Работа лопасти винта в полете

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ.

СИЛА ТЯГИ ВИНТА. ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ

Основные характеристики силовой установки

ограничения по силовой установке (РЛЭDA 40 NG п. 2.4)

Самолет оборудован винтовым двигателем Austro Engine E4-A (четырехцилиндровый двигатель прямого впрыска, жидкостного охлаждения с турбоохладителем и редукционной передачей винта 1:1,69). Двигатель работает как на авиационном керосине, так и на дизельном топливе и развивает мощность123,5 кВт (165,6 л.с.) при 2300 об/мин в условиях МСА на уровне моря. Цифровой электронный регулятор автоматически контролирует режимы работы двигателя, количество оборотов в минуту также регулируется автоматически. Трехлопастной воздушный винт mt-Propeller MTV-6-R/190-69, гидравлический с изменяемым шагом изменяемого шага, оснащен системой поддержания постоянных оборотов и автоматическим флюгированием воздушного винта в случае отказа двигателя.

Общие сведения

- a) Изготовитель двигателя: Austro Engine

- b) Модель двигателя: E4-A

- c) Ограничения на частоту вращения вала двигателя

(по частоте вращения воздушного винта)

Максимальная частота вращения во взлетном режиме (об/мин): 2300 об/мин

(в течение не более 5 мин)

Номинальное число оборотов (об/мин): 2100 об/мин

Заброс оборотов: 2500 об/мин (в течение не более 20 с)

- d) Мощность двигателя

Максимальная взлетная мощность: 100 % (123,5 кВт, 165 л.с.) (в течение до 5 мин)

Номинальная мощность: 92 % (114 кВт, 152,8 л.с.) при 2100 об/мин в условиях МСА

Для уравновешивания сил лобового сопротивления, получения необходимой скорости и подъемной силы на самолете используется винтовая силовая установка: двигатель Austro Engine E4-A (АЕ 300) (объем 2 л) с трехлопастным винтом mt-Propeller MTV-6-R/190-69. Для уменьшения температуры головок цилиндров применяется жидкостное охлаждение.

Редуктор: 1:1,69 (на редукторе понижение оборотов).

Допускается максимальная частота вращения 2500 об/мин в течение 20 с.

РУД выставляется в процентах. На 8–10 % нагрузки осуществляется имитация отказа двигателя при учебных полета. В крейсерском полете РУД в положении 65–70 % в зависимости от режима полета.

Часовой расход топлива на двигатель при РУД = 50 % составляет 16,6 л/ч.

Работа воздушного винта основана на тех же законах аэродинамики, что и работа крыла. Винт должен развивать достаточную тягу в различных условиях полета, работать с наибольшей полезной отдачей мощности, не создавать волнового кризиса, обладать геометрической и весовой симметрией, быть достаточно прочным при небольшой массе, обеспечивать простоту в эксплуатации и ремонте.

Винт должен быть статически и динамически уравновешенным.

Направление вращения винта - правое, то есть из кабины пилота винт вращается слева направо (по часовой стрелке).

Рис. 3.1. Конструкция воздушного винта

Воздушный винт имеет три лопасти, изготовленные из дерева, имеющие покрытие из стеклопластика и отделочное покрытие из акрилового лака (рис. 3.1). Внешняя часть передней кромки лопастей защищена от эрозии оковкой из нержавеющей стали, приклеенной к лопасти. Внутренняя часть передней кромки лопасти защищена эластичной самоклеящейся лентой из полиуретана.

Система управления воздушным винтом. При вращении винта возникают центробежные крутящие моменты, стремящиеся повернуть лопасть в сторону уменьшения угла установки (рис. 3.2, а). К каждой лопасти винта самолета DA 40 прикреплены противовесы, которые обеспечивают компенсацию центробежных крутящих моментов и поворачивают лопасть в сторону увеличения угла установки (рис. 3.2, б).

Двигатель оснащен системой электронного управления (FADEС), которая осуществляет регулирование шага винта.

