Пропеллер для самолета Советский патент 1930 года по МПК B64C11/18 

Предлагаемое изобретение касается пропеллеров для летательных аппаратов и имеет целью уменьшить потери,, происходящие при превращепии мощности двигателя в мощность поступательного движения я складывающиеся из так называемых индуктированных потерь, содержащихся в кинетической энергии воздушных масс, получающих от пропеллера ускорение в осевом и в касательном направлении, и из потерь вследствие трения, называемых профильными потерями.

Исследование показывает,, что для получения минимума индуктивных и профйJIьпыx потерь, при определенном режиме работы пропеллера, требуется иметь определенное распределениесдвигающих усилий вдоль лопасти пропеллера, соответствующее наилучшему коэфициенту полезного действия. Это распределение сдвигающих усилий диктует конструктору определенное распределение аэродинамической величины Сд t, в которой ,, обозначает ширину лопасти в месте рассматриваемого поперечного сечения, а с -известный из теории

несущих крыльев фактор подъемной силы, онредел яющяйся формулой:

р F - этой формуле А обозначает подъемную силу крыла, имеющего площадь F (ширина f,, умноженная па длину I), v- относительная скорость крыла и р-плотность воздуха.

Теоретические рассуждепия и практический оныт показали, что для пропеллеров получаются хорошие коэфициенты полезного действия, если нрофили на концах лопастей выбраны так, что величины фактора подъемной силы е колеблются в пределах от 0,35 до 0,70, а по мере приближения к ступице фактор с постепенно,уменьшается, т.-е. ширина лонасти увеличивается, и профили ударяются воздухом при подъеме и старте под меньшим углом встречи, вследствие чего пропеллер и в этой области малых поступательных

скоростей работает с более выгодным коэфнциентом полезного действия.

Далее, чрезвычайно важно, чтобы форма, придаваемая пропеллеру, согласно расчету, фактичесБи сохранялась при йолете; с этой целью нежелательная деформация предлагаемого пропеллера сводится к минимуму тем, что, уже в неподвижном состоянии пропеллера, линия, на которой лежат центры тяжести отдельных поперечных сечений лопасти, имеет в каждой своей точке направление равнодействующей силы воздушного потока и центробежной силы.

На чертеже фиг. 1 изображает проекцию пропеллера на плоскость, параллельную оси вращения; фиг. 2-проекцию пропеллера на плоскость, перпендикулярную оси вращения; фиг. 3 показывает уменьшение фактора Сд, по паправлению от йотла лопасти к ступице и одновременно с этим соответственное увеличение ширины i, лопасти; фиг. 4 показывает рабочее состояние одного сечения лопасти, лежащего близ острия лопасти, и одного се1чения лопасти, лежащего близ ступицы- при горизонтальном полете; фиг. 5 показывает те же сечения лопасти при подъеме или при старте; фиг. 6 изображает обычно применяемый профиль сечения лопасти; фиг. 7-профиль сечения с загнутым вверх задним краем; фиг. З профиль сечения с загнутым вверх передним краем; фиг. 9- профиль сечения, имеющий симметричную форму.

На фиг. 3 показано изменение величины фактора с и ширины t лопасти, изображенного на фиг. 1 и 2 пропеллера а, радиус которого равен г, отложенный на диаграмме щк абсцисса; ординатами являются величины фактора с, которые достигают максимума на конце лопатки н составляют в этом месте величину в пределах от 0,35 до 0,7; затем величины эти уменьшаются по мере приближепия к ступице, при чем особенно резкое уменьшение имеет место вблизи ступицы; величины t, вычисленные из выражения с„ t также нанесены в виде ординат над абсцисой г.

Фиг. 4 показывает положение представленного в сильно увеличенном виде поперечного сечения лопасти Рг 1 по отношению к направлению притекания воздуха 0, и положение сечения лопасти Рг 2 по отношению к направлепию притекания Б О, при чем Рг 1 обозначает профиль сечепия

лопасти у наружного конца лопасти, а Рг 2-профиль вблизи ступицы пропеллера а, изображенного на фиг. 1 и 2. Углы ДОС и ЕОС изображают постояпные углы встречи профилей лопасти по отношению к плоскости вращение пропеллера, углы же AOD и БОЕ зависят каждый раз от режима полета. Фиг. 4 относится к горизонтальному полету.

По сравнению с горизонтальным полетом, при аэроплана (см. фиг. 5) угол AOD изменяется в угол DOA а yrojt БОЕ изменяется в угол ЕОБ, так как в этом случае, вследствие меньшей скорости полета при мало изменившемся числе оборотов пропеллера, направления притекапия воздуха определяются линиями и БЮ. Из сравнения фиг. 4 и 5 видно, что абсолютное изменение угла БОЕ и ЕОВ гораздо больше, чем изменение угла AOD ъ ОА1) Но углы встречи сечений лопасти, связаннйе с величиной с, не должны превосходить некоторой максимальной величины, так как в противном случае воздушный поток на всасывающей стороне сечений лопасти будет обрываться. Так, например, если, согласно фиг. 5, для профиля Рг 1 сечения лопасти величина Сд выбрана равною 0,5 и если при горизонтальном полете эта величина, вследствие изменения угла атаки, возрастает до 1,2. то при этом получается еще благоприятное распределепие потока;если же ту же вели чину с применять для профиля Рг 2 сечения лопасти, то здесь, благодаря значи тельно большему изменению угла, величина с„ возрастает уже до величины 1,8- 2,0, при которой воздушный поток на всасывающей стороне будет обрываться, как видно из фиг. 5.

