Создание авиационных винтов
изменяемой площади (ВИП)
Автор: ,
11 класс, муниципальная гимназия №3,
г. Юбилейный Московской области
ВВЕДЕНИЕ_____________________________________________
Первые серийные реактивные самолеты появились в конце второй мировой войны. В то время использовались как турбореактивные (Me-262, He-162, «Метеор» и др.), так и ракетные (Me-163, Би-1) двигатели. Однако ракетные двигатели в авиации не прижились. И сейчас они используются, в основном, как ускорители для сокращения длины разбега.
Реактивные самолеты уже в то время превосходили винтовые по максимально достижимой скорости полета: 870 км/ч на Me-262, более 950 км/ч на Me-163, против 770 км/ч на Do-335 (самый скоростной винтовой самолет времен Второй мировой). Это преимущество в скорости было и остается главным достоинством реактивных двигателей. И этим же объясняется их широкое применение в военном самолетостроении.
Однако, несмотря на то, что практически все пассажирские и транспортные самолеты летают сегодня на умеренно дозвуковых скоростях (порядка 700-900 км/час), на них, как правило, используются также реактивные двигатели (в основном, турбореактивные).
Главной причиной почти полного забвения винтов стало стремительное развитие реактивной техники, начавшееся после второй мировой войны, что фактически поставило крест на многие перспективные «винтовые» проекты (например, Ту-91). В частности, тогдашнему министру гражданской авиации Б. Бугаеву принадлежит лозунг: «К винтам возврата нет». Но как показывает практика резерв винтовых/турбовинтовых (далее – просто винтовых) самолетов еще далеко не исчерпан.
После второй мировой войны совершенствование винтов фактически шло по пути использования новых материалов, и, если сравнить винт Ла-9/11 (одного из лучших поршневых истребителей) и современный винт производства АО ММЗ «Вперед», то кроме применения на последнем композитных материалов, они, практически, ничем не отличаются друг от друга.
Возможно, единственно крупным новшеством в этой области стало создание винтовентиляторных двигателей: НК-93 (предназначен для перспективных пассажирских средне - и дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, а также для грузовых и военно-транспортных самолетов) и Д-27 (предназначен для высокоэкономичных пассажирских и транспортных самолетов с улучшенными взлетно-посадочными характеристиками). Однако, в первую очередь из-за финансовых проблем, их применение в настоящее время весьма ограниченно (Ан-70, Ан-180 и т. д.).
Вместе с тем винтовые двигатели превосходят реактивные по ряду показателей, таких как:
- безопасность; экологичность; экономичность; взлетно-посадочные характеристики.
Рассмотрим эти преимущества более подробно.
БЕЗОПАСНОСТЬ_______________________________________
Анализируя катастрофы современных самолетов, можно утверждать, что большинство из них связаны с отказами/пожарами двигателей или с их последствиями. Дело в том, что при всех своих достоинствах турбореактивные двигатели имеют ряд проблем, связанных с безопасностью:
Попадание посторонних предметов (птиц и т. д.).
Это приводит к значительным, а зачастую и фатальным, повреждениям. На винтовых самолетах таких последствий, как правило, не бывает. Например, во время Великой Отечественной войны летчики не раз «аккуратно» отрубали винтами хвостовое оперение противника и, после этого, возвращались на аэродром. Кроме того, даже при значительном повреждении винта не существует опасность пожара. Что касается турбовинтовых двигателей, то посторонний предмет будет остановлен или уничтожен винтом, и не попадет в сам двигатель. Конечно, это приведет к повреждению винта и, возможно, к отключению двигателя, но планер значительных повреждений не понесет. Если же двигатель закапотирован (как НК-93), то шанс повреждения планера и вовсе минимальный.
____________________
Пример катастрофы:
В июле 2000 года под Парижем потерпел катастрофу «Конкорд». Она произошла из-за того, что в двигатель попал металлический предмет, приведший к пожару.
____________________
Повреждение планера самолета разрушившимися лопатками.
