WO2015094022A1 - Винтовой движетель - Google Patents
Винтовой движетель Download PDFInfo
- Publication number
- WO2015094022A1 WO2015094022A1 PCT/RU2014/000964 RU2014000964W WO2015094022A1 WO 2015094022 A1 WO2015094022 A1 WO 2015094022A1 RU 2014000964 W RU2014000964 W RU 2014000964W WO 2015094022 A1 WO2015094022 A1 WO 2015094022A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- screw
- plane
- blade
- blades
- thrust
- Prior art date
Links
Classifications
-
- 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
-
- 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
Definitions
- the invention relates to shipbuilding and aircraft manufacturing, i.e. water and air transport, for 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 [SM. Gorlin. Experimental aerodynamics. M., Higher School, 1970, p. 371].
- This feature of the propeller geometry imposes a propeller thrust limit on it.
- This mover contains a rotation axis, rotatably mounted blades around it, each of which has a front and rear planes, a front sharp edge and a trailing edge, while the front plane of each blade has a straight, flat section.
- the blade-sharp front edge of the blades cuts off the entire incoming flow and directs it entirely to the back plane (for helicopters, to the lower plane) of the blades. Due to this, a significant increase in thrust along the pressure (back, lower) plane is achieved.
- Each front plane of the prototype propeller blade has a straight portion parallel to the axis of rotation of the screw and connected to the rear (lower) plane with a smooth convex curve with the formation of the trailing edge.
- a positive quality of the prototype is the release of the front (in the upper helicopter) plane from interacting with the incoming flow, which frees this plane from tear-off flow, from flutter and wave resistance - insurmountable negative properties of the blades with a classic profile having a blunt front edge, which is most of the incoming flow directs to the front plane (upper) plane.
- the prototype screw has a very large technical drawback, namely, that the front (upper) plane of each of its blades is completely excluded from the work on creating traction, since air discharge is not formed above it.
- the objective of the proposed technical solution is to increase the maximum thrust of screw propellers and their efficiency.
- the screw propeller has a rotation axis, rotatably mounted blades around it, each of which has a front and rear planes, a front sharp edge and a trailing edge, while the front plane of each blade has a straight, flat section which located at a negative angle (Y) to the plane of rotation of the screw.
- the new propeller profile is similar to the new wing profile of an aircraft (see RF patent for invention N2 2461492 with priority November 01, 2010) with a knife-like sharp edge cutting off the entire incoming flow and directing it to the lower pressure plane.
- the front blade was located at a negative angle (Y) to the plane of rotation of the screw, because the larger this angle, the deeper the vacuum on the front plane and the greater the thrust of the screw.
- Propeller blades can be mounted in variable pitch. However, if the optimal value of the negative angle along the front plane is determined in advance, then the blades can be installed without a variable pitch.
- the preferred profiles for propeller blades are the following two options: a) the rear plane of the blade connecting the sharp front edge with the rear is made of a smooth convex curve,
- the blades with the proposed profiles may have a mid-section height and the outer chord of the blade constant along the entire length of the blade or they may be variable.
- the blades are completely freed from tear-off flow, from flutter and wave resistance. In this case, the blades are completely free from vibration and noise and the formation of negative traction, the inherent disadvantages of the blades with a classic profile.
- Figure 1 A sectional profile of a blade with a sharp leading edge, a leading plane, most of which is made by a straight line segment (AB), turning into a smooth curve (BC) with the formation of a sharp rear edge at the junction with the lower profile profile (AC), made by a smooth curve.
- Line MN is the plane of rotation of the screw relative to which the upper contour is set at a negative angle (Y).
- DC h is the mid-section height of the blade section.
- FIG. 1 The sectional profile of the blade with a sharper leading edge formed by a small angle of divergence of the upper and lower contours ( ⁇ ).
- the lower circuit (AC) is made by a straight line segment.
- the upper contour is set at a negative angle ( ⁇ ) to the plane of rotation of the screw (MN).
- DC h - midsection height. This option is best for propellers.
- Fig.Z The sectional profile of the blade, in which the rectilinear sections of the upper (ACj) and lower (BD) contours are parallel to each other. This option is best for the wing of heavy aircraft, while the upper circuit is installed under
- Figure 4 General view of the propeller with blades made with the proposed profile according to figure 2.
- Figure 5 General view of the propeller with the blades of a constant chord, but the growing height of the midsection to the edge of the blade.
- the rotor blades with a new wing profile lack the twist characteristic of blades with a blunt leading edge, but have an adjusting working angle along the front plane (for helicopters - along the upper plane).
- the purpose of the installation angle is to translate the front plane of the blade into the shadow of the oncoming flow, giving it a negative angle of attack (/, Figs. 1,2,3) relative to the plane of rotation of the screw (MN).