Шаг винта регулируется регулятором оборотов воздушного винта mt-Propeller P-853-16. Регулирование шага осуществляется блоком управления двигателем при помощи электромеханического исполнительного механизма регулятора. Для изменения шага лопастей во втулку воздушного винта закачивается масло из редуктора, при этом увеличивается шаг и уменьшается число оборотов винта. При уменьшении давления масла во втулке воздушного винта происходит уменьшение шага винта и увеличение числа оборотов.

а б

Рис. 3.2. Работа центробежных сил лопастей (а) и противовесов (б)

В полете, в зависимости от установки мощности, шаг воздушного винта регулируется таким

образом, что обеспечивается поддержание заданного числа оборотов (см. Рис. 3.3.).

Рис. 3. 3. Зависимость частоты вращения воздушного винта от режима работы двигателя.

Минимальный удельный расход топлива соответствует нагрузке 60 – 75 %, что соответствует оборотам 2000 ±50 об/мин и равен 198 – 199 г/kW•час или 149 г/л.с. в час, Рис. 3. 4.

г/kW•час

kW

Рис. 3. 4. Удельный расход топлива

При числе оборотов двигателя свыше 1300 центробежный упорный механизм большого шага предотвращает выход лопастей за упор (рис. 3.5).

Рис. 3.5. Принципиальная схема управления воздушным винтом

Углы установки лопастей воздушного винта при 0,75R:

1. Малый шаг – 14.5° ± 0,2°:

– обеспечивает наименьшее сопротивление, что облегчает запуск и устойчивость режима работы двигателя на малом газе (IDLE);

– при пробеге обеспечивает создание небольшой отрицательной тяги при РУД = 0 % и способствует уменьшению длины пробега.

2. Рабочее положение (большой шаг) – до 35° ± 1°.

Работа воздушного винта оказывает существенное влияние на полет самолета. При полете на малых углах атаки (до a ≈ 2-3°) ось вращения винта почти совпадает с направлением вектора скорости полета и направлением тяги винта (обдувка симметричная). За счет увеличения местной скорости обтекания частей самолета на величину скорости струи, отбрасываемой винтом назад, пропорционально увеличиваются подъемная сила и сила лобового сопротивления, в результате чего аэродинамическое качество самолета почти не изменяется.

При полете на больших углах атаки крыла и малых скоростях полета вектор воздушной скорости не будет перпендикулярен плоскости вращения винта (косая обдувка). При косой обдувке вектор силы тяги винта (P_ист) раскладывается на две составляющие:

– горизонтальную составляющую (P_x), обеспечивающую движение самолета;

– вертикальную составляющую (P_y), действующую в направлении подъемной силы крыла и увеличивающую ее.

Таким образом, в полете на углах атаки более 3-4° аэродинамические характеристики самолета улучшаются за счет увеличения подъемной силы крыла на величину вертикальной составляющей силы тяги. Влияние P_y на увеличение аэродинамического качества самолета тем больше, чем больше угол атаки (меньше скорость полета) и выше режим работы двигателя.

Высотно-скоростные характеристики двигателя. Высотной характеристикой двигателя называется зависимость эффективной мощности и эффективного удельного расхода топлива от высоты полета при постоянной частоте вращения вала двигателя. С подъемом на высоту изменяется температура и плотность окружающего воздуха. Это вызывает изменение мощности, развиваемой двигателем, и удельного расхода топлива.

Уменьшение плотности воздуха приводит к уменьшению расхода воздуха и соответственно эффективной мощности. Мощность двигателя с увеличением высоты полета уменьшается (рис. 3.6), что влияет на ограничение высоты полета самолета, уменьшается вертикальная скорость набора (V_y) и угол набора (Q).