Из-за высоких оборотов турбины разрушившиеся лопатки турбин могут нанести самолету значительные повреждения. С винтовыми двигателями, в основном из-за низких оборотов (750-1500 об/мин), это не происходит.
____________________
Примеры катастроф:
23 декабря 1973 г. из-за отрыва лопатки (производственный брак) и последующего пожара потерпел катастрофу самолет Ту-124.
Катастрофы, связанные с пожарами двигателей, достаточно часты – та же катастрофа «Конкорда»: пожар двигателя перекинулся на топливные баки и другой двигатель, после чего самолет потерял управление и упал.
18 октября 1989 года при взлете самолет Ил-76МД потерпел катастрофу. Комиссия установила, что при работе двигателя на взлетном режиме произошло разрушение вала турбины низкого давления. Разлетавшиеся детали дисков турбины посекли крыльевые кессон-баки, пожар которых привел к выгоранию верхней поверхности крыла и катастрофе.
____________________
Помпаж – нарушение нормального потока воздуха в двигателе.
Сама по себе эта проблема сейчас решена с помощью автоматики перепуска излишнего воздуха, но, тем не менее, иногда она проявляется из-за различных внешних факторов.
____________________
Примеры катастроф:
1 февраля 1985 года в а/п Минска разбился самолет Ту-134А. Помпаж двигателей, приведший к катастрофе, был вызван попаданием льда с верхних поверхностей крыльевых кессон-баков.
_____________________
Большое время отклика
Для резкого увеличения тяги двигателю необходимо время на “раскрутку” (т. е. двигатель обладает значительной инертностью), причем это время достигает 5 секунд. За это время самолет в посадочной конфигурации успевает пролететь около 200 м. Вследствие чего летчик в аварийной ситуации часто просто не успевает произвести необходимый маневр.
Поршневой и, в меньшей мере, турбовинтовой двигатель лишен этого недостатка.
____________________
Пример катастрофы:
23 мая 1971 года при посадке на острове Крк потерпел катастрофу самолет Ту-134А. Причиной стала ошибка экипажа, которую сильно усугубила инертность двигателя в развитии необходимой тяги для сложного посадочного маневра.
____________________
ЭКОЛОГИЧНОСТЬ И ЭКОНОМИЧНОСТЬ_______________
На сегодняшний день самым современным серийным российским турбореактивным двигателей является ПС-90А2.
______________________
ПС-90А2 унифицированный, турбовентиляторный, двухконтурный, двухвальный, с реверсом в наружном контуре и системой шумоглушения. Предназначен для пассажирских и грузовых перевозок на дальнемагистральных самолетах типа ИЛ-96-300 и среднемагистральных самолетах типа ТУ-204, ТУ-214, Ил-76.
______________________
Этот двигатель соответствует современным нормам на шум (глава 4 норм ИКАО) и экологичность. Но любая его модификация, созданная после 2003 года, с существующей камерой сгорания уже не будет соответствовать новым нормам (резолюция А32-11, принятая в 1998 году).
Почти все остальные двигатели обладают значительно худшими характеристиками (приложение 1). Это та самая проблема, которая стала камнем преткновения на пути наших самолетов в страны Западной Европы и США.
Турбовинтовые двигатели обладают значительно меньшим расходом топлива (приложение 1), что приводит к существенной экономической выгоде для авиакомпаний и к снижению остроты проблемы нехватки природных ресурсов.
Кроме того, турбовинтовые двигатели потребляют гораздо меньше кислорода, что также является благоприятным фактором для снижения остроты экологической проблемы – уменьшается вероятность озоновых дыр, снижается общая загрязненность воздуха.
Бедой традиционных винтов является уровень низкочастотного шума, но многолопастные турбовинтовые (турбовентиляторные двигатели) позволяют решить эту проблему. К тому же от высокочастотного гула реактивных двигателей избавиться гораздо сложнее.
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ__________
Известно, что традиционные винтовые самолеты имеют лучшие взлетно-посадочные характеристики (ВПХ) по сравнению с реактивными. Конечно, главной причиной является то, что сами самолеты были рассчитаны на меньшие скорости. Но, есть и другая причина – воздушный поток от винта ометает крыло, увеличивая его подъемную силу.