- Such geometry combined with the fact that a sharp leading edge deprives the front plane of interaction with the incoming flow, creates the conditions for the formation of a deeper vacuum on this plane than the classical profile.
- FIG. 1 shows a variant of the profile of the blade, where the lower contour is formed by a smooth curve.
- FIG. 2 shows a variant of the blade profile, where the lower contour is represented by a straight line segment connecting the front and rear edges.
- FIG. Figure 3 shows a wing profile in which the straight sections of the upper (AC and lower (BD) contours are parallel to each other. This option is the best for the wing of large aircraft.
- FIG. 4 shows a propeller for water transport with the blade profile shown in FIG. 2.
- FIG. Figure 5 shows an isometric view of a screw fragment whose mid-section increases towards the edge of the blade, and the chord is constant.
- FIG. Figure 6 shows an isometric view of a fragment of a screw in which at the end of the blade both the mid-section and the chord increase.
- screw propulsion is characterized by front and rear sharp edges, a straight section of the front plane of the blade, which is in the idle position perpendicular to the axis of rotation of the screw and parallel to the plane of rotation of the screw, and the pressure rear plane connecting the front and rear sharp edges of the blade is curved along a smooth convex curve.
- a sharp edge as a knife cuts off the entire incoming flow and directs it to the rear (lower — for helicopters) plane of the blade and completely eliminates its impact on the front plane.
- the mid-section height and the front plane installation angle ( ⁇ ) can be changed over a wide range with a simultaneous change in the chord length and midship height ⁇ I).
- the propeller shaft can be installed both vertically (on helicopters) and horizontally (on all other modes of transport).
- To reverse the thrust of the front plane of the blades set a positive angle of attack, and the rear negative angle (/).
- the height of the midsection (h) and the chord of the blade can be both constant and variable along the length of the blade.
- FIG. Option 2 of the screw is also characterized by sharp leading and trailing edges, a straight section of the front plane of the blades, which in the idle position can be located perpendicular to the axis of rotation of the screw and parallel to the plane of rotation of the screw.
- the pressure rear plane connecting the front and rear sharp edges of the blade is represented by a straight line segment (AC).
- AC straight line segment
- the picture changes, because in this mode of operation of the propeller, the rear plane section becomes vulnerable to cavitation destruction.
- This section can be protected from cavitation destruction by supplying compressed air or water through the shaft body, the hub and blades to it, and maintaining a pressure above it equal to the water pressure at the screw depth through the nozzle system.
- the blades can have a growing midsection height and an elongating chord from the hub to the edge of the blade.
- the third profile option differs from the first two in that the rectilinear sections of the upper and lower contours are parallel to each other and connected to the leading and trailing edges with smooth curves (AB) and (CiD); This profile is the best for the wing of large transport aircraft.
- the proposed blade with a sharp leading edge forms a thrust significantly different 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 (?), The height of the mid-section of the blade in its middle (K), 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.
- m 2 2.3 kg is the mass of the screw.
- W 9 248351, 385 W is the total engine power developed at a shaft speed of n 9 - 355 rpm.
- a stand made in Ryazan corresponds to the technical specifications and allowed accurate measurements of the dynamic properties of both screws.
- AR 1 18315, 6617a - excess voltage on the front plane of the blades (pushing screw mode),
- AR 2 -131780, 878Id - high vacuum on the back plane of the blades, pressure is less than zero!
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Предложены оригинальные крыловые профили, существенно повышающие аэродинамические качества винтовых движителей. 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 одну заднюю плоскость лопастей, при этом передняя плоскость полностью лишается взаимодействия с потоком и освобождается от таких негативных явлений классического винта, как флаттер, отрывное обтекание, волновое сопротивление, формирование отрицательной тяги и вибрация лопастей, при этом тяга винтов возрастает в 2-3 раза.
Description
Винтовой движетель
Изобретение относится к судо- и авиастроению, т.е. водному и воздушному транспорту, касается конструирования гребных и воздушных винтов с возможностью их использования на судах, вертолетах 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 [СМ. 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 при 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.
Наиболее близким по технической сущности, к заявленному винтовому движителю, является винтовой движитель по заявке Ns 2011127563 на вьщачу патента РФ «Винтовой движитель», взятый за прототип.
Данный движитель содержит ось вращения, установленные с возможностью вращения вокруг нее лопасти, каждое из которых имеет переднюю и заднюю плоскости, переднюю острую кромку и заднюю кромку, при этом передняя плоскость каждой лопасти имеет прямолинейный плоский участок.
