энергичное увеличение тяги.

§ 3. ВЛИЯНИЕ СЖИМАЕМОСТИ ВОЗДУХА НА КОЭФФИЦИЕНТ

ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ ВИНТА

Потери мощности на винте современной турбовинтовой силовой установки составляют 20—30%. Чем же объясняются такие колоссальные потери?

Рис. 16. Изменение коэффициента лобового сопротивления сх и коэффициента подъемной силы су с увеличением числа М.

Из аэродинамики больших скоростей известно, что аэродинами­ ческие коэффициенты, которыми характеризуются силы и моменты, создаваемые крыловыми и винтовыми профилями, зависят при ма­ лых скоростях полета, в основном, от геометрической формы про­ филей и от их углов атаки. Однако, когда скорость полета достигает числа М = 0,5 — 0,7, эти коэффициенты начинают изменяться все в большей степени по мере роста числа М. При достаточно боль­ ших числах М эти изменения приводят к резкому ухудшению

22

аэродинамических характеристик крыла (увеличению коэффици­ ента лобового сопротивления сх, падению коэффициента подъем­ ной силы Су и т. д.), как это показано на рис. 16.

Эти качественные изменения начинаются, когда скорость воздушного потока, хотя бы вблизи некоторой части обтекаемого тела, превышает скорость звука. Число М, соответствующее скоро­ сти набегающего потока, при котором местная скорость в какой-

ние вращению винта возрастает за счет появления волнового со­ противления, растут и потери, связанные с вращением винта. Вследствие падения коэффициента подъемной силы су профиля лопасти падает тяга, создаваемая винтом. Коэффициент полезного действия винта уменьшится.

Введем понятие лопастного числа М, которое представляет со­ бой отношение суммарной скорости W к скорости звука на данной высоте а

W

М лоп =

а

На рис. 17 представлено изменение скорости звука с высотой. Ввиду того, что суммарная скорость увеличивается от оси вра­

щения к концу лопасти за счет возрастания радиуса и окружной

* См. Гофман М. Л. «Основы аэродинамики скоростного самолета». Редиздат Аэрофлота, 1958, стр. 186.

23

скорости U, возрастает и Млоп • На рис. 18 изменение МЛ0П1 пред­ ставлено сплошной линией. Суммарная скорость W сечения лопа­ сти, при которой в данном сечении появляется местная звуковая скорость, называется критической суммарной скоростью и обозна­ чается WKp. Соответствующее этой скорости число М сечения лопа­

Qmnociiтельный радиус

Рис. 18. Области волнового кризиса на винте при различных скоростях полета.

— I изменение МЛОп1 для скорости К;

— • — • —изменение М/юп2 Для скорости Vz>Vi; г — относительный радиус.

хой обтекаемости. Струйки воздуха, обтекая такой профиль, сильно деформируются, поджимаются, а скорость в струйках из условий постоянства расхода через каждое сечение быстро возрастает и до­ стигает местной скорости звука. Число Млоп. крдля комлевой части лопасти будет небольшим (и чем ближе к комлю, тем меньше).

На концевой части лопасти, вследствие большого значения суммарной скорости W, на профилях быстро достигается местная скорость звука, а число М лоп. кр. будет несколько, больше, чем в комлевой части. На рис. 18 изменение Млоп. Кр. вдоль лопасти представлено пунктирной линией. Если в каком-либо сечении сум­ марная скорость W превысит критическую суммарную скорость I V , т- е- Млоп. станет больше Мл0П.Кр. »то в этом сечении лопасти образуется зона местных сверхзвуковых скоростей. Картина рас­

24

пределения давления по винтовому профилю изменяется, появляет­ ся волновое сопротивление, т. е. на элементах лопасти возникает волновой кризис. При этом сила тяги уменьшается, а мощность, потребная на вращение винта, увеличивается. Этот волновой кри­ зис, охватывающий все сечения лопасти, где Млоп. Больше Млоп. кр., раньше всего распространяется на те сечения (обозначенные на рис. 18 штриховкой), которые расположены у втулки винта и бли­ же к концу лопасти.

Если увеличить скорость полета, то возрастут значения лопаст­ ных чисел Млоп.1 так как возрастает суммарная скорость и волно­ вой кризис охватит и среднюю часть лопасти, которая на рис. 18 не заштрихована. Кривая МЛОп2 для большей скорости пройдет

выше. Потери мощности на преодоление волнового сопротивления

Рис. 19. Изменение к. п. д винта от числа М (скорости полета). Пунктиром показано изменение к. п. д. для саблевидного винта.

еще больше возрастают и к. п. д. резко падает. Изменение к. п. д. 'винта представлено на рис. 19.

По этой кривой видно, что наибольшее значение к. п. д. для винтов турбовинтового самолета получается при скорости полета около 600 км/час и что при больших скоростях полета к. п. д. вин­ та снижается вначале медленно, а затем очень резко.

составляет величину порядка 0,30—0,35, т. е. можно сказать, что

0,5 до 0,8 к. п. д. винта уменьшается от своего максимального значе­ ния примерно на 20%.