Одно из возможных решений применено на Ан-72. Его компоновка вкупе с механизацией (используется эффект Коанда - прилипание струи к искривленной поверхности крыла), направляющий реактивную струю вниз, заметно уменьшает взлетную (посадочную) скорость. Однако высоко расположенные двигатели создают момент, который прижимает носовую часть самолета к взлетной полосе. Этот момент необходимо компенсировать «избыточным» рулем высоты, который создает лишнее сопротивление. Неудивительно, что самолет имеет повышенный расход топлива на крейсерских режимах.
Распределение сил на Ан-72.
Обозначения
О – центр тяжести (сила тяжести не показана). Все моменты считаются относительно точки О. OB’/CC’~10
Сила | Момент |
Тяжести | 0 |
Подъемная (F) | F*OC’ |
Тяги (Fт) | Fт*СC’ |
Создаваемая выпущенными закрылками (Fз) | Fз*OD |
Действия руля высоты | Fх*OB’ |
Взлетная конфигурация | Полетная конфигурация |
F*OC’+ Fт*СC’+ Fз*OD - Fх*OB’=0 Fх= ((F+ Fт)*СC’+ Fз*OD)/ OB’= = ((F+ Fт)/10+ Fз/5 | F*OC’+ Fт*СC’- Fх*OB’=0 Fх= (F+ Fт)*СC’/ OB’= = (F+ Fт)/10 |
Fт/10~6,5кН – дополнительная сила, создаваемая высокорасположенными двигателями, которая требует дополнительного уравновешивания с помощью горизонтального оперения. Но чем больше угол отклонения руля высоты, тем большее сопротивление он создает. |
Конечно, необходимость создания продольной балансировочной силы с помощью горизонтального оперения за крылом является «недостатком» всех самолетов с нормальной аэродинамической схемой, но верхнее расположение двигателей еще более усугубляет её. Хотя и ясно, что верхнее расположение двигателей вызвано тем, что самолет создавался для эксплуатации с неподготовленных полос, а такое расположение двигателей защищает от попадания посторонних предметов.
_____________________
Нормальная (классическая) аэродинамическая схема – схема с горизонтальным оперением, расположенным за крылом.
Можно добавить, что самолет He-162 (1945 г), тоже имевший верхнее расположение двигателя, вообще не мог оторвать носовую опору шасси на полной тяге (форсаже), из-за чего требовал очень длинной ВПП.
_____________________
Из этих примеров видно, что при создании турбореактивных самолетов с коротким взлетом (для базирования на неподготовленных аэродромах), приходится идти на ряд существенных компромиссов. При использовании же турбовинтовых (турбовентиляторных) двигателей можно достичь тех же ВПХ значительно проще.
Можно добавить, что Ан-72 имеет крейсерскую скорость всего 700 км\ч. Сравнивая его характеристики с характеристиками Ан-70, можно увидеть, что при одинаковых скоростях, нагрузка Ан-70 больше примерно в 5 раз (47т против 10), а потребные длины ВПП практически равны (1800 против 1400 у Ан-72).
Сравнительные ТТХ некоторых типов самолетов приведены в приложении 2.
Следует отметить, что упомянутый АН-70 имеет максимальную скорость 890 км/час, а Ту-95РЦ – даже 910 км/час, однако крейсерская скорость у них ниже – 780 км/час.
В принципе создать высокоскоростной винтовой самолет возможно даже при сегодняшних технологиях. Но такой самолет будет требовать очень длинной ВПП и иметь низкую скороподъемность (из-за небольшого КПД на этих режимах ему будет необходим «перетяжеленный» винт).
В целом, рассмотренные преимущества винтовых двигателей подтверждают, что они не только имеют право на жизнь в «большой» авиации, но и вполне конкурентно способны в ряде ее областей (например, гражданская и транспортная).
Для того, чтобы разобраться с потенциальными возможностями винтов, обратимся к теории винта (в данной работе рассматривается несколько упрощенный вариант).