Острая как нож передняя кромка лопастей срезает весь набегающий поток и целиком направляет его на заднюю плоскость (у вертолетов- на нижнюю плоскость) лопастей. За счет этого достигается существенное увеличение тяги по напорной (задней, нижней) плоскости. Каждая передняя плоскость лопасти винта прототипа имеет прямолинейный участок
параллельный к оси вращения винта и соединенный с задней (нижней) плоскостью плавной выпуклой кривой с образованием задней кромки.
Положительным качеством прототипа является освобождение передней (у вертолета верхней) плоскости от взаимодействия с набегающим потоком, что освобождает эту плоскость от отрывного обтекания, от флаттера и волнового сопротивления - неодолимых негативных свойств лопастей с классическим профилем, имеющим затупленную переднюю кромку, которая большую часть набегающего потока направляет на переднюю плоскость (верхнюю) плоскость.
Однако у винта- прототипа имеется очень большой технический недостаток, состоящий в том, что передняя (верхняя) плоскость каждой его лопасти полностью исключена из работы по созданию тяги, так как над ней не формируется разряжение воздуха.
Задачей предлагаемого технического решения является повышение величины предельной тяги винтовых движителей и их КПД.
Поставленная задача решается за счет того, что у винтового движителя имеющего ось вращения, установленные с возможностью вращения вокруг нее лопасти, каждое из которых имеет переднюю и заднюю плоскости, переднюю острую кромку и заднюю кромку, при этом передняя плоскость каждой лопасти имеет прямолинейный плоский участок который расположен под отрицательным углом (Y) к плоскости вращения винта.
Благодаря наличию отрицательного угла между передней плоскостью лопастей и плоскостью вращения винта достигается существенно более глубокое разряжение на передней плоскости лопастей обусловливающее повышение тяги и КПД винта.
Новый профиль винта подобен новому профилю крыла летательного аппарата (см. патент РФ на изобретение N2 2461492 с приоритетом 01 ноября 2010г.) с острой как нож передней кромкой, срезающей весь набегающий поток и направляющей его на нижнюю напорную плоскость.
При этом предпочтительнее, чтобы в рабочем режиме передняя лопасть была расположена под отрицательным углом (Y) к плоскости вращения винта, поскольку, чем больше этот угол, тем глубже разряжение на передней плоскости и тем больше тяга винта.
Лопасти винта могут быть установлены с изменяемым шагом. Однако, если оптимальная величина отрицательного угла по передней плоскости определена заранее, то лопасти могут быть установлены и без изменяемого шага.
Предпочтительными профилями для лопастей воздушных винтов являются следующие два варианта:
а) задняя плоскость лопасти, соединяющая острую переднюю кромку с задней выполнена плавной выпуклой кривой,
б) задняя плоскость лопасти соединяющая острую переднюю кромку с задней, выполнена отрезком прямой.
Лопасти с предлагаемыми профилями могут иметь высоту миделевого сечения и внешнюю хорду лопасти постоянными по всей длине лопасти или они могут быть переменными.
Но больше вариантов для формирования тяги гребного винта (для водного транспорта) дают переменное миделево сечение и переменная хорда по длине лопасти.
Применение нового крылового профиля вносит следующие преимущества винтовым движителям:
1. Полностью исключается взаимодействие передней (верхней) плоскости лопастей с набегающим потоком.
2. Весь набегающий поток направляется на заднюю (нижнюю - у вертолетов), напорную плоскость, что ведет к увеличению скоростного напора на этой плоскости.
3. Лопасти полностью освобождаются от отрывного обтекания, от флаттера и волнового сопротивления. При этом лопасти полностью освобождаются от вибрации и шума и формирования отрицательной тяги, неотъемлемых недостатков лопастей с классическим профилем.
Данное изобретение поясняется следующими чертежами:
Фиг.1. Профиль сечения лопасти с острой передней кромкой, передней плоскостью, большая часть которой выполнена отрезком прямой (АВ), переходящим в плавную кривую (ВС) с образованием задней острой кромки в точке соединения с нижним контуром профиля (АС), выполненным плавной кривой. Линия MN - плоскость вращения винта, относительно которой верхний контур устанавливают под отрицательным углом (Y). DC = h - высота миделя сечения лопасти.
Фиг.2. Профиль сечения лопасти с более острой передней кромкой, образованной малым углом расхождения верхнего и нижнего контуров (β). Нижний контур (АС) выполнен отрезком прямой. Верхний контур установлен под отрицательным углом (Υ) к плоскости вращения винта (MN). DC = h - высота миделя. Данный вариант - наилучший для воздушных винтов.