Этот поток задевает, кроме того, за соседние сечения лопасти и изменяет благодаря этому то наиболее благоприятное распределение сдвигов, которое имел в виду конструктор и которое, как было упомянуто в начале описания, необходимо для получения наименьших потерь при превращении энергии вращения мотора в энергичх поступательяого движения. Уменьшение величин с, согласно изобретению, препят-. ствует этому обрыванию потока и таким образом позволяет пропеллеру, рассчитан ному для горизонтального полета, работать с более высоким коэфициентом полезнего действия также и во время подъема, или

при старте, во врема которого условия «ходны с условиями подъема. Сравнительные полеты, сделанные с обыкновенными пропеллерами и с пропеллерами, изготовленными, согласно изобретению, подтвердили снраведливость вышесказанного. . Силы, действующие на отде.гьные сечения лопастей, суть следующие (см. фиг. 1 н 2): в направлении оси Х-Х пропеллера сдвигающая сила $, и в направлении плоскости вращения-вращающая сила t. Кроне этих сил сопротивления воздуха к отдельным iCeчeниям лопасти приложены, значительно большие центробежные силы Z. Если при проектировании не принимать во внимание этих сил, то пропеллер, имеющий, согласно изобретению, очень тонкие наружные края, изменял бы в воздухе свою форму, вследствие чего коэфициент его полезного действия уменьшился бы. Для устранения деформации пропеллера, отдельные поперечные сечения лопастей располагаются так, что линия, проходящая через

их центры тяжести, во всех своих точках, зт ступицы до острия лопасти, имеет изо, гнутое направлепие, совпадающее в осевом направлении с направлением в каждой f точке переменной равнодействующей R силы сдвига .s и центробежной сильт Z, а в плоскости вращения пропеллер|а напра. вление этой линии совпадает в каждой точке с направлением переменной равнодействующей В вращающей силы t и центробежной силы Z; примерное направление этой кривой Т показано на фиг. 1 и 2.

Для достижения большого коэфициёнта полезного действия необходимо, кроме того, принимать меры против скручивания пропеллера. Применяемые до сих пор у про-, пеллеров профили поперечных сечений, лопастей, например, изображенный на фиг. 6, где имеются острые, направленные вниз края, имеют тот недостаток, что у иих центр давления может сильно перемещаться. Вследствие этого трудно достичь того, чтобы при всех условиях работы, т.-е. и при полете и при старте,- равнодействующая воздушных сил проходила через центр тяжести S сечения лопастд, т.-е. через нейтральную ось всей лопасти. Вместо этого, при переходе, например, от подъема в горизонтальному полету, происходит такое большие перемещение центра давлеН. У.

ния из S в (Sj, что обусловленное этйк перемещением положение равнодействующей воздушных сил вызывает иежелательное скручивание лопасти пропеллера. Для предотвращения скручивания лопасти среднюю кривизну Ъ профиля уменьшают, загибая вверх, по крайней мере, одно из двух ребер профиля. На фиг. 7 загнуто кверху заднее ребро с профиля, на фиг. 8- переднее ребро Ь профиля; последняя форма дает лучший коэфициент полезного действия, чем первая. Из фиг. 7 и 8 видно, что при изображенной на них профилировке, пределы перемещения центра давления очень суживд|,ются. Можно пойти даже еще дальше и загибая как передний кант, так и задний, получить симметричный профиль, согласно фиг. 9, в котором вообще не получается перемещения центра давления, и который при этом очень легко поддается изготовлению.

Предмет патента.

Пропеллер для самолета, характеризующийся тем. что с целью повышения тяги пропеллера при подъеме и старте углы встречи и ширина t отдельных элементов лопастей (фиг. 3) подобраны с таким расчетом, чтобы коэфациент С нагрузки на ометаемую пропеллером площадь получался для профиля на внешних концах лопастей я (фиг. I и 2) в пределах от 0,35 до 0,7 и соответственно убывал предпочтительно в направлении к ступице лопасти (фиг. 3), наряду с чем, в целях сохранения формы лопастей в работе, центры тяжести отдельных элементов лопасти могут быть расположены на кривой, совпадающей в каждом элементе с направлением равнодействующей Б (фиг. 1) силы s сдвига и центробежной силы Z, а в плоскости вращения пропеллера совпадающей в каждом элементе с направлением равнодействующей И (фиг. 2) силы t, вращения и центробежной силы Z, при чем, в случае надобности, в целях уменьшения скручивания лопастей от перемещения вдоль их центра давления s (фиг. 6), кривизна средней линии Ь профиля уменьшена путем загибандй кверху заднего с (фиг. 7) или переднего d (фиг. 8) канта нрофиля или же обоих кантов вместе (фиг. 9).

к патенту ин-ной фирмы „О-во для постройки металлических летательных аппаратов Рорбаха с огр. отв.

№ 12741

р 2ФМГ.1.

фигЛ, Л

jj

фиг. 6