ЗАВИСИМОСТЬ КПД ВИНТА ОТ СКОРОСТИ САМОЛЕТА____________________________________________
Зависимость КПД винта (η) от относительной поступи (λ) для типового винта постоянного шага представлена на рисунке. Данная зависимость получается экспериментально, путем продувки конкретного винта в аэродинамической трубе.
Если быть точнее, то в трубе находятся при разных значениях λ коэффициент тяги винта (α) и коэффициент мощности винта (β). А затем из формулы η=(α/β)*λ_ получают значение КПД для данного значения λ.
Чтобы модифицировать эту зависимость воспользуемся формулой для относительной поступи винта - λ=V/(n*D) (где D – диаметр винта, V – скорость самолета, n – обороты винта). Отсюда η= V*α/(β*n*D) _ . Т. е. для общий вид графика останется прежней. На графике видно, что область максимального КПД не велика, а на других режимах винт работает с КПД, далеким от оптимального. То есть самолет будет иметь приемлемые показатели только на крейсерской скорости полета, а на взлете (наборе высоты) винт будет работать с низким КПД. Для расширения зоны максимального КПД используют винты изменяемого шага (изменяется угол установки лопастей). Увеличение шага по мере набора высоты позволяет, в какой-то мере, поддерживать оптимальные обороты винта.
_____________________
Шаг воздушного винта – расстояние, которое проходит винт вдоль оси за один оборот, или расстояние между соседними витками винтовой.
Понятие геометрического шага выводится из предположения, что винт вращается в твердом теле (для упрощения вывода); в действительности же воздушный винт вращается в воздухе и путь, проходимый винтом за один оборот, будет меньше. Действительный шаг отличается от геометрического шага на величину, которая называется скольжением. Действительный шаг получил наименование поступи винта – это расстояние, которое самолет пролетает за один оборот воздушного винта.
____________________
Но это лишь незначительно (для современного диапазона скоростей) расширяет эту зону, потому что винт не эффективен на больших углах атаки. Можно привести самолетную аналогию (так как винт, по существу, является вращающимся крылом) – при выходе на критические углы атаки крыло резко теряет подъемную силу и самолет валится на крыло или попадает в штопор.
Чтобы поднять максимальную скорость винтового самолета на больших высотах лопасти винта делают очень широкими, тем самым повышая их площадь. Но тогда винт становится неэффективен на малых высотах. Это четко видно, если сравнить, например, винт высотного FW-190D (или Ta-152) и обычного FW-190A8. Кроме того, на высотных самолетах устанавливается и крыло также большей площади.
Напрашивается вывод: необходимо еще более расширить зону максимального КПД, то есть соединить в одном винте достоинства широких винтов (высокую тягу на больших высотах) и обычных «узких» винтов.
Такую возможность должен обеспечивать винт изменяемой площади.
ОБОСНОВАНИЕ КОНСТРУКЦИИ_______________________
Для доказательства жизнеспособности данной конструкции, необходимо вывести зависимость силы тяги и КПД от высоты и площади лопастей винта. Для этого потребуется ряд вспомогательных зависимостей.
Зависимость плотности воздуха от высоты - ρ(h)
Данная зависимость выводится на основе формулы Галлея (где R – газовая постоянная для воздуха, которая равно 29,27 м/град)
_________________
Непривычная размерность – результат использования системыМКГСС)
_________________
и закона изменения температуры от высоты (для стандартной атмосферы), который для тропосферы (высоты от 0 до 11000 м) имеет форму t = 15 – 0,0065h_ (где t – температура в градусах Цельсия; h – высота в м), а для стратосферы температура принята постоянной и равной t11000=-56,5oC. Преобразовав формулу Галлея получим:
для тропосферы ρ = ρ0*(1 - h/44300)4,256_, где ρ0 = 1/8 кгс*м-4*c2
для стратосферы ρ = ρ11000*e(11000-h)/6340_
Таким образом, график зависимости ρ(h) примет следующий вид
2) Зависимость коэффициента подъемной силы и аэродинамического качества от угла атаки – Cy(α), K(α)
На графиках представлены примерные зависимости для профиля ВС-2. (В данном случае синий график соответствует большей относительной толщине лопасти (~ 0,15), чем красный (~ 0,09); при этом видно, что качественно графики одинаковые).
Где: Cy – безразмерный коэффициент подъемной силы;
Cx – безразмерный коэффициент силы сопротивления;
K – аэродинамическое качество, равное отношению Cy к Cx.. K = Cy/Cx_
Далее рассматривается только синий график.
При достижении критического угла атаки (αкрит) (рис. ??) подъемная (тянущая) сила винта резко падает, т. к. на лопасти происходит срыв потока, из-за появления трансзвуковых течений. Чтобы их исключить необходимо, чтобы скорость конца лопасти (Uк. кр=ωR) не достигала трансзвуковой (~270 м/с). | На графике максимальному значению К соответствует наивыгоднейший угол атаки лопасти (αнв). Затем качество резко падает. |
Теперь можно вывести ряд зависимостей для силы тяги и КПД винта.
Рассмотрим пути повышения КПД. По определению - η = PV/N, где P – тяга винта, V – скорость полета, N – мощность двигателя. Но этой формулой пользоваться неудобно, поэтому представим КПД, как произведение его составляющих: окружного, осевого и профильного.
Осевой КПД показывает потерю мощность с осевой скоростью потока. Его можно рассчитать по формуле ηос=1/(1+(U2/V)) . Видно, что для увеличения КПД необходимо снижать скорость потока за винтом. Это можно сделать за счет увеличения расхода воздуха винтом – увеличивая его площадь. Конечно, выгоднее увеличивать радиус винта, но на современных самолетах он и так пределен (4-5 м), дальнейшее его увеличение приводит к появлению трансзвуковых течений. Второй путь – увеличивать хорду (ширину) лопасти, тем самым уменьшая скорость U2 (снижая обороты винта).
Окружной КПД показывает потерю мощности, вызванную закруткой воздушного потока. Для его увеличения необходимо понизить обороты винта.
Рассмотрим зависимость для тяги винта.
Где: V – скорость самолета;
U1 – поступательная скорость потока, созданная винтом;
V1 – скорость потока в плоскости винта;
U2 – вызванная осевая скорость воздуха за винтом;
V2 – скорость устоявшегося потока.
______________________
Экспериментально доказано, что U1=U2/2 [4]
______________________
Рис. Силы, действующие на элементарный участок лопасти
Где: ΔP – элементарная «тянущая» сила винта;
ΔX – элементарная сила сопротивления;
ΔXp – сила профильного сопротивления (т. к. эта сила по сравнению с ΔP очень
мала - ΔXp = ΔP/K (K>40), то ею можно пренебречь);
Vi – результирующая скорость потока.
Vвр – вращательная скорость (индуктивная скорость не рассматривается).
Полная аэродинамическая сила для элементарного участка лопасти (по определению). | (1) |
Vi – результирующая скорость лопасти относительно воздуха. | (2) |
Упростим расчет, предположив, что угол установки лопасти по длине постоянный (n – число лопастей) | (3) |
Из треугольника скоростей следует | (4) |
Запишем ΔS как площадь прямоугольника, со сторонами ΔR и bi, где bi – хорда данного участка. | (5) |
(2)→(1), (1),(4),(5)→(6) | (6) |
Дальнейший расчет будем проводить предположив, что число рассматриваемых участков – m, достаточно велико |
Проведем дальнейшее преобразование формулы (6).
(7)
, из-за этого диаметр современных винтов всегда менее 5 м.
Из формулы (7) видно, что для того, чтобы тяга винта не менялась от высоты (см. зависимость ρ(h)), необходимо по мере набора высоты увеличивать ширину лопасти. Из-за ограничения по диаметру винта (на современных самолетах он и так пределен) и частоте вращения (для получения максимального КПД, она должна быть более 1000 об/мин), увеличивать эти значения (R, ω, Vi) не представляется возможным. Увеличение угла установки лопасти более 12о также ведет к резкому снижению КПД и, соответственно, тяги винта.
Наиболее сложной проблемой при дальнейшей проработке проекта является нахождение оптимальных параметров лопасти, а именно:
- Профиля, который, возможно, будет изменяться по длине лопасти. Геометрической формы лопасти – , так как применение традиционной «эллиптической» формы не приведет к желаемому результату.
Другая проблема – технологическая.
Далее предложены возможные варианты решения этих проблем.
ОПИСАНИЕ ВОЗМОЖНОЙ КОНСТРУКЦИИ _____________
Теоретически изменение площади винта реализовать довольно просто - необходимо сделать каждую лопасть из нескольких частей. Одна из частей будет закреплена на валу, а вторая ‑ на подвижной втулке, способной передвигаться (поворачиваться относительно первой) с помощью гидроцилиндра по специальным направляющим вдоль вала, при этом винт будет «раскрываться», увеличивая свою площадь. Но так как современный винт является высоконагруженным элементом конструкции, то возникает множество технологических проблем. Любая неточность в изготовлении, любой зазор между элементами может привести к резкому снижению КПД. Кроме того, воздушный поток, обтекающий винт, крайне нестабилен. Любой порыв ветра изменяет распределение подъемных сил и, если винт составной, то это может привести к разрушению «флаттеру» винта. Но эти проблемы сходны с проблемами вертолетного винта, а значит – решаемы.
Сложнее с подбором оптимальной формы лопасти. Дело в том, что она зависит от многих факторов, требующих большого объема расчетов. Можно предположить, что многие решения можно взять из аэродинамики винта – например, скошенные («стреловидные») законцовки. Кроме того известно, что элементы лопасти, расположенные до 20…30% радиуса, практически не создают подъемной силы, забирая при этом некоторую мощность (до 5%). Значит надо постараться эту часть лопасти с минимальным сопротивлением, т. е. с минимальной шириной и толщиной. Для этого придется сделать в конструкции винта мощный продольный силовой элемент (лонжерон). Теоретически “наборный” винт сулит много возможностей для трансформации, но для этого придется решить технологические проблемы (хотя на вертолетном винте они успешно решены).
Возможная конструкция лопасти приведена в приложении 3.
Еще одной проблемой является выбор профиля винта. Дело в том, что надо разработать профиль, способный трансформироваться, изменяя свою хорду (ширину), с минимальными потерями КПД.
Решение указанных проблем требует проведения большого объема теоретических и экспериментальных работ.
ВЫВОДЫ_______________________________________________
В настоящей работе представлен один из возможных путей совершенствования винтовых самолетов, позволяющий получить ряд преимуществ по сравнению с существующими в части:
- безопасности; экономичности; экологичности; возможности эксплуатации с неподготовленных взлетно-посадочных полос; продления срока эксплуатации существующих самолетов, не отвечающих современным требованиям (по шуму, безопасности и т. д.).
Проведенные ориентировочные расчеты показывают принципиальную возможность создания предложенной конструкции и получения расширенной зоны максимального КПД винта.
Отмечено, что наиболее сложной проблемой для дальнейшей проработки проекта является нахождение оптимальных параметров лопасти, а именно профиля и геометрической формы. Это потребует в дальнейшем серьезных теоретических и экспериментальных работ.
Примечание: При расчетах винтов необходимо обработка большого объема графической информации. Для проведения необходимых расчетов был создан программный комплекс, состоящий из программы построителя и редактирования графиков и программы предварительного расчета винта. Программы написаны на Паскале.
Все графики построены с использованием этого программного комплекса.
ЛИТЕРАТУРА__________________________________________
. Основы авиационной техники. Машиностроение, 2003 , . Аэродинамический расчет воздушного винта самолета (Учебное пособие к курсовой работе). МАИ, 1985. , . Аэродинамическое проектирование лопастей воздушного винта. МАИ, 1995. Создание СЛС, 1970. . Прикладная аэродинамика. Машиностроение, 1972. . Человек, среда, машина. www.avia.ru Авиапрофиль №1-2001