Фиг.З. Профиль сечения лопасти, у которого прямолинейные участки верхнего (ACj) и нижнего (BD) контуров параллельны между собой. Данный вариант наилучший для крыла большегрузных самолетов, при этом верхний контур его устанавливают под
з
отрицательным углом к продольной оси летательного аппарата, как указано на фигуре 3. (ADi) = b - внешняя хорда сечения, (AD) - внутренняя хорда.
Фиг.4. Общий вид гребного винта с лопастями выполненными с предлагаемым профилем по фигуре 2.
Фиг.5. Общий вид гребного винта с лопастями постоянной хорды, но растущей высотой миделя к краю лопасти.
Фиг.6. Общий вид гребного винта, лопасти которого увеличивают к краю лопасти и хорду, и высоту миделя.
Лопасти винта с новым крыловым профилем лишены крутки, свойственной лопастям с затупленной передней кромкой, но имеют установочный рабочий угол по передней плоскости (для вертолетов - по верхней плоскости). Цель установочного угла - перевести переднюю плоскость лопасти в тень набегающего потока, придав ей отрицательный угол атаки (/, фиг.1,2,3) относительно плоскости вращения винта (MN). Такая геометрия, в сочетании с тем, что острая передняя кромка лишает переднюю плоскость взаимодействия с набегающим потоком, создает условия для формирования на данной плоскости более глубокого разрежения, чем классический профиль. При этом передняя плоскость лопасти, с профилем Базиева, вступает в формирование разрежения уже при минимальном угле (/ = -1°) и наращивает степень разрежения, как по мере увеличения угла (γ) , так и по мере роста частоты вращения винта и круговой скорости лопастей. Экспериментально установлено, что при ^ = -3° формирование разрежения по передней плоскости начинается при достижении круговой скорости на концах лопастей umia = 2\0м / с , которую можно считать нижним порогом для малых винтов, диаметром меньше 1,5 метра.
Изобретение поясняется чертежами, на которых:
- на фиг. 1 представлен вариант профиля лопасти, где нижний контур образован плавной кривой.
- на фиг. 2 представлен вариант профиля лопасти, где нижний контур представлен отрезком прямой, соединяющим переднюю и заднюю кромки.
- на фиг. 3 представлен крыловой профиль, у которого прямолинейные участки верхнего (АС и нижнего (BD) контуров параллельны между собой. Этот вариант - наилучший для крыла больших самолетов.
- на фиг. 4 представлен гребной винт для водного транспорта с профилем лопасти, представленным на фиг. 2.
- на фиг. 5 представлен вид в изометрии фрагмента винта, миделево сечение которого увеличивается к краю лопасти, а хорда постоянна.
- на фиг. 6 представлен вид в изометрии фрагмента винта, у которого к концу лопасти увеличиваются и миделево сечение и хорда.
Представленный на фиг. 1 винтовой движитель характеризуется передней и задней острыми кромками, прямолинейным участком передней плоскости лопасти, который в нерабочем положении расположена перпендикулярно оси вращения винта и параллелен плоскости вращения винта, а напорная задняя плоскость, соединяющая переднюю и заднюю острые кромки лопасти, изогнута по плавной выпуклой кривой. Острая как нож передняя кромка, срезает весь набегающий поток и направляет его на заднюю (нижнюю - у вертолетов) 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, высоту миделевого сечения и угол установки передней плоскости (γ) можно изменять в широком диапазоне с одновременным изменением длины хорды и высоты миделя {И) . Вал винта можно устанавливать как вертикально (на вертолетах), так и горизонтально (на всех остальных видах транспорта). Для выполнения реверса тяги передней плоскости лопастей задают положительный угол атаки, а задней отрицательный угол (/) . При этом высота миделя (h) и хорда лопасти могут быть как постоянными, так и переменными вдоль длины лопасти.
Представленный на фиг. 2 вариант винта также характеризуется острыми передней и задней кромками, прямолинейным участком передней плоскости лопастей, который в нерабочем положении может располагаться перпендикулярно оси вращения винта и параллельно плоскости вращения винта. При этом напорная задняя плоскость, соединяющая переднюю и заднюю острые кромки лопасти, представлена отрезком прямой (АС). Для перевода лопастей в рабочий режим им задается отрицательный угол (γ) по передней (верхней) плоскости, для таких манипуляций винт выполняют с изменяемым шагом.
Однако, при повороте лопастей для реверса тяги и создания заднего хода судна, картина изменяется, поскольку в этом режиме работы винта, участок задней плоскости становится уязвимым для кавитационного разрушения. Этот участок можно защитить от кавитационного разрушения подводом через тело вала, ступицы и лопасти к нему сжатого воздуха или воды и через систему форсунок поддерживать над ним давление, равное давлению воды на глубине расположения винта. Для увеличения КПД винта без изменения его диаметра, лопасти могут иметь растущую высоту миделя и удлиняющуюся хорду от ступицы к краю лопасти.