25

Влияние высоты полета выражается в том, что с ростом высоты, вследствие падения скорости звука, возрастает число Л4Л0П. При этом кризис распространяется на большую часть лопасти, и к. п. д. винта резко падает.

§ 4. ХАРАКТЕРИСТИКА ВИНТА, УСТАНАВЛИВАЕМОГО НА СКОРОСТНОМ ТУРБОВИНТОВОМ САМОЛЕТЕ

Крейсерские скорости турбовинтовых самолетов мало отли­ чаются от максимальных скоростей на данной высоте, так как полеты турбовинтовых самолетов происходят на высотах, близких к практическому потолку (см. рис. 20).

Рис. 20. Изменение с высотой величины крейсерской и максимальной скоростей полета поршневого (а) и турбовинтового (б) самолетов. Vкрейс- — крейсерская скорость;

Кмакс* — максимальная скорость.

Обычно на самолетах с ТВД ставят четырехлопастные автома­ тические винты изменяемого шага. В зависимости от мощности двигателя устанавливают одиночные или соосные винты диаметром 5—б м. Их вес соответственно достигает 400—500 и 800—1200 кг.

Для винта АВ-68И, установленного на самолете Ил-18, при ско­ рости полета 630 км!час, высоте 8000 м, оборотах винта 1075 об/мин и диаметре винта 4,5 м суммарная скорость на конце лопасти опре­ делится следующим образом:

26

Как видно из приведенного примера, концевые сечения лопасти работают при числах М, превышающих 1, т. е. в сверхзвуковом по­ токе, когда сильно сказывается волновое сопротивление. Дальней­ шее увеличение диаметра и числа оборотов винта становится невоз­ можным.

Двояковыпуклый

симметричный

Двояковыпуклый

несиинетричный

Ширимо §

ПЛОСКОвы пуклы й

винтовой

'—Скоростной

Ромбовидный1 сверхзвуковой

Рис. 21. Виды профилей для лопастей винтов.

Некоторые турбовинтовые двигатели имеют два режима оборо­ тов: номинальные /гном и крейсерские /гкр., которые на 6—7% мень­ ше номинальных. Переключение двигателя на крейсерские обороты производится на больших высотах полета для повышения эконо­ мичности двигателя. При этом к. п. д. винта повышается.

Профиль, толщина, ширина и форма лопасти в плане под­ бираются такие, которые способствуют наибольшему возможному увеличению к. п. д. винта. Наиболее употребительными винтовыми профилями являются двояковыпуклые или плосковыпуклые про­ фили (рис. 21). Применение таких профилей сечений лопастей су­ щественно улучшило аэродинамику винта для ТВД. В комлевой

27

части лопасти винтовой профиль искажается и переходит обычно в более округленную или овальную форму. Такой переход, вызван­ ный соображениями прочности, вызывает ухудшение аэродинами­ ческих качеств винта. Постановка в прикомлевых сечениях лопа­ стей тонких профилей позволила бы улучшить аэродинамику вин­ та и одновременно полнее использовать скоростной напор воздуха на входе его в двигатель.

профиль, а следовательно, волновой кризис будет наступать рань­ ше, при меньших числах М. Уменьшением толщины профиля сдви­ гают момент наступления волнового кризиса на большие числа М. Для винта АВ-68И относительная толщина концевого сечения составляет 0,0475.

Для скоростей полета до 900 км/час относительную толщину конца дюралюминиевой лопасти необходимо уменьшить до 4,5%

(с = 0,045).

Однако очень тонкие лопасти менее прочны и нередко подвер­ жены опасным вибрациям. Поэтому, чтобы обеспечить должную статическую и вибрационную прочность, сохранив относительную толщину, необходимо увеличивать ширину лопасти. На современ­ ных винтах турбовинтовых самолетов она достигает 0,5 м. Для вин­ та АВ-68И максимальная ширина лопасти 405 мм.

При большой ширине лопасти относительная толщина профиля уменьшается и появление местной скорости звука отдаляется на большие числа М. Критическое число М повышается.

Появление специальных скоростных винтовых профилей, для которых резкое увеличение потерь, связанных со сжимаемостью воздуха, наступает при больших скоростях, чем у обычных винто­ вых профилей, позволило турбовинтовым самолетам достигнуть скорости 900 км/час. Экспериментальные исследования показали, что для скоростей полета до 650 км/час можно ставить обычные винтовые профили для всей лопасти. При скоростях полета свыше

профиля, расположенной, примерно, на половине хорды (рис. 21). При скоростях полета свыше 900 км/час рекомендуют скоростные винтовые профили устанавливать по всей лопасти. При обычных скоростях полета применяются лопасти с большим сужением в концевой и комлевой частях (рис. 22). Для полета на больших ско­ ростях с двигателями большой мощности применяют прямоуголь­ ные лопасти с широкой комлевой частью.

Практические исследования показали, что если придать лопасти прямоугольную форму в плане, то можно снизить потери за счет

влияния сжимаемости воздуха. При прямом срезе концов лопастей получается уширение лопасти при той же конструктивной толщине

ее конца и таким образом достигается уменьшение относительной

28