Рис. 3.6. Высотная характеристика

Скоростной характеристикой двигателя называется зависимость силы тяги винта на данной высоте (Н = const) при данной частоте вращения (n = const) от скорости полета. С увеличением скорости полета углы атаки элементов лопасти винта уменьшаются, поэтому уменьшается сила тяги винта (рис. 3.7). Зависимость тяги винта от скорости полета можно определить по формуле

,

где h – КПД винта (h = N_т / N_потр, N_т – тяговая мощность, N_потр – мощность, потребная для вращения); N_е – мощность двигателя, используемая для вращения винта (эффективная); V – скорость полета. Из формулы видно, что сила тяги обратно пропорциональна скорости.

Рис. 3.7. Скоростная характеристика

Чтобы не возникал волновой кризис, между двигателем и винтом установлен редуктор, понижающий частоту вращения.

Для равномерного вращения необходимо равенство М_кр = М_т. Если это условие будет нарушено, то вращение получится ускоренным или замедленным.

Регулятор постоянства оборотов обеспечивает на заданном режиме постоянство частоты вращения (n = const).

Работа лопасти винта в полете

Винт самолета характеризуется следующими геометрическими параметрами: диаметром, профилем лопасти, радиусом сечения, формой лопасти в плане, углом установки, геометрическим шагом. Профиль лопасти аналогичен профилю крыла и характеризуется теми же параметрами. Силы, действующие на элемент лопасти при вращении винта, показаны на рис. 3.8.

Рис. 3.8. Возникновение сил на винте

При работе двигателя в полете все элементы лопасти совершают сложное движение, перемещаясь поступательно со скоростью V и по окружности с окружной скоростью U (см. рис. 2.8). Результирующая скорость элемента лопасти винта относительно воздуха представляет геометрическую сумму векторов V и U: .

Окружная скорость элемента лопасти равняется U = 2p r n, где n – частота вращения, об/с; r – радиус лопасти, м.

Контрольный радиус винта берется на расстоянии 0,75 м от оси вращения.

Поступательная скорость всех элементов (V) равна истинной скорости полета самолета.

Угол между результирующей скоростью элемента лопасти винта (W) и хордой профиля элемента лопасти винта называется углом атаки элемента лопасти (a) (см. рис. 2.8).

Угол между результирующей скоростью элемента лопасти и плоскостью вращения винта называется углом притекания струи (b).

Угол установки лопасти (j) – это угол, заключенный между плоскостью вращения винта и хордой элемента лопасти.

Тяга винта определяется по формуле

,

где – коэффициент тяги, зависящий от формы лопасти и углов атаки элементов лопасти ( ≈ 0,25); r – плотность воздуха; n – частота вращения винта; D – диаметр винта.

Для обеспечения наивыгоднейших аэродинамических условий работы всех элементов лопасти винта угол наклона их делается переменным, т.е. лопасть имеет геометрическую крутку; наибольший угол наклона имеет сечения у корня, наименьший – на конце лопасти. Геометрический шаг винта – это расстояние, на которое продвинулся бы винт вдоль своей оси в твердой среде. Зная угол наклона и радиус сечения, легко определить геометрический шаг сечения: H = 2p r tgj.

Винт mt-Propeller MTV-6-R/190-69 – переменного шага. У винтов переменного шага геометрический шаг изменяется вдоль длины лопасти. Эти винты имеют больший КПД, так как все элементы винта работают с одним и тем же углом атаки.

Кинематическими характеристиками воздушного винта называются параметры, характеризующие механическое движение винта: частота вращения, поступь, скольжение, относительная поступь (рис. 3.9).

Рис. 3.9. Движение элемента лопасти винта: 1 – след сечения лопасти; 2 – плоскость вращения

В полете каждое сечение лопасти, вращаясь вокруг продольной оси винта, одновременно продвигается вперед со скоростью полета самолета.

Расстояние, пройденное воздушным винтом за один оборот в воздухе, называется поступью винта (или действительным шагом). Она может быть определена по формуле

,

где V – скорость полета, м/с; n – частота вращения винта, об/с.

Чем больше скорость при данной частоте вращения, тем больше поступь; чем больше частота вращения при данной скорости, тем меньше поступь; при скорости равной нулю, поступь винта равна нулю.