Третий вариант профиля, представленный на фигуре 3, отличается от первых двух тем, что прямолинейные участки верхнего и нижнего контуров параллельны между собой и
соединяются с передней и задней кромками плавными кривыми (АВ) и (CiD); Этот профиль - наилучший для крыла больших транспортных самолетов.
Предлагаемая лопасть с острой передней кромкой формирует тягу 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 ( ?) , высоту миделевого сечения лопасти на ее середине {К) , линейную (υμ) 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.
υμϊ - линейная скорость молекул воздуха на высоте полета. При t = 0°С и
Р0 = 101325Яа , υ0 = 47131, 725м I с [ Базиев Д.Х. Основы единой теории физики (ОЕТФ). М.,
Педагогика, 1994г., с. 619]
щ = 1,0315148л* 1 с - скорость блуждания молекул воздуха в нормальных условиях [там же, с. 619]
а = л 1 = 1,61 \99\95 стерад = const
- коэффициент сферичности глобулы, индивидуального пространства молекулы [ОЕТФ, с.
1 1-12].
При применении винтов с новыми профилями, помимо указанных выше преимуществ, дополнительно достигается то, что:
1. Для винта с новым профилями не существует предела частоты вращения и предела достигаемой тяги при отсутствии ограничения, обусловленного мощностью двигателя и прочностными характеристиками лопастей.
2. Диаметры несущих винтов для вертолетов, с предлагаемыми профилями, можно сократить до пяти метров и менее с одновременным увеличением частоты вращения,
передаваемой на вал винта, до п=5000- 10000 об/мин и существенным упрощением группы редукторов.
3. 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.
4. Доля полезного груза вертолетов, оснащенных винтами малого диаметра (2-5м) с профилем Базиева, вращающимися в интервале частот п =2000 -10000 об/мин., достигнет 55-60% от взлетной массы вертолета.
5. Тяга винтов с профилем Базиева пропорциональна скорости лопастей и может непрерывно расти, по мере роста частоты вращения и выхода концевой скорости лопастей, вплоть до υ = 3 - 5М , тогда как у винтов с классическим профилем существует технический предел росту тяги, связанный с началом формирования отрицательной (обратной) тяги уже при концевой скорости лопастей υ - 0,64 М , величина которой непрерывно возрастает и при υ - ΙΜ тяга достигает предельной силы, а далее начинается ее снижение.
Результаты испытаний двух одиночных воздушны винтов с профилем Базиева и классическим профилем
1. Винт с классическим профилем : к = 2 - число лопастей,
D = 1700 мм - диаметр винта,
bj = 64 мм - концевая хорда лопасти,
Ь2 =140 мм - срединная хорда,
Ь3 = 125 мм - хорда у комля,
b = 109,667 мм - среднее значение хорды,
L = 785 мм - длина рабочей части лопасти,
Si = 2b · L = 0,172177 м2 - рабочая площадь винта,
mi = 3,6 кг - масса винта.
2. Винт Базиева: к = 2 - число лопастей,
D = 1700 мм - диаметр винта,
b = 88 мм -хорда лопасти,
L = 795 мм - длина рабочей части лопасти,
S2 = 2b · L = 0,13992 м2 - рабочая площадь винта,
m2 = 2,3 кг - масса винта.
Оба винта изготовлены по чертежам Базиева Д.Х. фирмой «Finish - 2», город Казань.
Для изготовления испытательного стенда для винтов использован автомобильный двигатель от вездехода «Кадиллак», с номинальной мощностью w = 409 л/с = 300819,5 Вт и предельной частотой вращения коленчатого вала п = 6000 об/мин. На базе этого двигателя построен стенд по методу выдающегося авиаконструктора Б.Н. Юрьева. Стенд изготовлен механической лабораторией Н.В. Пешкова г. Рязань. Мы готовы провести демонстрацию работы обоих винтов всем желающим, но пока только в Рязани.
Для измерения тяги винтов, в функции от частоты их вращения, был использован электронный динамометр марки ДЭП1-1Д-10Р2. Частоту вращения фиксировали по стандартному тахометру самого двигателя, а управление частотой осуществляли с помощью педали газа. Испытания были проведены 28 октября 2014 в г. Рязань, с участием 7 человек, пятеро из них - это сотрудники лаборатории изготовившей стенд. Полученные результаты сведены (в таблицу Ν° 1) и представлены графически (фигура 1).
Эти экспериментальные данные характеризуют не только винты, но и крылья с соответствующими профилями. В виду того, что лопасти с профилем Базиева лишены крутки, свойственной лопастям с классическим профилем представляют собой миниатюрные крылья с этим же профилем. По этому аэродинамические особенности винта Базиева, установленные в данном исследовании, совершенно корректно можно переносить на крыло с профилем Базиева, естественно - в режиме стационарных испытаний.
