WO2013006082A1 - Винтовой движитель - Google Patents

Винтовой движитель Download PDF

Info

Publication number
WO2013006082A1
WO2013006082A1 PCT/RU2011/000733 RU2011000733W WO2013006082A1 WO 2013006082 A1 WO2013006082 A1 WO 2013006082A1 RU 2011000733 W RU2011000733 W RU 2011000733W WO 2013006082 A1 WO2013006082 A1 WO 2013006082A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
blade
screw
plane
propeller
propellers
Prior art date
Application number
PCT/RU2011/000733
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Джабраил Харунович БАЗИЕВ
Original Assignee
БОЗИЕВ, Рашид Сагидович
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by БОЗИЕВ, Рашид Сагидович filed Critical БОЗИЕВ, Рашид Сагидович
Publication of WO2013006082A1 publication Critical patent/WO2013006082A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B63—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; RELATED EQUIPMENT
    • B63H—MARINE PROPULSION OR STEERING
    • B63H1/00—Propulsive elements directly acting on water
    • B63H1/02—Propulsive elements directly acting on water of rotary type
    • B63H1/12—Propulsive elements directly acting on water of rotary type with rotation axis substantially in propulsive direction
    • B63H1/14—Propellers
    • B63H1/26—Blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/18—Aerodynamic features