Первая заявка на принципиально новый крыловой профиль была подана мною в Роспатент (тогда он назывался иначе) 5 октября 1980г, но тогда у меня не было возможности доводить заявку до патента. Создание стенда для испытания нового крылового профиля, на вращающемся мини - крыле, мне стоило больших усилий в течении последних 5 лет, но оно того стоило, ибо полученные на этом стенде данные полностью подтвердили теоритически ожидаемый результат: найден наиболее совершенный крыловой профиль, очень существенно повышающий тягу винтов и подъемную силу крыла самолетов.
Таблица 1
Н Н я, Па Н Н ия, Па
1 2 3 4 5 6 7
1200 747,160 0,00 -3529,80 777,046 0,00 -2567,12
1500 1225,888 0,00 -6417,80 1158,098 0,00 -4813,35
1800 1718,468 0,00 -9305,81 1811,863 0,00 -7701,36
2100 2506,430 0,00 -13798,27 2301,253 0,00 -11712,48
2400 3389,322 0,00 -18611,62 2997,979 0,00 -16044,51
2700 4322,541 -213,892 -25029,42 3877,760 0,00 -20536,96
3000 5061,406 -614,939 -30484,54 5080,688 0,00 -27275,65
3300 5578,589 -1283,352 -34335,23 6119,240 0,00 -34977,01
3550 5883,885 -2031,974 -35939,68 7218,928 0,00 -43320,15
Мощность винтов и их КПД.
1. Винт с классическим профилем:
г, = 0, 388056Л* - радиус центра массы лопасти,
Wx - тх · гх 2 ·
= 1 12285,5745/и - мощность, потребляемая винтом,
W9 = 248351, 385 Вт - полная мощность двигателя, развиваемая при частоте вращения вала п9 - 355 об I мин .
W9 - W. 136065,815m л е л по^ 1 М
п, =— = = 0, 547876192 - коэффициент полезного действия винта.
В гиперзвуковом режиме будет уменьшаться.
2. Винт Базиева:
г2 = 0, 393м - радиус центра массы лопасти,
W2 = m2 - г2 2 · «9 = 73577, 36%Вт - мощность, потребляемая винтом, при частоте щ,
Wg - W2 174777,0165/и Л ^^, ОЛЛО , ,
η, -— - = = 0,703748908 - коэффициент полезного действия
2 W9 W9
винта в дозвуковом режиме. В гиперзвуковом режиме будет расти.
Выводы для винтов, вытекающие из результатов испытания.
1. Изготовленный в Рязани стенд соответствует техническому заданию и позволил провести точные измерения динамических свойств обоих винтов.
2. У винта с классическим профилем, при достижении концевой скорости на лопастях и = 0, 64 (2700 об/мин) начинается формирование отрицательной тяги на задней плоскости лопастей (испытание проводилось в режиме толкающего винта).
ю
3. Отрицательная тяга непрерывно возрастает по мере увеличения скорости на концах лопастей. При υ = 0, 95М она уже составляет 34,52 % от полной тяги винта. Из графика зависимости тяги винта от скорости лопастей следует, что при скорости лопастей υ > \М доля отрицательной тяги составит 50% и более от полной тяги винта. В нашем опыте не хватило мощности силовой установки, чтобы вывести частоту вращения винтов до п = 4000 об/мин, при которой была бы достигнута гиперзвуковая скорость на концах лопастей (356 м/с = 1,075 М).
4. У винта с профилем Базиева, в отличие от винта с классическим профилем, отрицательная тяга не формируется даже при υ - 0,95Μ . Более того, она не будет формироваться и при гиперзвуковых скоростях лопастей, поскольку новый крыловой профиль отсекает набегающий поток от задней плоскости лопастей.
5. До скорости лопастей υ = 0,8М , винт Базиева уступает классическому винту по тяге, но при достижении υ = 0, SM кривая тяги винта Базиева пересекает кривую тяги классического винта, а при υ = 0, 95М развивает тягу, превосходящую тягу классического винта в ni = 1,226898 раз, при этом имеет меньшую рабочую площадь в П2 = 1,23 раза.
6. Из характера графика следует, что кривая тяги по винту Базиева представлена ветвью параболы, устремленной в область гиперзвука, а это - прорыв к гиперзвуковым скоростям винтовых самолетов и больших скоростей вертолетов (до 750 км/ч), при диаметре их винтов 2-5 м.
7. Проведенные теоретические исследования основанные на полученных в данном опыте результатах, показали, что у нового крылового профиля, существуют большие перспективы.
Вот расчёты, сделанные при допущении: прочность исследуемого винта с профилем Базиева достаточно высока и его можно раскрутить до п = 8500 об/мин.
а) = \,Ш = 595, 44л* / с ; щ = 7112 об/мин .
АР1 = 18315, 6617а - избыточное напряжение на передней плоскости лопастей (режим толкающего винта),
АР2 - -103007, 76 Дя - разрежение на задней плоскости, на которой достигнут динамический вакуум, т.е. давление равно нулю!
F = ( ΡΧ - AP2) - S2 = 121323,42H / м2 · 0,13992 = 16975, 57H- тяга винта. б) υ2 = 2, \М = 694, 68л< 1 с ; п2 = 8297 об/мин .
ΔΡ, = 21368, 878Яа - избыточное давление передней плоскости,
АР2 = -131780, 878Яд - высокое разряжение на задней плоскости лопастей, давление меньше нуля!
F2 = (AP1 - AP2) - S2 = 21563,4H -тяга винта.
Fs = F2 1 S2 = 1541 12,35H / ^2 - удельная нагрузка на рабочую площадь винта. Для сравнения привожу этот же параметр для вертолета Ми-8.
Fs = {Ми - 8) = 12000кг · g0 / s = 4707, 192H 1 м2 - удельная нагрузка на винт в режиме зависания.
7218 928H
= («g) = F -
9 15, 2 = 0) 1 39 - 92 л|2 = 51593,253H / м2 - удельная нагрузка винта Базиева реально полученная на испытании. Она превышает нагрузку винта Ми-8 в п = 10,96 раз! При этом необходимо учесть, что данный параметр является наиболее объективной характеристикой степени эффективности винта и крыла.
Т. о. высокая эффективность винта Базиева, установленная сначала теоретически (в1980г), теперь получила экспериментальное подтверждение.
Тяга этого винта непрерывно растет по мере роста скорости лопастей, а это значит, что создан гиперзвуковой винт, освобожденный от отрывного обтекания потоком, от флаттера и сопровождающей его вибрацией, от волнового сопротивления и формирования отрицательной тяги.
Подведя итог изложенному выше, можно считать выполненными следующие требования к патентоспособности заявляемого способа формирования тяги винта и устройства для его реализации.
1. Проведенный анализ уровня техники (это у меня 3 заявка по винту) показал, что заявленная совокупность существенных признаков, изложенная в формуле изобретения, не известна. Это позволяет сделать вывод о ее соответствии критерию «новизна».
2. Заявляемое техническое решение не следует явным образом из известного уровня техники. Следовательно, заявляемое решение соответствует критерию «изобретательский уровень».
3. На основе полученных результатов, при испытании двух винтов с разными профилями, можно сделать вывод о том, что заявленный способ формирования тяги воздушного и гребного винтов и устройства для его осуществления могут быть реализованы
на практике с достижением указанного технического решения. Следовательно, они соответствуют критерию «промьппленная применимость».
1. Д.Х. Базиев. Основы единой теории физики. М., Педагогика, 1994г.,640 стр.
2. Д.Х.Базиев. Патент РФ на изобретение нового крылового профиля N° 2461492 от 20 сентября 2012г.
Claims
1. Винтовой движитель, имеющий ось вращения, установленные с возможностью вращения вокруг нее лопасти, каждая из которых имеет переднюю и заднюю плоскости, переднюю острую кромку и заднюю кромку, при этом передняя плоскость каждой лопасти имеет прямолинейный плоский участок, отличающийся тем, что указанный прямолинейный участок передней плоскости, расположен под отрицательным углом (Y) к плоскости вращения винта.
2. Винтовой движитель по п.1, отличающийся тем, что передняя плоскость лопасти расположена под отрицательным углом (Y) к плоскости вращения винта, при этом задняя плоскость образована плавной выпуклой кривой, соединяющей переднюю и заднюю кромки лопасти.
3. Винтовой движитель по п.1, отличающийся тем, что задняя плоскость лопасти, соединяющая переднюю и заднюю кромки, выполнена отрезком прямой, а прямолинейный участок передней плоскости расположен под отрицательным углом (Y).
4. Винтовой движитель по любому из п.п.1, 2, 3, отличающийся тем, что миделево сечение и хорда лопасти постоянны по всей длине лопасти.