Definitions

  • the invention relates to shipbuilding and aircraft manufacturing, i.e. water and air transport, it concerns the construction of propellers and propellers with the possibility of their use on ships, helicopters and helicopters of any type and purpose.
  • a large series of classic screw propellers with a rounded front edge of the blades is known.
  • the front plane of the tail rotor blade with such an edge has a negative angle of attack relative to the incoming flow in the plane of rotation, similar to the upper wing plane with a classic profile, also having a rounded front edge separating the incoming flow and directing it to the upper and lower planes [S.M. Gorlin. Experimental aerodynamics. M., Higher School, 1970, p. 371].
  • This feature of the propeller geometry imposes a propeller thrust limit on it.
  • Known propeller for water transport consisting of a shaft, hub and a series of blades mounted on the hub at a certain angle to the axis of the shaft (http://www.lodka.com.ua).
  • the problems of the propellers are similar to the problems of the screw propellers described above and are related to the fact that they have restrictions on the number of revolutions and, as a result, restriction of the limiting value of the thrust force.
  • the closest in technical essence to the declared propeller propeller is the rotor of a helicopter according to American patent 1 ⁇ 1? 3706430, publ. December 19, 1972, taken as a prototype.
  • the front third of the rotor blade is represented by an acute-angled wedge with an angle of divergence of the upper and lower contours in the range from 3 ° to 11 °, i.e. the upper and lower planes of the screw are located at an angle to the axis of rotation of the screw.
  • the length of the chord of the upper contour of the screw exceeds the external contour of the lower chord of the wedge is more than two times, and the middle section of the upper loop (h B) exceeds the middle section of the lower contour (h H) on average 3 times.
  • the objective of the proposed technical solution is to increase the maximum thrust of screw propellers.
  • the problem is solved due to the fact that the propeller, having installed with the possibility of rotation around the axis of the blade, each of which has a front plane with a straight section and a rear plane, a front sharp edge and a trailing edge,
  • each blade is installed so that the specified straight section of its front plane is perpendicular to the axis of rotation of the blade.
  • the said straight portion of the front plane is connected to the trailing edge in a smooth convex curve.
  • the rear plane of the blade connecting the leading and trailing edges were made curved along a smooth convex curve of the curve with the formation of an acute-angled trailing edge.
  • FIG. Figure 1 shows a fragment of a two-bladed propeller propulsion aircraft (LA), in which a straight section of the front plane is perpendicular to the axis of rotation of the propeller.
  • LA propeller propulsion aircraft
  • FIG. 2 shows a propeller according to the invention of a screw with a rectilinear front plane perpendicular to the axis of rotation of the propeller.
  • FIG. 3 shows a fragment of a rotor blade with a curved lower plane.
  • propeller propulsion aircraft is characterized by front and rear sharp edges, a straight portion of the front plane of the blade, which is perpendicular to the axis of rotation of the screw, and the working rear plane connecting the front and rear sharp edges of the blade is curved along a smooth convex curve.
  • the acute angle of the leading edge which can be performed in the range from 0 ° to 90 °, directs the entire incoming flow to the working plane of the blade and completely eliminates its impact on the front plane.
  • the mid-section height can be changed in a wide range with a simultaneous change in the length of the chord of the blade, which will certainly entail a change in the angle of divergence of the front and rear planes propeller blades i.e. to a change in the degree of sharpness of the leading edge of the propeller blades.
  • the propeller shaft can be installed both vertically (on helicopters) and horizontally (on all other modes of transport). To perform a reverse thrust, the blades can have a variable pitch
  • one of the possible propeller options is also characterized by sharp leading and trailing edges, a rectilinear section of the front plane of the blade, which is perpendicular to the axis of rotation of the screw, while the working rear plane connecting the front and rear sharp edges of the blade is bent along a smooth convex curve.
  • the screw has several such blades, while the angle of divergence of the front plane from the rear and the height of the midsection of the blade are minimal at the edge of the blade and increase towards the hub, which causes an increase in the angle of attack of the incoming flow on the working plane from the end of the blade to the hub, contributing to more uniform loading of the blade along its entire length.
  • a blade with this profile does not have a site subject to cavitation destruction when moving forward.
  • FIG. Figure 3 shows a preferred embodiment of a rotor blade when a straight portion of the front plane ADD ⁇ of the blade is connected to the trailing edge of the blade by a curved plane DCCjDi, and the trailing plane ACQAx connecting the leading and trailing edges AA ⁇ and CCi is also made curved in a smooth convex curve.
  • the arrows indicate the direction of flow of the air or water medium, dissected by a sharp edge ⁇ and directed only to the rear (working) plane ⁇ ( ⁇ ⁇ .
  • the angle of attack of an incoming flow of medium, water or air, (a) on the rotor blade is variable along the length of the blade and is actually equal to the geometric angle of divergence of the front and rear planes ( ⁇ ) of the blade, which has a minimum value at the end of the blade and the maximum value at the butt. which is caused by an increase in the height of the midsection (n) from the end of the blade to the butt.
  • the proposed screw with a sharp leading edge forms thrust much differently than the known screws with a classic profile.
  • the blades do not have torsion, propeller. Therefore, the determination of the thrust of these screws is based on a new physical and mathematical basis, taking into account the density of the medium (p), the height of the mid-section of the blade in its middle (h), linear ( ⁇ ⁇ ) and step (s) velocities of air molecules at the height of flight or molecules water at a depth of the propeller, a second flow of air and water, the geometric elements of the blades.
  • radically a new feature introduced into the propeller thrust equation is the velocity of the near-wall fluid flow on the working (rear) plane of the propeller (and t ,):
  • Olcmepad const the coefficient of sphericity of the globule, the individual space of the molecule [OETf, p. 11-12]
  • the thrust of the screw propeller (P) and its power (W,) with the proposed profiles are calculated according to the following equations: where (4) p is the air density at the flight altitude, kg / m 3 , ⁇ is the velocity of the near-wall flow along the screw working plane, m / s, d ⁇ - diameter of the hub, m,
  • k is the number of blades.
  • ⁇ - is the thrust coefficient of the screw propulsion, (5)
  • g is the acceleration of gravity at an aircraft flight altitude, m / s 2 .
  • this turns, in addition to increasing traction, getting rid of cavitation and cavitation destruction of the propeller blades.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Ocean & Marine Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Предложены оригинальные винтовые движители, имеющие увеличенную силу тяги. Преимуществом винтов для воздушного и водного транспорта, созданных на предложенных профилях с острой передней кромкой состоит в том, что весь набегающий поток направляется только на заднюю плоскость лопастей. Для этого прямолинейный участок передней плоскости винта расположен перпендикулярно оси вращения винта. При этом полностью исключается воздействие потока среды, водной или воздушной, на переднюю плоскость лопасти и тяга винтов возрастает более чем в 2 раза. Кроме того, движитель освобождается от таких негативных явлений классического винта, как флаттер и волновое сопротивление, кавитация гребного винта.

Description

ВИНТОВОЙ ДВИЖИТЕЛЬ
Изобретение относится к судо- и авиастроению, т.е. водному и воздушному транспорту, касается конструирования гребных и воздушных винтов с возможно- стью их использования на судах, вертолётах и винтовых самолетах любых типов и назначений.
Известна большая серия классических винтовых движителей с закругленной передней кромкой лопастей. Передняя плоскость лопасти тянущего винта с такой кромкой обладает отрицательным углом атаки относительно набегающего потока в плоскости вращения аналогично верхней плоскости крыла с классическим профилем, также имеющим закругленную переднюю кромку, разделяющую набегающий поток и направляющую его на верхнюю и нижнюю плоскости [С.М.Горлин. Экспериментальная аэродинамика. М., Высшая школа, 1970, с.371]. Эта особенность геометрии винта накладывает на него предел тяги воздушного винта. Классические воздушные винты достигают предельной тяги при частоте вращения винта п=2500-3000 об/мин, а дальнейшее увеличение частоты вращения сопровождается уменьшением тяги. Именно геометрическое несовершенство классического винтового профиля сдерживало и сдерживает сегодня развитие нереактивного воздушного транспорта, превосходящего реактивный воздушный транспорт в несколько раз по экономичности и экологичности, но уступающий ему по скорости за счет низкой эффективности винта.
Известен несущий винт для вертолетов, лопасти которого представляют вращающиеся крылья с классическим профилем, характеризующимся передней затупленной и задней острой кромками, отрицательным углом атаки по верхнему контуру. Диаметры этих винтов достигают 20-37 метров, винты обладают большой массой и очень большой инерционностью, обусловленной тем, что центр массы лопасти отстоит далеко от оси вращения винта при радиусе в 5-6 метров. При этом частота вращения этих винтов имеет жёсткое ограничение (300-500 об/мин) ввиду того, что при достижении круговой скорости на концах лопастей М = 0, 9-1,3, на верхней плоскости начинается отрывное течение потока, развивается сильное волновое сопротивление и флаттер, грозящие разрушением лопастей (Вертолёты стран мира, под ред. В.Г. Лебедя. М. 1994). Известен гребной винт для водного транспорта, состоящий из вала, ступицы и ряда лопастей, насаженных на ступицу под определенным углом к оси вала ( http://www.lodka.com.ua). И в данном случае проблемы гребных винтов аналогичны проблемам вышеописанных винтовых движителей и связаны с тем, что они имеют ограничения по числу оборотов и вследствие этого - ограничение предельной величины силы тяги.
Наиболее близким по технической сущности, к заявленному винтовому движителю, является несущий винт вертолёта по американскому патенту 1\1?3706430, опуб. 19 декабря 1972г, взятый в качестве прототипа. Передняя треть лопасти винта представлена остроугольным клином с углом расхождения верхнего и нижнего контуров в интервале от 3° до 11°, т.е. верхняя и нижняя плоскости винта расположены под углом к оси вращения винта. При этом длина хорды по верхнему контуру винта превосходит внешнюю хорду нижнего контура по клину более чем в 2 раза, а миделево сечение верхнего контура (hB) превосходит миделево сечение нижнего контура (hH) в среднем в 3 раза. Вследствие этого, набегающий поток делится почти поровну на верхний и нижний контуры, поскольку они оба имеют положительный угол атаки почти равной величины. Такой винт имеет очень низкую величину силы тяги, поскольку у винта с таким профилем набегающий поток формирует две силы:
- подъёмную силу по нижнему контуру (Y), согласно формуле:
Y = ρυ2 -s -sin ан 12 = pv2 -L -Ън -sinaH / 2, , где (ΐ) L - размах крыла, V - скорость ЛА, м/с, Р - плотность воздуха, кг/м 3, Ъ - хорда, и
- антиподъёмную силу по верхнему контуру (-Y), направленную вертикально вниз и формируемую верхним контуром (-Y) согласно формуле:
-Y = pv 2 -L-be -smaB 12,Н (2)
Из сравнения этих формул очевидно, что антиподъёмная сила верхнего контура больше подъемной силы нижнего контура во столько раз, во сколько Ьв больше Ьн , т.е. в к= Ьв/ Ь„«2,5 раза, поскольку все остальные величины в формулах (1) и (2) равны между собой или почти равны. При таких условиях сомнительно, чтобы вертолёт взлетел.
Задачей предлагаемого технического решения является повышение величины предельной тяги винтовых движителей. Поставленная задача решается за счёт того, что у винтового движителя, имеющего установленные с возможностью вращения вокруг оси лопасти, каждая из которых имеет переднюю плоскость с прямолинейным участком и заднюю плоскость, переднюю острую кромку и заднюю кромку,
каждая лопасть установлена так, что указанный прямолинейный участок её передней плоскости перпендикулярен оси вращения лопасти.
Благодаря этому обеспечивается взаимодействие набегающего потока только с задней плоскостью. При этом на передней плоскости отсутствует скоростной поток, поскольку острая передняя кромка в данном случае весь набегающий поток направляет по задней (рабочей) плоскости винта. Ни передняя ни задняя плоскость лопастей винта не имеет кручения аналогичного крутке винта с классическим профилем, т.е. отсутствует пропеллерность. Основная часть передней плоскости прямая, а её задняя часть сходит к задней кромке. Давление на переднюю плоскость практически равно давлению невозмущенного воздуха на высоте полета. Функция формирования подъемной (толкающей) силы винта полностью перекладывается на заднюю плоскость.
При этом достигается :
1) Полное исключение взаимодействия верхней плоскости винта с набегающим потоком среды (газовой или водной)
2) Воздействие среды исключительно на заднюю плоскость винта.
3) Эффективное использование пристенного слоя набегающего потока для увеличения подъемной (толкающей) силы винта.
4) Освобождение винта от волнового сопротивления - непреодолимого дефекта винта с классическим профилем
5) Минимальное лобовое сопротивление винта.
Всё это в сумме позволяет значительно повысить силу тяги винтовых движителей.
При вращении лопастей винтового движителя вдоль задней кромки формируется разрежение и туда устремляется среда, газовая или водная, из невозмущённой области, которая взаимодействует с указанным участком и отражается назад относительно направления вращения винта, передавая энергию отдачи лопасти в направлении её вращения. Для усиления этого эффекта предпочтительнее, чтобы упомянутый прямолинейный участок передней плоскости был соединён с задней кромкой по плавной выпуклой лекальной кривой.
На практике очень сложно выполнить лопасть с максимально острой (клиновидной) передней кромкой, как это показано на фиг. 8 патента-прототипа. Поэтому предпочтительнее, чтобы задняя плоскость лопасти, соединяющая переднюю и заднюю кромки, была выполнена изогнутой по плавной выпуклой лекальной кривой с образованием остроугольной задней кромки.
Изобретение поясняется чертежами, на которых
- на Фиг. 1 представлен фрагмент двухлопастного винтового движителя летательного аппарата (ЛА), у которого прямолинейный участок передней плоскости расположен перпендикулярно оси вращения винта.
- на Фиг. 2 представлен гребной винт по изобретению винта с прямолинейной передней плоскостью расположенной перпендикулярно оси вращения гребного винта.
- на Фиг. 3 представлен фрагмент лопасти винта с криволинейной нижней плоскостью.
Представленный на Фиг. 1 винтовой движитель ЛА характеризуется передней и задней острыми кромками, прямолинейным участком передней плоскости лопасти, которая расположена перпендикулярно оси вращения винта, а рабочая задняя плоскость, соединяющая переднюю и заднюю острые кромки лопасти, изогнута по плавной выпуклой лекальной кривой. Острый угол передней кромки, который можно выполнять в пределах от 0° до 90°, весь набегающий поток направляет на рабочую плоскость лопасти и полностью исключает его попадание на переднюю плоскость. При этом в зависимости от мощности двигателя, максимальной частоты вращения, передаваемой им на вал винта и требуемой тяги для данного ЛА, высоту миделевого сечения можно изменять в широком диапазоне с одновременным изменением длины хорды лопасти, что непременно влечёт изменение и угла расхождения передней и задней плоскостей лопасти винта, т.е. к изменению степени остроконечности передней кромки лопастей винта. Вал винта можно устанавливать как вертикально (на вертолетах), так и горизонтально (на всех остальных видах транспорта). Для выполнения реверса тяги лопасти могут иметь изменяемый шаг
Представленный на фиг. 2 один из возможных вариантов гребного винта также характеризуется острыми передней и задней кромками, прямолинейным участком передней плоскости лопасти, который расположен перпендикулярно оси вращения винта, При этом рабочая задняя плоскость, соединяющая переднюю и заднюю острые кромки лопасти, изогнута по плавной выпуклой лекальной кривой. Винт имеет несколько таких лопастей, при этом угол расхождения передней плоскости с задней и высота миделя лопасти являются минимальными на краю лопасти и возрастают к ступице, что обусловливает нарастание угла атаки набегающего потока на рабочую плоскость от конца лопасти к ступице, способствуя более равномерному нагружению лопасти по всей ее длине. Лопасть с этим профилем не имеет участка, подверженного кавитационному разрушению при движении вперед. Однако, при повороте лопастей для реверса тяги и создания заднего хода судна, картина изменяется, поскольку в этом режиме работы винта, криволинейный участок передней плоскости становится уязвимым для кавитацион ного разрушения . Этот участок можно защитить от кавитационного разрушения тем, что через тело вала, ступицы и лопасти к нему можно подвести сжатый воздух и через систему отверстий поддерживать над ним нормальное давление, равное давлению воды на глубине расположения винта.
На фиг. 3 показан предпочтительный вариант выполнения лопасти винта, когда прямолинейный участок передней плоскости ADD^ лопасти соединён с задней кромкой лопасти криволинейной плоскостью DCCjDi, и задняя плоскость ACQAx, соединяющая переднюю и заднюю кромки АА} и CCi, также выполнена изогнутой по плавной выпуклой лекальной кривой. Стрелками показано направление потока воздушной или водной среды, рассекаемой острой кромкой ΑΑι и направляемой только на заднюю (рабочую) плоскость Α(ΧιΑχ.
Для винтовых движителей с острой передней кромкой, могущих с большим успехом использоваться для создания, как гребных винтов, так и воздушных с эффективной силой тяги, есть одно важное свойство, объединяющее их в единую техническую систему, это - обязательность расположения прямолинейного участка передней плоскости перпендикулярно оси вращения винта. При этом ни передняя, ни задняя плоскость лопастей винта не имеет кручения аналогичного крутке винта с классическим профилем. Угол атаки набегающего потока среды, водной или воздушной, (а) на лопасть винта является переменным вдол ь длины лопасти и фактически равен геометрическому углу расхождения передней и задней плоскостей (β) лопасти, имеющему минимальное значение на конце лопасти, а максимальное - у комля, что обуславливается ростом высоты миделя (п) от конца лопасти к комлю.
Предлагаемый винт с острой передней кромкой формирует тя гу существенно иначе, чем известные винты с классическим профилем . При этом, как уже упоминалось, лопасти не имеют кручения, пропеллерности. Поэтому определение величины тяги этих винтов основано на новой физической и математической основе, учитывающей плотность среды (р), высоту миделевого сечения лопасти на ее середине (h), линейную ( υ μ) и шаговую (и) скорости молекул воздуха на высоте полета или молекул воды на глубине расположения гребного винта , секундный расход воздуха и воды, геометрические элементы лопастей. При этом радикально новым признаком, вводимым в уравнение тяги винта, является скорость пристенного потока среды на рабочей (задней) плоскости винта ( ит, ) :
Figure imgf000008_0001
V j - линейная скорость молекул воздуха на высоте полета . При t=0°C и
Р0= Ю1325Па. V0=47131,725 м/с [Базиев Д.Х. Основы единой теории физики (ОЕТФ). М ., Педагогика, 1994г., с.619]
и0= 1, 0315148 м/с - скорость блуждания молекул воздуха в нормальных условиях [там же, с. 619]
а = тг / = 1, 61 19 195 Olcmepad = const коэффициент сферичности глобулы, индивидуального пространства молекулы [ОЕТф, с. 11- 12]
Тягу винтового движителя {Р ) и его мощность ( W,) с предлагаемыми профилями рассчитывают согласно следующим уравнениям : где (4) р - плотность воздуха на высоте полета, кг/м3, π - скорость пристенного потока по рабочей плоскости винта, м/с, d\ - диаметр ступицы, м,
1\ - длина рабочей части лопасти , м , п\ - частота вращения винта, с" 1,
- высота миделя на середине лопасти, м,
к - число лопастей . σ -
Figure imgf000008_0002
- коэффициент тяги винтового движителя, (5) где
F - стендовая сила тяги винта при частоте П( , Н , гп - масса винта (ступица + лопасти), кг,
g, - ускорение силы тяжести на высоте полета ЛА, м/с2.
Figure imgf000008_0003
- коэффициент полезного действия винтового движителя. = Ρι - ^ ^i + f · η! ·*,· - ' σ· - i (7)
- мощность, развиваемая винтовым движителем в функции от частоты вращения винта, п,2 ,
Щ = , - Ц (8)
- упрощенная форма для расчета мощности, Вт, где d + /
= 2π(-! ) · л,. = г( di + /,·) * nt (g)
- круговая скорость центра лопасти, которая характеризует среднюю скорость набегающего потока на рабочую плоскость винта, м/с.
Figure imgf000009_0001
- секундный расход воздуха или воды винтовым движителем в функции от круговой скорости лопастей, м3/с
При применении указанных винтов - движителей помимо указанных выше преимуществ, дополнительно достигается то, что:
1. Передняя плоскость освобождается от таких негативных аэродинамических явлений винтов с классическим профилем, как отрывное обтекание, флаттер, волновое сопротивление и развитие обратной тяги при приближении круговой скорости концов лопастей к М= 1, при частоте вращения винта п = 2600-3000 об/мин. Для гребных винтов это оборачивается, помимо увеличения силы тяги, избавлением от кавитации и кавитационного разрушения лопастей гребных винтов.
2. Для винтов с новыми профилями не существует предела частоты вращения и предела достигаемой тяги при отсутствии ограничения, обусловленного мощностью двигателя и прочностными характеристиками лопастей.
3. Диаметры несущих винтов для вертолетов, с предлагаемыми профилями, можно сократить до пяти раз с одновременным увеличением частоты вращения, передаваемой на вал винта, до п=3000 об/мин и существенным упрощением группы редукторов.
4. Сокращение диаметра винтов ведет за собой уменьшение массы винтов в несколько раз, сокращение радиуса центра тяжести лопастей в несколько раз и сокращение инерционности винта также в несколько раз.
5. Доля полезного груза вертолетов, оснащенных несущими винтами с предлагаемыми профилями, достигнет 55-60% от взлетной массы. В Институте механики МГУ были проведены исследования динамических характеристик винта по изобретению, выполненного из дюраля с прямой задней плоскостью. При этом полученные результаты подтвердили корректность уравнений (3) - (6). Диаметр данного винта D=0,346 м, высота миделя, одинаковая по всей длине лопастей, п=0,00б м, хорда Ь=0,04 м. С близкими геометрическими размерами были созданы еще два винта, с профилем, показанным на Фиг.З, и классическим профилем NACA-23015. В качестве определяющего динамического параметра была взята удельная тяга винтов,
Figure imgf000010_0001
Н/м2, при близких значениях частоты вращения винтов, п, и круговой скорости середины лопасти, и. Получены следующие экспериментальные значения:
1) Винт по изобретению с прямолинейной задней плоскостью: и = 25,068 м/с; п=34,967 об/с; Fs=248,231 Н/м2. Винт с проф. NACA-23015 : u = 25,917 м/с; п = 38,017 с"1; Fs'=64,772 Н/м2, ki = Fs/Fs'=3,832.
2) Винт по изобретению с прямолинейной задней плоскостью: и = 62,777 м/с; п=87,567 с"1; Fs= 1726,97 Н/м2. Винт с проф. NACA-23015 : u = 62,207 м/с; п=91,25 с 1; Fs'=289,595 Н/м2, k2 = Fs/Fs'=5,963.
3) Винт по изобретению с криволинейной задней плоскостью (Фиг. 3) : и=69,309 м/с; п = 101,бб7 с'1; Fs= 1112,655 Н/м2. Винт с проф. NACA-23015 : u = 69,309 м/с; п = 101,667 с"1; Fs'=355,97 Н/м2, k3 = Fs/Fs'=3, 125.
4) Винт по изобретению с прямолинейной задней плоскостью: и = 56,51 м/с; п = 78,833 с"1; Fs= 1390,09 Н/м2. Винт по изобретению (Фиг. 3) : и = 5б,413 м/с; п=82,75 с 1; Fs'=712,557 Н/м2, k4=Fs/Fs'= l, 950847.
Анализ этих результатов свидетельствует в пользу того, что винты с предлагаемыми профилями создают существенно большую тягу, чем винт с классическим профилем NACA-23015 и винт - прототип.
Цитируемая литература.
Горлин СМ. Экспериментальная аэродинамика. Высшая школа,
1970г.
2. Базиев Д.Х. Основы единой теории физики . Педагогика, М ., 1994г.
3. Вертолёты стран мира/под ред. В. Г. Лебедя, М., 1994г.
4. http://www.lodka.com.ua.

Claims

Формула изобретения
1. Винтовой движитель, имеющий ось вращения, установленные с возможностью вращения вокруг неё лопасти , каждая из которых имеет переднюю плоскость с прямолинейным участком и заднюю плоскость, переднюю острую кромку и заднюю кромку, отличающийся тем, что каждая лопасть установлена так, что указанный прямолинейный участок её передней плоскости перпендикулярен оси вращения лопасти .
2. Винтовой движитель по п .1, отличающийся тем, что упомя нутый прямолинейный участок передней плоскости соединён с задней кром кой по плавной выпуклой лекальной кривой .
3. Винтовой движитель по п.1 или п.2, отличающийся тем, что задняя плоскость лопасти, соединяющая переднюю и заднюю кромки, выполнена изогнутой по плавной выпуклой лекальной кривой .
4. Винтовой движитель по п . 1 или п . 2, отличающийся тем, что миделево сечение лопасти является переменным с мин имальным значением у конца лопасти и максимальным у комля .
5. Винтовой движитель по п . 3, отличающийся тем, что миделево сечение лопасти является переменным с минимальным значением у конца лопасти и максимальным у комля .
PCT/RU2011/000733 2011-07-06 2011-09-26 Винтовой движитель WO2013006082A1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011127653/11A RU2011127653A (ru) 2011-07-06 2011-07-06 Винтовой движитель
RU2011127653 2011-07-06

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2013006082A1 true WO2013006082A1 (ru) 2013-01-10

Family

ID=47437267

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2011/000733 WO2013006082A1 (ru) 2011-07-06 2011-09-26 Винтовой движитель

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2011127653A (ru)
WO (1) WO2013006082A1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015094022A1 (ru) * 2013-12-19 2015-06-25 Джабраил Харунович БАЗИЕВ Винтовой движетель
WO2015163855A1 (en) * 2014-04-22 2015-10-29 Sikorsky Aircraft Corporation Propeller rotor for a vertical take off and landing aircraft

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB412951A (en) * 1932-12-03 1934-07-03 George Sidney Selman Improvements in and relating to screw propellers and the like
GB1343987A (en) * 1970-03-17 1974-01-16 Kline R L Airfoil for aircraft
RU2222470C2 (ru) * 2001-07-17 2004-01-27 Орловский государственный технический университет Гребной винт для надводного и подводного транспорта
DE10246886A1 (de) * 2002-10-08 2004-04-22 Helmut Obieglo Optimierte Schiffsschraube

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB412951A (en) * 1932-12-03 1934-07-03 George Sidney Selman Improvements in and relating to screw propellers and the like
GB1343987A (en) * 1970-03-17 1974-01-16 Kline R L Airfoil for aircraft
RU2222470C2 (ru) * 2001-07-17 2004-01-27 Орловский государственный технический университет Гребной винт для надводного и подводного транспорта
DE10246886A1 (de) * 2002-10-08 2004-04-22 Helmut Obieglo Optimierte Schiffsschraube

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015094022A1 (ru) * 2013-12-19 2015-06-25 Джабраил Харунович БАЗИЕВ Винтовой движетель
WO2015163855A1 (en) * 2014-04-22 2015-10-29 Sikorsky Aircraft Corporation Propeller rotor for a vertical take off and landing aircraft
US10723451B2 (en) 2014-04-22 2020-07-28 Sikorsky Aircraft Corporation Propeller rotor for a vertical take off and landing aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
RU2011127653A (ru) 2013-01-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20150217851A1 (en) Wing configuration
CA2378607C (en) Rotor with a split rotor blade
CH615868A5 (ru)
US20060275131A1 (en) Propeller
CN109071004A (zh) 螺旋桨、动力套装及无人飞行器
WO2013006082A1 (ru) Винтовой движитель
JP5937061B2 (ja) 入射流から揚力を生成するための翼
US9140126B2 (en) Propeller with reactionary and vacuum faces
JP6186549B2 (ja) とんぼの翅構造の一部を模した翼
US20140119934A1 (en) Rotating circular airfoil and propeller system
KR101225177B1 (ko) 프로펠러 및 이를 포함하는 선박
WO2017150299A1 (ja) 横軸ロータ並びにそのロータを備えた舟艇
UA80216C2 (en) Airscrew
US5810288A (en) High velocity propeller
WO1993024360A1 (en) A propeller having optimum efficiency in forward and rearward navigation
RU2496681C1 (ru) Соосные несущие винты
JP6709741B2 (ja) ロータ
CA2628855A1 (en) Vertical multiple blade turbine
JP4873388B2 (ja) 起動装置
GB2474511A (en) Variable pitch aerofoil blade
RU2546337C1 (ru) Фиксированная или управляемая законцовка (крылышко) лопасти винта
WO2015094022A1 (ru) Винтовой движетель
RU2546912C1 (ru) Лопасть с кольцевой законцовкой
KR101245738B1 (ko) 프로펠러 구조체 및 이를 포함하는 선박
WO2013083570A1 (en) Airplane propeller system acting on the wingtip vortex

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 11868946

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

32PN Ep: public notification in the ep bulletin as address of the adressee cannot be established

Free format text: NOTING OF LOSS OF RIGHTS PURSUANT TO RULE 112(1) EPC (EPO FORM 1205A DATED 04/06/2014)

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 11868946

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1