5. Винтовой движитель по любому из п. п.1, 2,3 или 4, отличающийся тем, что миделево сечение и хорда лопасти переменны по длине лопасти.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2015/000760 WO2016099325A1 (ru) | 2013-12-19 | 2015-11-11 | Способ формирования тяги винтового движителя и новый крыловой профиль для его реализации |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013156481 | 2013-12-19 | ||
| RU2013156481/11A RU2013156481A (ru) | 2013-12-19 | 2013-12-19 | Винтовой движитель |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2015094022A1 true WO2015094022A1 (ru) | 2015-06-25 |
Family
ID=53403200
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2014/000964 WO2015094022A1 (ru) | 2013-12-19 | 2014-12-19 | Винтовой движетель |
| PCT/RU2015/000760 WO2016099325A1 (ru) | 2013-12-19 | 2015-11-11 | Способ формирования тяги винтового движителя и новый крыловой профиль для его реализации |
Family Applications After (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2015/000760 WO2016099325A1 (ru) | 2013-12-19 | 2015-11-11 | Способ формирования тяги винтового движителя и новый крыловой профиль для его реализации |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2013156481A (ru) |
| WO (2) | WO2015094022A1 (ru) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5017090A (en) * | 1988-03-28 | 1991-05-21 | Morrison Douglas M | Variable pitch propeller blades and drive and adjusting mechanism therefor |
| RU2085442C1 (ru) * | 1995-04-07 | 1997-07-27 | Владимир Ильич Петинов | Лопасть воздушного винта |
| WO2013006082A1 (ru) * | 2011-07-06 | 2013-01-10 | БОЗИЕВ, Рашид Сагидович | Винтовой движитель |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1372441A (en) * | 1918-12-23 | 1921-03-22 | Continental Air Craft & Transp | Propeller |
| US4834617A (en) * | 1987-09-03 | 1989-05-30 | United Technologies Corporation | Airfoiled blade |
-
2013
- 2013-12-19 RU RU2013156481/11A patent/RU2013156481A/ru not_active Application Discontinuation
-
2014
- 2014-12-19 WO PCT/RU2014/000964 patent/WO2015094022A1/ru not_active Application Discontinuation
-
2015
- 2015-11-11 WO PCT/RU2015/000760 patent/WO2016099325A1/ru not_active Application Discontinuation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5017090A (en) * | 1988-03-28 | 1991-05-21 | Morrison Douglas M | Variable pitch propeller blades and drive and adjusting mechanism therefor |
| RU2085442C1 (ru) * | 1995-04-07 | 1997-07-27 | Владимир Ильич Петинов | Лопасть воздушного винта |
| WO2013006082A1 (ru) * | 2011-07-06 | 2013-01-10 | БОЗИЕВ, Рашид Сагидович | Винтовой движитель |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2016099325A1 (ru) | 2016-06-23 |
| WO2016099325A9 (ru) | 2016-08-25 |
| RU2013156481A (ru) | 2015-06-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2465771B1 (fr) | Pale pour dispositif anti-couple d'hélicoptère | |
| EP0227524B1 (fr) | Perfectionnements apportés aux hélices aériennes en ce qui concerne le profil de leurs pales | |
| EP0110766B1 (fr) | Pale pour propulseur d'aéronef | |
| EP2634087A2 (en) | Airfoils for use in rotary machines | |
| US11225316B2 (en) | Method of improving a blade so as to increase its negative stall angle of attack | |
| US10633090B2 (en) | Cross flow fan with exit guide vanes | |
| CN111056036B (zh) | 一种高空螺旋桨快速迭代生成方法 | |
| CN109789922B (zh) | 螺旋桨、动力组件及飞行器 | |
| CN109131832B (zh) | 开式转子及其翼型 | |
| JP2009197700A (ja) | 垂直軸風車翼 | |
| CN102673775A (zh) | 反扭矩舵结构设计方法 | |
| Liu et al. | Aerodynamics properties and design method of high efficiency-light propeller of stratospheric airships | |
| WO2015094022A1 (ru) | Винтовой движетель | |
| AU2016365585B2 (en) | Autogyro rotor blade for generating lift by autorotation | |
| US11713105B2 (en) | Wing integrated propulsion system | |
| WO2013006082A1 (ru) | Винтовой движитель | |
| JP2007518620A (ja) | プロペラ | |
| RU180508U1 (ru) | Высокоскоростной пропульсивный движитель | |
| GB2474511A (en) | Variable pitch aerofoil blade | |
| WO2018135093A1 (ja) | ロータ | |
| WO2018135962A1 (ru) | Вакуумный способ формирования подъeмной силы летательного аппарата и сверхзвуковое крыло базиева д.х. для его реализации (варианты) | |
| RU2789094C1 (ru) | Аэродинамический профиль несущего элемента летательного аппарата | |
| US11364999B2 (en) | Rotor, power assembly and air vehicle | |
| WO2023017470A1 (en) | Helical turbine | |
| RU2441806C1 (ru) | Лопасть воздушного винта |
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: 14872031 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| WA | Withdrawal of international application | ||
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |