Просмотр полной версии : Раскрутка винта
Читая форумы, несколько раз сталкивался с вопросами, связанными с запуском остановленного в воздухе двигателя. Многих интересует, какова должна быть скорость полета, достаточная для того, чтобы винт остановленного мотора начал вращаться от набегающего потока. Попробуем ответить на этот вопрос.
Немного теории:
Попытка авиаинженеров разработать методику аналитического расчета параметров воздушного винта столкнулась с непреодолимыми трудностями, однако вскоре выход был найден. По результатам многочисленных практических экспериментов было обнаружено, что характеристики винтов, выполненных в различном масштабе, но работающих в одинаковых аэродинамических условиях, идентичны. Это позволило без существенных затрат продуть в аэродинамических трубах многочисленные масштабные модели различных винтов и использовать полученные результаты для расчета работы полноразмерных объектов.
Аэродинамические условия работы воздушного винта определяются скоростью набегания потока воздуха на лопасть винта и углом, под которым расположена лопасть относительно этого потока (углом атаки). Поскольку винт во время полета одновременно и вращается и перемещается вперед вместе с самолетом, то угол атаки и скорость потока, набегающего на лопасть зависят от скорости полета самолета, оборотов мотора и диаметра винта, поэтому характеристики винтов строят относительного некоторого параметра, в который входят все эти три величины. В качестве такого параметра обычно используют относительную поступь винта - это расстояние, на которое перемещается винт по направлению полета самолета за один оборот, отнесенное к диаметру винта. Иногда относительную поступь называют «коэффициентом скорости» - это одно и то же.
Аэродинамические характеристики воздушного винта однозначно определяются зависимостями коэффициентов тяги α, мощности β и полезного действия η от относительной поступи λ. Эти четыре параметра связаны друг с другом, поэтому зная любые три из них всегда можно расчитать четвертый. Еще в 1910 году инженер Александр Эйфель, автор проекта одноименной башни, предложил изображать эти характеристики в виде серии зависимостей β от λ, построенных для однотипных винтов с разным шагом, а точки с одинаковыми КПД соединять линиями, как на географических картах. Такими трехмерными диаграммами оказалось очень удобно пользоваться и они получили повсеместное распространение. Пример диаграммы подобного рода – характеристики серии английских двулопастных винтов постоянного шага (см. рисунок).
В этой теме (Обсуждение работы винтомоторной группы в РоФ) (http://www.sukhoi.ru/forum/showthread.php?t=65057&p=1485808&viewfull=1#post1485808) было показано, что характеристики винта, указанного в отчете по испытаниям самолета Fokker D.VII, соответствуют винту английского типа с относительным шагом h = 0.7 (линия h=0,7 на диаграмме, показанной выше). По результатам испытаний, Fokker D.VII, оснащенный винтом Wolf диаметром 2,8 м с номинальным шагом 1,89 м, развил в горизонтальном полете у земли максимальную скорость 188 км/ч при 1565 об/мин. Этим условиям соответствует коэффициент скорости λ = 0,72. Из характеристики винта h=0,7 на диаграмме видно, что если продолжать увеличивать скорость полета, например, пикированием, и одновременно поддерживать число оборотов мотора постоянным, прикрывая сектор газа, то при некоторой скорости, соответствующей приблизительно λ = 1, коэффициент потребной мощности мотора β станет равен 0, при этом мотор будет развивать только такую мощность, которая необходима для преодоления силы трения прокрутки мотора на данных оборотах. Если скорость увеличить еще больше, то винт начнет развивать отрицательный крутящий момент и передавать свою мощность мотору, раскручивая его сверх максимальных оборотов даже при полном закрытии сектора газа, что приведет к поломке двигателя.
Характеристики винтов, соответствующие отрицательным коэффициентам, возникающим при раскрутке винта, также снимаются во время испытаний моделей винтов в аэродинамической трубе. Поскольку эти графики интересны прежде всего с точки зрения воздействия винта на мотор, то вместо коэффициента мощности обычно используется производный коэффициент крутящего момента χ', а для того, чтобы не продолжать графики до бесконечного значения λ, соответствующему остановленному винту, их строят относительно параметра 1/ λ, при этом остановленный винт будет соответствовать 1/λ = 0. Иногда характеристики винтов положительной области значений объединяют с отрицательной, разделительной границей принимают значение λ = 1, для которого значения коэффициентов совпадают.
Общий вид изменения коэффициента полезного действия для различных углов установки лопастей винта и всех его возможных режимов работы представлен на рисунке:
К сожалению, мне не встречались характеристики винтов английского типа для диапазона отрицательных тяг и мощностей, вполне возможно что их и не испытывали в этом режиме. Однако мы можем подобрать какой-нибудь другой винт, обеспечивающий параметры горизонтального полета, аналогичные тем, что были приведены в отчете по испытаниям Фоккера и для которого характеристики в диапазоне отрицательных тяг известны. В 1938 году американцы провели крупномасштабные исследования работы винтов, в том числе и в области отрицательных тяг, результаты которых были обобщены в отчетах NACA № 640 и 641. Ближе всего к английским винтам по конструкции подходит американский металлический двулопастный винт 5868-R6 с профилем лопасти R.A.F-6 – таким же, как и у английского деревянного винта. Напомню, что в теме Обсуждение работы винтомоторной группв в РоФ (http://www.sukhoi.ru/forum/showthread.php?t=65057&p=1485808&viewfull=1#post1485808) по результатам испытаний самолета Fokker D.VII мы определили, что во время полета вблизи земли его винт работал с коэффициентами λ = 0,72 и β = 0.036. Отметим эти значения на характеристиках винта 5868-R6 (см. рисунок):
Точка пересечения этих значений лежит между кривой «15 град» и «20 град», приблизительно на уровне 18 градусов. Это означает, что винт 5868-R6 с углом установки лопастей 18 град и таким же диаметром, как и у немецкого винта, будучи установленным на самолет Fokker D.VII, обеспечит ему точно такую же максимальную скорость и обороты мотора, что и «родной» пропеллер. Винт Wolf имел номинальный шаг 1,89 м, что соответствует углу установки лопасти 17 град, таким образом винт Wolf и 5868-R6 имеют довольно близкие характеристики.
По данным испытаний самолета, во время работы мотора на месте коэффициент мощности β винта Wolf был равен 0,048. Если мысленно построить кривую, проходящую между кривыми «15 град» и «20 град» на уровне 18 град, то значение коэффициента мощности для λ = 0 (работа винта на месте) будет около 0,05, что еще раз подтверждает то, что винты Wolf и 5868-R6 по своим характеристикам практически идентичны, несмотря на разный материал изготовления и способ крепления лопастей ко втулке.
Перейдем к характеристикам отрицательных тяг и мощностей винта 5868-R6 (см. рисунок):
На этой диаграмме показаны изменение производного коэффициента отрицательной тяги (верхний график) и производного коэффициента отрицательного крутящего момента (нижний график) относительно коэффициента 1/λ (на диаграмме показан как n*D/V) для винтов с различным установочным углом лопасти. Нас интересует производный коэффициент крутящего момента остановленного винта, для которого 1/λ = 0. Угол установки лопасти, как мы определили выше, равен 18 град. На нижнем графике мысленно строим кривую, проходящую между линий «15 град и 20 град» на уровне 18 град и продолжаем ее до пересечения с вертикальной осью координат (1/λ = 0). Значение производного коэффициента крутящего момента для остановленного винта с углом установки лопастей 18 град равно 0,0033 (отмечено красной стрелкой).
Производный коэффициент крутящего момента χ’ (американцы его обозначают как Qc) по определению равен:
χ’ = M/(ρ*V^2*D^3) где:
M – крутящий момент (кгм)
ρ – массовая плотность воздуха (кг*сек^2*м^-4)
D – диаметр винта (м)
V – скорость полета (м/с)
отсюда:
M = χ’* ρ*V^2*D^3
Расчитываем крутящий момент M для диапазона интересующих скоростей и высот. Для примера – график изменения крутящего момента, развиваемого остановленным винтом самолета Fokker D.VII под воздействием набегающего потока воздуха на высоте 1000 м:
ROSS_DiFiS
26.06.2011, 01:19
спасибо! а левый столбец - крутящий момент М (кгм) - это какая именно величина (для более простого понимания)?
То есть математика продливает жизнь?
Пока в воздухе будешь решать эти формулы об землю шмякнешься
ROSS_DiFiS
26.06.2011, 08:28
То есть математика продливает жизнь?
Пока в воздухе будешь решать эти формулы об землю шмякнешься
с вопросами, связанными с запуском остановленного в воздухе двигателя. Многих интересует, какова должна быть скорость полета, достаточная для того, чтобы винт остановленного мотора начал вращаться от набегающего потока.
вот
Какой крутящий момент нужен для того, чтобы запустить двигатель?
Обратимся к первоисточникам. :)
Маркс в своей книге "The airplane engine" на странице 427 приводит результаты измерений крутящего момента, необходимого для запуска пяти различных авиационных двигателей при температуре окружающей среды 24 град Цельсия:
Если перевести все эти басурманские размерности в человеческий вид, то получается следующая таблица (для информативности я добавил в таблицу объем мотора и степень сжатия):
Очевидно, что при прочих равных условиях, крутящий момент, необходимый для запуска двигателя будет зависить от объема мотора и степени сжатия. Мне не удалось найти сведений по степени сжатия шестицилиндрового Liberty - это довольно редкий двигатель, который был выпущен к концу войны в количестве шести штук и еще десять построили по окончании военных действий. Однако судя по тому, что максимальный крутящий момент, необходимый для его запуска даже немного превышает крутящий момент, необходимый для запуска двенадцатицилиндрового Liberty, можно с большой уверенностью предположить, что это был двигатель с высокой степенью сжатия. Если построить зависимость среднего крутящего момента, необходимого для запуска мотора с открытым дросселем, от его объема, исключив пересжатые двигатели (Liberty 6 и B.M.W.) то получится следующий график:
Двигатель Mercedes, которым был оснащен Fokker D.VII, имел объем 14,8 литра - по графику зависимости крутящего момента от объема мотора находим, что крутящий момент, необходимый для его запуска равен 13 кгм. По графику зависимости крутящего момента от скорости полета (см. выше) находим, что потребная скорость для запуска остановленного в воздухе мотора на высоте 1000 м. равна 160 км/ч.
Доклад закончил, разрешите получить замечания! :)
ROSS_DiFiS
26.06.2011, 14:37
Спасибо. Пошел проверять на правктике в РоФ :)
(тока судя по графику (http://www.sukhoi.ru/forum/attachment.php?attachmentid=136391&d=1309068165) скорость вроде не 160, а 145?)
Да, конечно 145. Поторопился. :)
Wad, так не честно, после баллистики хотел винтами заняться, а ты...:D Карбюраторы еще не закончил и в винты "ломанулся":uh-e:
Щас "везде" отметишься, а другим чего делать?:mdaa:
Шучу конечно и буду почитывать:)
А винты я обещал посчитать еще до карбюраторов! :D
Добавил крутящий момент для высоты 5 000 м. для наглядности:
ROSS_DiFiS
26.06.2011, 20:59
так это получется на 5000 метров расчет истинной скорости. Судя по всему - так как в полете мы видим только приборную, то по идее пилоту высота для скорости роли не играет.
Только вот пикировал я на Д7ф,а пропеллер крутиться не начал.Потом элероны-тю-тю.Остановил двигатель на 4км и вниз.У-у.
так это получется на 5000 метров расчет истинной скорости. Судя по всему - так как в полете мы видим только приборную, то по идее пилоту высота для скорости роли не играет.
Отчего же приборную? Анемометр истинную показывает! :)
Евгений055
02.11.2011, 04:07
Читая форумы, несколько раз сталкивался с вопросами, связанными с запуском остановленного в воздухе двигателя. Многих интересует, какова должна быть скорость полета, достаточная для того, чтобы винт остановленного мотора начал вращаться от набегающего потока. Попробуем ответить на этот вопрос.
Не сдержался и захотел вставить "свои пять копеек".
Изначально некорректная постановка вопроса. Останов двигателя в полете наверно в 99% случаев происходит на таких скоростях, на которых винт УЖЕ авторотирует. Т.е. чтобы возник вопрос о раскрутке винта остановленного мотора, кроме останова двигателя должна еще произойти и потеря скорости примерно этак до 40-50 км/час.
Правильная постановка вопроса - Какова зависимость оборотов авторотирующего винта (в случае остановки двигателя) от скорости полёта???
Результаты будут значительно отличаться.
Во-первых: Для раскрутки уже остановленного винта, необходимо преодолеть статический инерционный момент внтомоторной группы. Простой отказ двигателя и последующий перевод самолёта на планирование с наивыгодейшей скоростью (именно так и должен поступать лётчик) подразумевает сохранение оборотов остановленного двигателя не ниже га-ран-ти-ро-ва-ных 35-45%. Т.е. преодолевать этот момент инерции уже не надо.
Во-вторых: Остановленный винт создает меньший крутящий момент, чем вращающийся, ввиду того, что лопасти винта работают на далеко закретических углах атаки. Для остановленного винта они порядка 70°. А для вращающего винта - вполне себе рабочий диапазон -10° -20° .
В-третьих: Можно обратится к РЛЭ самолётов и посмотреть на разделы "запуск двигателя в полете". В РЛЭ Ил-14 точно есть такой раздел с указанием оборотов авторотирующего винта остановленного двигателя.
При отказе двигателя самолёта Ан-2, лётчик должен выполнять снижение на скорости 140-150 км/ч. Винт при этом авторотирует на оборотах 40-50% от максимальных и продолжает авторотировать вплоть до самой посадки.
В полете, в рабочем диапазоне скоростей не авторотируют только зафлюгированные винты.
Евгений055
02.11.2011, 05:05
Для примера – график изменения крутящего момента, развиваемого остановленным винтом самолета Fokker D.VII под воздействием набегающего потока воздуха на высоте 1000 м:
График хороший, но хорош он только именно для вопросов раскрутки винта.
Принимая во внимания, что винт никогда и не должен останавливаться в полете, график, исходя из которого можно определить с какими оборотами должен вращаться винт остановленного двигателя, будет выглядить примерно так:
144014
Не сдержался и захотел вставить "свои пять копеек".Тогда и я свои "пять копеек":)
Изначально некорректная постановка вопроса. Останов двигателя в полете наверно в 99% случаев происходит на таких скоростях, на которых винт УЖЕ авторотирует. Не корректно. В случае отказа двигателя с ВФШ (винтом фиксированного шага) на первом этапе происходит уменьшение nоб, но винт находится еще в области положительных тяг. Как долго ВФШ будет находится в области положительных тяг зависит от многих факторов и "инерционности" самого винта, и запаса по тяге на конкретной скорости (высоте/режиме) останова двигателя, и от силы торможения на валу ВФШ (компрессия/клин). Но, говорить о том, что винт на этой скорости УЖЕ авторотирует - не корректо.
ВФШ скорее всего перейдет в режим авторотации через некоторое время после остановки двигателя. А вот как долго он будет авторотировать и что при этом произойдет со скоростью полета самолета есть вопрос весьма интересный.
Т.е. чтобы возник вопрос о раскрутке винта остановленного мотора, кроме останова двигателя должна еще произойти и потеря скорости примерно этак до 40-50 км/час. Вот так вот "с кандачка" называть цифры скоростей тоже не правильно. Wad привел конкретные цифры, для конкретных ВМГ и они выше 40-50 км/ч.
И совсем не факт, что если по расчетам, получается необходимая скорость для создания достаточной "авторотирующей" силы на валу, для раскрутки порядка 150 км/ч, что на например 100 км/ч конкретный ВФШ будет вращаться с необходимой для запуска частотой вращения.
Правильная постановка вопроса - Какова зависимость оборотов авторотирующего винта (в случае остановки двигателя) от скорости полёта???Это просто другой вопрос для другой темы:)
Во-вторых: Остановленный винт создает меньший крутящий момент, чем вращающийся, ввиду того, что лопасти винта работают на далеко закретических углах атаки. Для остановленного винта они порядка 70°. А для вращающего винта - вполне себе рабочий диапазон -10° -20° .Не путаете ВИШ снабженный автоматом РШВ (РПО) и обычный ВФШ?
При отказе двигателя самолёта Ан-2, лётчик должен выполнять снижение на скорости 140-150 км/ч. Винт при этом авторотирует на оборотах 40-50% от максимальных и продолжает авторотировать вплоть до самой посадки.Таки путаете. При отказе двигателя на Ан-2, РПО "утащит" винт на упор малого шага, на котором конечно скорость вращения авторотации (и отрицательная тяга) выше, чем если бы винт оставался на том шаге, на котором произошол отказ двигателя...
В полете, в рабочем диапазоне скоростей не авторотируют только зафлюгированные винты.Для ВИШ - да, а вот авторотация ВФШ будет сильно зависить от графиков выложенных Wad-ом, особенно, если ВФШ был изначально "заточен" под режим максимальной скорости самолета...
Евгений055
02.11.2011, 17:01
Если ты прочтешь еще раз внимательно мой пост, ты увидишь, что я совершенно не "придираюсь" к той работе которую сделал Wad.
Я пытаюсь обратить его внимание на то, что он упустил из виду.
--- Добавлено ---
Тогда и я свои "пять копеек":)
ВФШ скорее всего перейдет в режим авторотации через некоторое время после остановки двигателя. А вот как долго он будет авторотировать и что при этом произойдет со скоростью полета самолета есть вопрос весьма интересный.
За какое время винт перейдет в режим авторотации??? Я рискну предположить, что за время, сопоставимое со временем которое требуется пилоту на распознавание отказа двигателя. Т.е. к тому моменту когда, лётчик осознает, что произошёл отказ двигателя, винт уже наверняка будет авторотировать.
Винт фиксированного шага, который только что "тянул", в следующий момент времени "перепрыгнуть" без "посторонней" помощи в режим авторотации, просто так не может и тем более "уже авторотировать" на режиме положительных тяг.
При внезапном уменьшении крутящего момента от двигателя, вплоть до нуля, если посмотреть на вторую фигуру (http://www.sukhoi.ru/forum/attachment.php?attachmentid=136353&d=1309010831), выложенную в данной теме, характеристика винта поедет не вправо, сразу в область отрицательных тяг, а в лево, через всю кривую положительной тяги и еще очень большой вопрос какая будет скорость у самолета, пока точка по кривой доедет в лево до границы режима положительной тяги (граница с нулевой тягой конечно). Если в момент падения тяги от ВФШ до нулевого значения по тяге, но положительного значения по крутящему моменту, скорость самолета упадет, согласно расчетов Wad-а, ниже значения 145 км/ч, необходимый для раскрутки винта отрицательный крутящий момент не разовЪется. Ждать 40-50 км/ч ждать не зачем;)
Тогда, когда ВМГ оснащена РПО, вполне вероятна ситуация, когда при отказе двигателя РПО (стремясь поддержать заданные обороты) будет переустанавливать лопасть в область малого шага, вплоть до упора малого шага. Это и есть та самая "помощь", которая помогает развитию отрицательной тяги и отрицательному-же крутящему моменту. Поэтому на ВМГ с ВИШ необходимо (на двухмоторниках обязательно) ставить механизм флюгирования винта, который принудительно переустановит лопасти винтов на большой шаг в положение - флюгер, что конечно же еще лучше чем не трогать шаг винта совсем.
Однако на ВФШ никаких механизмов переустановки нет и поэтому приводить в пример Ил или Ан ну совсем не корректно.
Евгений055
03.11.2011, 04:16
Таки путаете. При отказе двигателя на Ан-2, РПО "утащит" винт на упор малого шага, на котором конечно скорость вращения авторотации (и отрицательная тяга) выше, чем если бы винт оставался на том шаге, на котором произошол отказ двигателя...
Винт АВ-2 оборудован весовыми балансирами, которые в случае отказа двигателя "утащат" его на большой шаг, и обороты станут меньше, чем были бы на малом шаге.
У ВПШ этого механизма нет и обороты будут выше чем у ВИШ с РПО и балансирами.
--- Добавлено ---
Если в момент падения тяги от ВФШ до нулевого значения по тяге, но положительного значения по крутящему моменту, скорость самолета упадет, согласно расчетов Wad-а, ниже значения 145 км/ч, необходимый для раскрутки винта отрицательный крутящий момент не разовЪется. Ждать 40-50 км/ч ждать не зачем;)
Скорость самолёта просто так упасть не может. Wad говорит о ракрутки винта, а в этом случае раскручивать винт не надо, потому что он уже вращается.
Далеко ходить не надо. Возьмите в РоФ в простом редакторе SE-5, выключите двигатель и посмотрите на каких скоростях винт авторотирует и с какими оборотами. На мой взгляд на этом самолёте всё сделано почестному.
--- Добавлено ---
если посмотреть на вторую фигуру (http://www.sukhoi.ru/forum/attachment.php?attachmentid=136353&d=1309010831),.... Без обид.
Вот-вот посмотрите на "вторую фигуру". И, подумав, найдите на ней какова поступь (λ) невращающегося винта ( а именно от него отталкивается Wad) и какой отрицательный крутящий момент может создать такой винт.
Евгений055
03.11.2011, 07:50
Wad основательно подходит к интересующим его вопросам, что вызывает у меня только уважение. И мне было бы интересно, как бы он ответил на вопрос:
"На какой скорости перестанет вращаться винт отказавшего двигателя, к примеру, Фокера Е-III???"
с учетом вышезложенного мною.
Таки путаете вы...
Винт АВ-2 оборудован весовыми балансирами, которые в случае отказа двигателя "утащат" его на большой шаг, и обороты станут меньше, чем были бы на малом шаге.
Балансиры, или еще их называют центробежными противовесами действительно участвуют в схеме регулировки угла установки лопасти ВИШ. Но. Рассматривать противовесы без всей системы, оторвано от комплекта, опять же не есть гуд. Смотрим схему управления шагом винта на примере центробежного регулятора Р-2 (Р-7Е) в комплекте с винтом В-530 Як-12/18/52 - Рис. 2 Схема действия механизма винта (переход винта с большого шага на малый) (http://www.sukhoi.ru/forum/attachment.php?attachmentid=144104&d=1320323139) и читаем описание процесса:
Пружина редукционного клапана отрегулирована на поддержание определенного давления масла. Если по какой-либо причине число оборотов двигателя уменьшится на некоторую величину, то сила, развиваемая грузиками, станет меньше силы натяжения пружины, золотник 15 под действием избыточной силы опустится вниз (Рис. 2) и откроет доступ масла в канал 16. Масло по каналу 16 начнет поступать в цилиндр винта, создавая давление на поршень 1, и под действием давления масла на поршень лопасти винта будут поворачиваться в сторону уменьшения шага, увеличивая число оборотов двигателя. Как только число оборотов двигателя достигнет заданного, золотник 15 под действием центробежных сил грузиков поднимется вверх и перекроет буртиком канал 16, т.е. займет положение, изображенное на Рис. 1.
Дальнейшее изменение угла установки лопастей винта прекратится и двигатель будет работать на постоянном числе оборотов, пока летчик не изменит режим. Таким образом, при отказе двигателя, при продолжающемся вращении винта на "выбеге" оборотов и неизменном положении Рычага РПО, лопасти винта будут автоматически переустанавливаться на малый шаг.
У ВПШ этого механизма нет и обороты будут выше чем у ВИШ с РПО и балансирами.Величина оборотов самовращения ВИШ после выключения двигателя в полете - функция воздушной скорости самолета и положения рычага регулировки РПО. Величина оборотов самовращения ВФШ - функция воздушной скорости самолета. Т.е. возможны разные варианты отношения скорости вращения ВИШ и ВФШ на одной и той же воздушной скорости.
Скорость самолёта просто так упасть не может. Wad говорит о ракрутки винта, а в этом случае раскручивать винт не надо, потому что он уже вращается.Wad говорит о конкретном двигателе, о том, что крутящий момент, необходимый для его запуска равен 13 кгм. и что конкретным винтом, на 1000 метров высоты, этот момент может быть создан авторотирующим винтом только на скорости 145 км/ч. По каким расчетам в этой ситуации винт может вращаться на меньшей скорости?
Если уж так глубоко копать, то вопрос первый, который можно задать - на какой скорости вращение этого винта прекратится после выключения двигателя в полете?
И скорее всего, для дальнейшего запуска, необходимо будет создать крутящий момент поболее 13 кгм - масло подостынет на высоте (даже еслу у земли МСА) и характеристики топливовоздушной смеси при запуске в воздухе, после останова двигателя тоже "вещь в себе"...
Далеко ходить не надо. Возьмите в РоФ в простом редакторе SE-5, выключите двигатель и посмотрите на каких скоростях винт авторотирует и с какими оборотами. На мой взгляд на этом самолёте всё сделано почестному.В этой теме пока не затрагивались вопросы "тру" моделирования ВМГ в РОФ и предлагаю, как минимум, без автора топика в эту плоскость вопрос не переводить:)
Вот-вот посмотрите на "вторую фигуру". И, подумав, найдите на ней какова поступь (λ) невращающегося винта ( а именно от него отталкивается Wad) и какой отрицательный крутящий момент может создать такой винт.Если не ошибаюсь, то в четвертом (http://www.sukhoi.ru/forum/showthread.php?t=70312&p=1644742&viewfull=1#post1644742) сообщении данной темы есть ответ на этот вопрос.
Евгений055
03.11.2011, 18:02
Таким образом, при отказе двигателя, при продолжающемся вращении винта на "выбеге" оборотов и неизменном положении Рычага РПО, лопасти винта будут автоматически переустанавливаться на малый шаг.
Не путайте описание работы РПО исправного двигателя с работой РПО при отказе оного.
На схеме же хорошо видно, что, как только двигатель отказывает, давление масла не будет давить ни на какой поршень. Посмотрите, на центробежные противовесы, если уж не хотите смотреть на весовые балансиры, и попробуйте сами понять, куда действует центробежная сила и куда эта сила развернет лопасти.
Давление масла в "той" системе, напрямую связано с частотой вращения вала двигателя, поэтому, при отказе двигателя (отсутствие подачи топлива, "искра" пропала и т. д.), мгновенного исчезновения давления рабочей жидкости не произойдет. Так как РПО будет стараться поддержать заданные обороты, то их менее интенсивное (по сравнению ВМГ с ВФШ, или по сранению с той же системой, но когда летчик приберет рычаг РПО на большой шаг/включит флюгирование) падение будет компенсировано переустановкой лопастей вплоть до малого шага, это повлияет и на торможение всего самолета (оно не будет таким интенсивным как на ВМГ с ВФШ, или вышеописанных альтернативных действиях летчика), а уж когда винты станут на упор малого шага, вот тогда и начнется "веселье". Конечно это все справедливо при условии работоспособного привода РПО, но в данном примере отказывает только двигатель...
Например у пилотов Ан-24 есть всего около ПЯТИ секунд на задействование флюгера отказавшего двигателя, за это время, если ничего не делать, лопасти отказавшей ВМГ благополучно "доеду"т до упора полетного малого шага и будет "полный рот земли"...
Евгений055
03.11.2011, 18:26
Если не ошибаюсь, то в четвертом (http://www.sukhoi.ru/forum/showthread.php?t=70312&p=1644742&viewfull=1#post1644742) сообщении данной темы есть ответ на этот вопрос.
Вы не ошибаетесь..., но почему-то зная ответ на этот вопрос, автор не пользуется этим ответом. Это и не понятно.
Невращающающийся винт не создает отрицательного момента....
при этом остановленный винт будет соответствовать 1/λ = 0.
Нас интересует производный коэффициент крутящего момента остановленного винта, для которого 1/λ = 0.
Вот то, что интересует Wad-а, исходя из графика, который он привел, равняется 0 - нулю.
Если крутящий момент равен 0, то о какой раскрутке остановившегося винта может вообще идти речь???
Режим авторотации есть и у вертолетов. При отказе двигателя, лётчику необходимо сразу перевести несущий винт на малый шаг, дабы обороты ротора не упали ниже допустимого значения, потому, как если упадут, то винт уже больше не раскрутиться. И у вертолётчиков одна попытка воспользоваться увеличением шага винта, чтобы погасить вертикальную скорость вертолета. который снижается на авторотации.
--- Добавлено ---
Например у пилотов Ан-24 есть всего около ПЯТИ секунд на задействование флюгера отказавшего двигателя, за это время, если ничего не делать, лопасти отказавшей ВМГ благополучно "доеду"т до упора полетного малого шага и будет "полный рот земли"...
А как же раздел РЛЭ - посадка с авторотирующим винтом....???
А как же раздел РЛЭ - посадка с авторотирующим винтом....??? Гдето так же как и практическая аэродинамика Ан-24 в которой (как помню) рассматривались случаи (режимы полета) невозможности парировать опрокидывающий момент, развивающийся на отказавшей СУ и не зафлюгированном винте. Естественно есть режимы, где авторотация не так страшна и тогда можно будет воспользоваться разделом РЛЭ - посадка с авторотирующим винтом.
Евгений055
03.11.2011, 18:44
5 секунд - это если при отказе не произойдет автоматического флюгирования, а перевернет если лётчик, хлопая ушами не стал парировать разворачивающие моменты...
Если экипаж всё сделал правильно, то он просто посадит Ан-24 с авторотирующим винтом...
какой размах крыльев Ан-2 отвечали: 4 метра.
2х2=4 :)
5 секунд - это если при отказе не произойдет автоматического флюгирования, а во-вторых: первернет если Лётчик хлопая ушами не стал парировать разворачивающие моменты... Автомат флюгирования, всего навсего "триггер". Возможны ситуации при которых он будет долго, слишком долго распознавать "тихий отказ", как например в этом случае "О подлости, Порядочности, и Профессионализме. Рассказ-быль" (http://www.forumavia.ru/a.php?a=t&id=44&page=1). 33-е сообщение в теме, автор Steel-major . Отказ двигателя на заходе Ан-26 и "посадке" с зафлюгированным винтом. КВС сам принял решение о флюгировании, автофлюгер "проспал" отказ.
В том же случае, даже с зафлюгированным винтом, зафлюгированным после того как удалось таки "поймать" отрицательную тягу, парировать разворачивающий момент у них не получилось, повлиял полетный вес, центровка, конфигурация, этап полета. Если в таком случае вообще не парировать грамотной работой с арматурой создание отрицательной тяги на отказавшей СУ, то...
На вскидку еще один пример тихой "ж". Полная загрузка, взлет, набор эшелона, полет на крейсерской скорости, КВС пьет кофею, бортИ отошел по нужде, неопытный 2П зевает "тихий отказ" силовой установки, флюгер включается уже при крене 60 на 8-10 секунде отказа...
Если экипаж всё сделал правильно, то он просто посадит Ан-24 с авторотирующим винтом...
Категорически рекомендую прочитать рассказ, там в частности есть такая ремарка
Для специалистов сделаю ремарочку. Через 2 года подмосковный НИИ-11 вынес вердикт. «Разрыв мембраны на главной дозирующей игле» (это в недрах топливной автоматики двигателя). А как показали данные другого (параметрического) черного ящика, с момента отказа винт правого двигателя вышел на режим отрицательной тяги, и никакие телодвижения экипажа прекратить снижение уже не могли бы.
В нашем обсуждении, по условиям задачи, рычаг РПО (флюгер/автофлюгер) не задействованы. По твоей версии
Винт АВ-2 оборудован весовыми балансирами, которые в случае отказа двигателя "утащат" его на большой шаг, и обороты станут меньше, чем были бы на малом шаге.
У ВПШ этого механизма нет и обороты будут выше чем у ВИШ с РПО и балансирами. Против чего собственно и возражаю. В такой ситуации "комфортней", если можно так выразится, будет экипажу с ВФШ
Евгений055
04.11.2011, 02:27
/del/
Евгений на первый раз устное замечание за переход на личности и попытки развития флейма .
Евгений055
04.11.2011, 04:45
Замечание принято. Виноват. Исправлюсь.
--- Добавлено ---
Просмотрел трезвым взглядом свои посты и удалил замеченные мной переходы на личности и попытки развития флейма.
Взаимно поправил посты, дописав ответы на нормалные возражения.
Не сдержался и захотел вставить "свои пять копеек".
Изначально некорректная постановка вопроса. Останов двигателя в полете наверно в 99% случаев происходит на таких скоростях, на которых винт УЖЕ авторотирует. Т.е. чтобы возник вопрос о раскрутке винта остановленного мотора, кроме останова двигателя должна еще произойти и потеря скорости примерно этак до 40-50 км/час.
Правильная постановка вопроса - Какова зависимость оборотов авторотирующего винта (в случае остановки двигателя) от скорости полёта???
Спасибо за внимание, проявленное к этой ветке! С замечаниями о том, что я что-то упустил из виду не могу согласиться, поскольку я рассматривал здесь не моделирование работы ВМГ в РоФе вообще, а совершенно конкретную ситуацию - расчет скорости полета, необходимой для раскрутки остановленного винта, о чем я так и сообщил в самом начале темы. Такая узкая постановка вопроса была вызвана тем, что в РоФе полная остановка мотора случается достаточно часто и меня попросили посчитать именно этот случай. Вместе с тем, расчет оборотов авторотирующего винта является даже еще более интересной задачей, включающей в себя и предыдущую, поэтому я вполне согласен с тем, что здесь неплохо было бы рассмотреть и этот вопрос.
Отрицательный крутящий момент, развиваемый винтом при раскрутке его набегающим потоком воздуха достаточно точно расчитывается по результатам испытания его модели в аэродинамической трубе. В случае остановки мотора в полете этот момент, приложеный к коленвалу мотора раскручивает его до определенных оборотов, на которых отрицательный крутящий момент винта становится равен фрикционному крутящему моменту мотора для данных оборотов. Однако расчет зависимости фрикционного крутящего момента от оборотов является довольно сложной задачей, поскольку сила, необходимая для проворачивания коленчатого вала, зависит от большого числа параметров, таких как рабочий объем мотора, обороты коленвала, высота полета, наличие редуктора, температура и качество масла и т.п, многие из которых не поддаются аналитическому расчету. Однако в начале 30-х годов американские инженеры Эдвин Хартман и Дэвид Бирман (Edwin P. Hartman and David Biermann) предложили следующую методику решения этой проблемы:
Они сняли характеристики фрикционного крутящего момента для некоторой выборки типовых авиационных двигателей различной мощности от 145 до 768 л/с и установили, что с точностью, достаточной для инженерных расчетов, фрикционный крутящий момент авиационного мотора можно считать прямо пропорциональным числу оборотов, то есть Mr = k * n, где Mr - фрикционный крутящий момент, k - некоторый коэффициент, n - число оборотов коленвала. Также они установили, что этот коэффициент k = Mr/n зависит в первую очередь от рабочего объема мотора и по результатам опытов составили эмпирический график зависимости отношения фрикционного крутящего момента к оборотам от рабочего объема, по которому можно определить значение отношения Mr/n для любой интересующей модели мотора.
Этот график, со значениями отношения крутящего момента к оборотам, переведенными в метрическую систему мер, был опубликован в книге "Характеристики воздушных винтов" А.С.Кравец, 1941, стр. 54:
Теперь для решения задачи достаточно нанести на характеристику отрицательного крутящего момента винта характеристику фрикционного момента мотора и по пересечению этих двух линий, где отрицательный крутящий момент винта равен фрикционному крутящему моменту мотора, найти соответствующие этой точке обороты. График зависимости производного коэффициента фрикционного крутящего момента мотора χ' от обратного коэффициента скорости 1/λ будет представлять собой прямую линию, начинающуюся в точке с координатами 1/λ = 0, χ' = 0. Вторую точку, через которую пройдет эта прямая удобно расчитывать для значения 1/λ = 1, в этом случае χ' = χ'/(1/λ). По определению, коэффициент крутящего момента равен: χ' = M / (ρ * V^2 * D^3), где M - крутящий момент, ρ - плотность воздуха, V - скорость полета, D - диаметр винта. Если его умножить на λ = V/(nc * D), где nc - обороты мотора в секунду, D - диаметр винта, V - скорость полета, тогда:
χ' = χ' * λ = (M / (ρ * V^2 * D^3)) * (V / (nc * D)) = (M/nc) / (ρ * V * D^4)
Отношение M/nc (крутящий момент к оборотам) можно легко найти из графика, представленного выше, все остальные переменные известны, таким образом построение характеристики фрикционного крутящего момента существенно упрощается. Выражение (M / nc) / (ρ * V * D^4) получило название "производный коэффициент крутящего момента по оборотам" и обозначалось в СССР символом χn, а в США - Qn. Для удобства построения графиков в правомом нижнем углу характеристики отрицательного крутящего момента винта обычно размещали дополнительную шкалу для значений χn (Qn).
Однако для малых скоростей и оборотов винта предложенное аналитическое выражение для фрикционного момента вида Mr = k * n оказывается недостаточно точным, т.к. в действительности сопротивление проворачиванию коленвала на малых оборотах стремится не к нулю, как следует из этой формулы, а к некоторому конечному значению. Для уточнения расчетов американцы предложили расчитывать значение коэффициента фрикционного момента полностью остановленного мотора и апроксимировать зависимость производного коэффициента крутящего момента горизонтальной линией, проходящей через это значение. По результатам испытаний оказалось, что фрикционный момент для остановленного коленчатого вала (nc = 0) лежит в пределах 20-60% от фрикционного крутящего момента этого же мотора на номинальных оборотах. Разброс этих значений определяется температурой масла.
Исходя из всего вышесказанного можно легко расчитать обороты авторотирующего винта в зависимости от скорости полета. В качестве примера я продолжу исследование характеристик самолета Fokker D.VII с мотором Mercedes, поскольку я уже начал разговор именно с него, а любой желающий может пересчитать их используя характеристики любого другого самолета.
1. По графику зависимости отношения Mr/nm от объема мотора, представленному выше, находим Mr/nc для мотора Mercedes (v = 14,8 литра): Mr/nm = 0,006 кгм/об/мин, отсюда Mr/nс = 0,36 кгм/об/сек
2. Для интересующего ряда значений скоростей полета строим прямые, проходящие через начало координат и (M / nc) / (ρ * V * D^4) для 1/λ = 1 - это будут характеристики фрикционного крутящего момента мотора для соответствующих скоростей.
3. Ограничиваем эти прямые сверху горизонтальными линиями, проходящими через точку χ' = M / (ρ * V^2 * D^3)
Значение M расчитываем как Mr/nc * n, где n - номинальные обороты мотора и берем от этого значения 20-60% в зависимости от предположения о текущей температуре масла. Я для примера взял 20% - наиболее жидкое масло.
В результате получаем такую картину:
Из приведенной выше диаграммы легко можно получить обороты авторотирующего винта, определив по шкале (в верхней части диаграммы) значение n*D/V для пересечений построенных линий (синего цвета) фрикционного момента мотора с характеристикой винта для установочного угла лопастей 18 град. (красная линия).
Для примера: на скорости 180 км/ч n*D/V = 0,925, отсюда n = 0,925 * 50 м/с / 2,8 м = 16,52 об/с = 991 об/мин.
Вращение винта полностью остановится на скорости 48 км/ч
Винт снова начнет вращаться после своей полной остановки в случае увеличения скорости до 52 км/ч
Напомню, что эти результаты получены для максимально горячего масла. При понижении температуры масла фрикционный крутящий момент мотора значительно возрастет. Для примера: скорость полета на которой винт полностью остановится для максимально холодного масла (60% от фрикционного крутящего момента мотора на номинальных оборотах) будет составлять уже 140 км/ч.
Очень интересное исследование. Спасибо!
Получается, что реальная скорость, на которой остановится вращение винта Fokker D.VII с мотором Mercedes, после остановки двигателя, будет находится в пределах между 48 и 140 км/ч. Для того, чтобы точно определить скорость остановки авторотации винта необходимо провести еще одно исследование - зависимость охлаждения остановленного двигателя от скорости полета :)
Еще одна практическая рекомендация может быть сделана исходя из выкладок топика. Необходимо запускать двигатель как можно раньше после его остановки, так как, чем больше пройдет времени, тем меньше будет шансов на успешный запуск.
ROSS_DiFiS
08.11.2011, 15:31
Необходимо запускать двигатель как можно раньше после его остановки, так как, чем больше пройдет времени, тем меньше будет шансов на успешный запуск.
Собственно судя по приведенным здесь расчетам двигатель от авторотации запустить должно быть легко всегда, так как 140 км/ч легко разгоняемая скорость. Сейчас же винт не раскручивается и при 200 км/ч. (на спаде13)
Только что попробовал на FokkerD.7. 1000м.
При выключении зажигания до скорости 120 км/ч винт вращается. Тем медленнее, чем меньше скорость в диапазоне 150-120км/ч.
Полностью остановившийся винт начинает роскручиваться со скорости около 150 км/ч.
При включении зажигания двигатель начинает работать при любой скорости, если обороты больше 100-200 об/мин.
Если обороты меньше, начинает работать после разгона до 150 км/ч.
SPAD13.C1. 1000м.
При выключени зажигания очень быстро падают обороты по сравнению с FokkerD.7 При включении зажигания двигатель начинает работать, если обороты больше 200-300 об/мин.
Остановившийся винт начинает раскручиваться и двигатель начинает работать при скорости около 250 км/ч
Bristol F2B. 1000м.
При выключении зажигания винт вращается до скорости 90 км/ч (F.II) и 80 км/ч (F.III).
При полностью остановленном винте при включении зажигания двигатель начинает работать при скорости около 140 км/ч.
У ротативных при остывании двигателя винт останавливается на большей скорости.
Sopwith Camel после остановки винта двигатель начинает работать при скорости около 150 км/ч.
Nieuport 17.C1 приходится разгонять за 200 км/ч для запуска остановившегося двигателя, рискуя оторвать что-нибудь.
И поведение винтов у разных самолетов заметно отличается друг от друга.
У самолетов с ротативным двигателем винт качается, если "подергать" носом самолета.
2 Wad Большое спасибо за интересные познавательные статьи.
За ликбез (ликвидация безобразия).
Разработчикам за сим.:cool:
Прошу прощения, насчет 140 км/ч на холодном масле я ошибся - посмотрел не в ту ячейку расчетной таблицы. Для 60% фрикционного момента от номинала скорость остановки и скорость раскрутки винта составит 83 и 89 км/ч соответственно. Отсюда возникает вопрос - почему скорость раскрутки винта, расчитанная по этому способу сильно отличается от скорости, полученной по расчету, который я выполнил в начале этой темы, на основании непосредственных измерений крутящего момента из книги Маркса (145 км/ч)? Я думаю, что это связано с тем, что понимать под "20-60% от фрикционного момента мотора на номинальных оборотах в зависимости от температуры" - если верхнюю границу температуры масла в моторе можно представить себе достаточно точно и она будет лежать в пределах 90-100 град., то нижняя граница может изменяться довольно широко и, вообще говоря, остановленный мотор можно заморозить так, что масло в нем затвердеет как пластилин. В связи с этим интересно посмотреть, как зависила вязкость авиационного масла тех лет от температуры. В своем исследовании отрицательного крутящего момента инженеры Хартман и Бирман опирались на испытания влияния темературы на фрикционный момент мотора, выполненные в 1927 году, в которых была приведена характеристика масла, используемого в тестируемых двигателях:
В табличке, приведенной выше, показана зависимость вязкости масла от температуры. Вязкость масла выражена в так называемых "универсальных секундах Сейболта" - по этой технологии измерения масло заливается в небольшую емкость, нагревается спиртовкой до определенной температуры и затем 60 см^3 масла выливается из калиброванного отверстия. Время истечения этого объема масла, выраженное в секундах и есть "универсальные секунды Сейболта". По значениям вязкости, указанным в таблице видно, что при охлаждении масла ниже 50 град. Цельсия его вязкость стремительно возрастает и при 30 градусах оно становится в 35 раз гуще чем при 80 градусах! Измерения стартового крутящего момента, приведенные в книге Маркса, были выполнены при 25 градусах Цельсия - это экстремально низкая температура для минерального масла тех лет. Думаю, что именно этим был вызван такой высокий крутящий момент. Что же касается указания Хартмана и Бирмана на 20-60% крутящего момента от номинала - то этот диапазон больше подходит для рабочей температуры масла, которая лежит в пределах 70-100 градусов, при этом вязкость масла изменяется как раз примерно в три раза.
P.S. Из таблицы с вязкостью становится понятно откуда взялась рекомендация прогревать на старте мотор как минимум до 70 градусов - именно при такой температуре вязкость масла становится более-менее стабильной.
Я конечно свининым рылом в калашный ряд, но у меня после полной остановки двигателя (на двухморотном ) винт раскручивался на скорости 100 узлов :)
Вполне понятно - поди, степень сжатия в два раза больше, чем у наших "старичков" плюс редуктор добавляет еще 10-20% к фрикционному моменту. :)
to Wad:
Вполне возможно !
P.S. Вот первые несколько секунды раскрутки после "разфлюгирования"
http://www.youtube.com/watch?feature=player_detailpage&v=zqr_XeNZRaQ#t=10s
Хороший ролик! Спасибо! :) Это Вы за штурвалом?
Хороший ролик! Спасибо! :) Это Вы за штурвалом?
Угу, я и жена - снимал двоюродный брат. Вывозил их обоих посмотреть на достопримечательности на острове каталина :)
P.S. Oстановку двигателя вставил из другого видео. Оригинально плановый останов двигателя выглядел так (только без музыки :) )http://www.youtube.com/watch?feature=player_detailpage&v=_e6Yxuj_O5U#t=232s
Интересно было бы посчитать для него скорость раскрутки винта. Поверить, так сказать теорию практикой. :) А какой у него диаметр винта? Я что-то не разберусь, у Хартцела модификаций немеряно... Мотор Lycoming O-360?
Угу Lycoming O-360-E1A6D 180hp counter-rotating . Пропеллер Hartzel HC-C2Y, ~71-73 in в диаметре. Скорость раскрутки >~100 kts.
Я этих полных остановок делал раз 7. Из них два раза на экзамене ). Eсли мне не изменяет память после "разфлюгировани"я пропеллер раскручивался примерно секунд 5-8 после установки скорости 100 kts. По начало субьектиувно время тянулось так долго что казалось что даже не раскрутиться :)
Остальное о пропеллере надо смотреть в мануале самолете либо в техническом мануале для самого пропеллера.
Спасибо! Мануал по винту есть, но там написано, что диаметр лопастей указан в их маркировке. А что, у него и правда в маслосистеме стоит аккумулятор давления, которым он винт с остановленным движком "расфлюгировывает"?
Спасибо! Мануал по винту есть, но там написано, что диаметр лопастей указан в их маркировке. А что, у него и правда в маслосистеме стоит аккумулятор давления, которым он винт с остановленным движком "расфлюгировывает"?
угу там цилиндр должен быть заполненный нитрогеном . Я правда не помню на сколько остановок его хватает :)
угу там цилиндр должен быть заполненный нитрогеном . Я правда не помню на сколько остановок его хватает :)Что значит "на сколько остановок хватает"? Это же гидроаккумулятор - простое устройство поддержания давления в системе, в отсутствие основного источника давления. Как только основной источник давления - вал двигателя, становится работоспособным (начинает вращаться), гидроаккумулятор подзарядившись (от насоса, напрямую связанную с валом двигателя) опять переходит в "ждущий" режим. Если попытка запуска двигателя не удачная, но при этом винт был расфлюгирован и вращался вал двигателя - гидроаккумулятор уже должен был зарядится.
Что значит "на сколько остановок хватает"? Это же гидроаккумулятор - простое устройство поддержания давления в системе, в отсутствие основного источника давления. Как только основной источник давления - вал двигателя, становится работоспособным (начинает вращаться), гидроаккумулятор подзарядившись (от насоса, напрямую связанную с валом двигателя) опять переходит в "ждущий" режим. Если попытка запуска двигателя не удачная, но при этом винт был расфлюгирован и вращался вал двигателя - гидроаккумулятор уже должен был зарядится.
Прошу прошения за мой "французкий" обо эквивалента в Русском языке я не знаю.
В качестве гидравлической жидкости в данном двигателе используется масло (то самое которое используется в двигателе ). Prop governor (регулировщик постоянных оборотов ) посредством центробежной силы (flying weights) и пружины (speeder spring) соединенной к рычагу управления оборотами, в зависимости от оборотов перемещает pilot valve. Pilot valve регулируeт клапан подачи масла либо из резервуара - увеличивая давление, либо обратно в резервуар - уменьшая давление. Если по какой-нибудь причине происходит утечка масла/ снижение давления ниже положенного под давлением пружины лоасти переходят в "дефолтное" положение low rpm/ high pitch т. е. автофлюгируются.
http://www.hariguchi.org/flying/info/figs/governor_2.jpg
То есть грубо выражаешь увеличении давления в гидросистеме устанавливает low pitch/high rpm, a уменьшение под воздействием пружины high pitch/ low rpm. Если мне не изменяет маразм то капсула с нитрогеном среди прочего помогает "снять" лопасти из зафлюгированного положения. Другими словами нитроген не является частью "гидравлической" системы с маслом. Цитируя английский "unfeathering accumulator to assist in getting that high pressure oil to the governor ASAP".
http://www.askacfi.com/wp-content/uploads/2010/08/McCauley-Textron-UnFeathering-Description.bmp
В моем случае вместо воздуха в unfeathering accumulator используется "сухой нитроген"
Кстати наверное будет уместно заметить что во время прогона двигателя перед взлетом у многих самолетов с подобными двигателями существует процедура называемая exercise prop/cycle prop где наопределенных оборотаx двигателя установленных РУД aka MP, три раза дергается ручка управления оборотами "prop leverage". Первый раз фиксируется падения давления масла (oil pressure gauge), второй раз падение оборотов (RPM gauge) и третий раз увеличение manifold pressure (MP gauge) . Таким образом проверяется "гидравлическая" работа мала по отношению к регулировщику постоянных оборотов.
P.S. Примечательно что одномоторных самолетов с похожими двигателями та же система работает пропорционально обратно. Пружина двигает лопасти low pitch/high rpm, a давления масла в high pitch/low rpm.
Прошу прошения за мой "французкий" обо эквивалента в Русском языке я не знаю.
Это ничего, не на латыни ведь общаться :)
В качестве гидравлической жидкости в данном двигателе используется масло (то самое которое используется в двигателе ). Prop governor (регулировщик постоянных оборотов ) посредством центробежной силы (flying weights) и пружины (speeder spring) соединенной к рычагу управления оборотами, в зависимости от оборотов перемещает pilot valve. Pilot valve регулируeт клапан подачи масла либо из резервуара - увеличивая давление, либо обратно в резервуар - уменьшая давление.
Как мне кажется, здесь есть одна не понятная вещь. Если в отличие от советского "классического" РПО, которые описывались выше (например регулятор постоянных оборотов Р2/Р7В) данная система работает без центробежных противовесов на винтах, то лопасти должны переустанавливаются в положение большой/малый шаг силовым цилиндром у которого должно быть с двух сторон обеспечена как подача высокого давления, так и слив в картер. Напомню, что в Р-2, силовой цилиндр переустанавливает лопасти только на малый шаг, на большой шаг лопасти стремятся "уйти" всегда сами, под действием противовесов. У Вас на схеме силовая магистраль ОДНА - To Propeller называется, а должно быть типа две:rtfm:. Или еще чего то не хватает на этой схеме, или это полный аналог советского РПО, просто центробежные противовесы не показаны. РПО с "двухсторонней - принудительной" регулировкой шага тоже есть, но эта на нее не похожа.
Такая схема (с противовесами) позволяет в какой то мере не беспокоиться об "автофлюгировании" в случает нарушения герметичности самой системы, при падении давления в системе лопасти сами пойдут на увеличение шага. Но такая система имеет и свои недостатки, например активно "толкнуть" лопасти с положения флюгер (когда вал двигателя стоит) нечем.
Если по какой-нибудь причине происходит утечка масла/ снижение давления ниже положенного под давлением пружины лоасти переходят в "дефолтное" положение low rpm/ high pitch т. е. автофлюгируются.
http://www.hariguchi.org/flying/info/figs/governor_2.jpg Пружина, о которой речь - загрузочная пружина, загрузку которой регулирует пилот (двигая в кабине рычаг РПО). Если давление в системе будет падать, она просто переместит Pilot valve в крайне нижнее положение и стравит всю рабочую жидкость (масло) в расходный бак (картер двигателя). Без чей то постороней помощи, она не сможет зафлюгировать винт.
То есть грубо выражаешь увеличении давления в гидросистеме устанавливает low pitch/high rpm, a уменьшение под воздействием пружины high pitch/ low rpm. Если мне не изменяет маразм то капсула с нитрогеном среди прочего помогает "снять" лопасти из зафлюгированного положения. Другими словами нитроген не является частью "гидравлической" системы с маслом. Цитируя английский "unfeathering accumulator to assist in getting that high pressure oil to the governor ASAP".
http://www.askacfi.com/wp-content/uploads/2010/08/McCauley-Textron-UnFeathering-Description.bmp
В моем случае вместо воздуха в unfeathering accumulator используется "сухой нитроген" Нет, маразм не изменяет, гидроаккумулятор действительно помогает "толкнуть" лопасти с положения "флюгер". При флюгировании винтов, если вал двигателя не вращается совсем, то шестеренчатый насос - Booster Gear Pamp не создает давления в системе, а при флюгировании мы сами стравили давление переведя Pilot valve в крайне нижнее положение. Теперь, когда мы чего то там (управляющий рычаг в кабине) перевели из положения "флюгер" в другое положение, загрузка пружины поменялась и Pilot valve вернулся в рабочее положение, но давления в системе нет. Вот сейчас то нам и нужен гидроаккумулятор как временный источник давления, чтобы сдвинуть лопасти с флюгерного шага. Как только лопасти начнут переустанавливаться на меньший шаг - завращается вал двигателя, начнет работать Booster Gear Pamp и система вернется в работоспособное положение.
Гидроаккумулятор как раз часть гидравлической системы. На схеме показан гидроаккумулятор цилиндрического типа (мне чаще встречались сферические), разделенный гибкой мембранной, или подвижным поршнем. Нитроген (кстати чего это такое?) выполняет роль пружины, при наполнении его с одной стороны маслом нитроген под действием гибкой (мобильной) перегородки сжимается и создает необходимое давление.
Само название гидроаккумулятор говорит о том, что данное устройство подзаряжается от системы, когда система работоспособна и отдает давление, когда это необходимо ;)
P.S. Примечательно что одномоторных самолетов с похожими двигателями та же система работает пропорционально обратно. Пружина двигает лопасти low pitch/high rpm, a давления масла в high pitch/low rpm. Давай схему, посмотрим чего там куда двигает :)
Евгений055
10.11.2011, 08:18
Вращение винта полностью остановится на скорости 48 км/ч
Винт снова начнет вращаться после своей полной остановки в случае увеличения скорости до 52 км/ч
Вот теперь согласен. Похоже на правду.
Нитроген - азот, обезвоженный (сухой) азот. Используется в гидроаккумуляторах и газовых амортизаторах.
По схеме пневмогидроаккумулятор с поршнем с резиновым кольцом отделяющим жидкость от газа.
Пружина, о которой речь - загрузочная пружина, загрузку которой регулирует пилот (двигая в кабине рычаг РПО). Если давление в системе будет падать, она просто переместит Pilot valve в крайне нижнее положение и стравит всю рабочую жидкость (масло) в расходный бак (картер двигателя). Без чей то постороней помощи, она не сможет зафлюгировать винт.[quote]
Да как я писал выше speeder spring работает непосредственно от управления оборотами. Цитирую "Regardless of prop leverage position, if oil pressure is lost, the propeller with feather when RPM is above 950"
Обороты выше 950 обычно вращающийся винт (windmilling prop) от набегающего потока воздуха т. е. в полете. Эту ситуацию мы называем default prop position
На земле же centrifugal stop механизм не позволяет лопастям автофлюгироваться ниже 950 ( при условии что ручка управления оборотами находится в не зафлюгированном положении )
[quote]
Нет, маразм не изменяет, гидроаккумулятор действительно помогает "толкнуть" лопасти с положения "флюгер". При флюгировании винтов, если вал двигателя не вращается совсем, то шестеренчатый насос - Booster Gear Pamp не создает давления в системе, а при флюгировании мы сами стравили давление переведя Pilot valve в крайне нижнее положение. Теперь, когда мы чего то там (управляющий рычаг в кабине) перевели из положения "флюгер" в другое положение, загрузка пружины поменялась и Pilot valve вернулся в рабочее положение, но давления в системе нет. Вот сейчас то нам и нужен гидроаккумулятор как временный источник давления, чтобы сдвинуть лопасти с флюгерного шага. Как только лопасти начнут переустанавливаться на меньший шаг - завращается вал двигателя, начнет работать Booster Gear Pamp и система вернется в работоспособное положение.[quote]
Вот в роли этого гидроаккумулятор выступает nitrogen charged cylinder/accumulator
[quote]
Гидроаккумулятор как раз часть гидравлической системы. На схеме показан гидроаккумулятор цилиндрического типа (мне чаще встречались сферические), разделенный гибкой мембранной, или подвижным поршнем. Нитроген (кстати чего это такое?) выполняет роль пружины, при наполнении его с одной стороны маслом нитроген под действием гибкой (мобильной) перегородки сжимается и создает необходимое давление.
Спорить не буду ибо не инженер гидравлик. На счет нитрогена http://en.wikipedia.org/wiki/Nitrogen
Давай схему, посмотрим чего там куда двигает :)
Все схемы которые я привел являются образными и конкретно не относятся к данному типу! В обычном руководстве для пилотов этих схем нет. Они наверняка есть у механиков в технических мануалax. Последние я видел бегло один разперед экзаменом проверяя реестры технического осмотра самолета. Конечно если пойти к механикам и попросить то они дадут посмотреть но только в ангаре :) Так что если удаться их заполучить обязательно вывешу схемы !
Давай схему, посмотрим чего там куда двигает :)
Hertzell делал винты обратной схемы (под действием центробежных сил и пружины лопасти переходят на малый шаг, под давлением масла - на большой), прямой схемы с балансирами (под действием центробежных сил и пружины лопасти переходят на большой шаг, под давлением масла - на малый) и прямой схемы с флюгерированием (все то же самое, как во втором случае, только ход гидроцилиндра больше и его кроме пружины еще и давление воздуха (Air Charge) подпирает):
to Wad:
Вот поэтому во время экзамена (после каракулей схемы работы автомата постоянных оборотов) мне сказали "по сути все правильно, но не показывай это механику а то он инфарйт схватит" :D
:D Кстати, у меня возник вопрос: при выполнении упражнений на раскрутку винта сначала "расфлюгерируется" винт а потом набирается скорость и примерно на 100 узлах винт раскручивается или же необходимо сначала набрать 100 узлов а затем "расфлюгерить" винт? То есть 100 узлов это фактическая скорость на которой винт раскручивается или же это скорость, которую нужно иметь согласно РЛЭ для того, чтобы винт гарантированно раскрутился?
Hertzell делал винты обратной схемы (под действием центробежных сил и пружины лопасти переходят на малый шаг, под давлением масла - на большой), прямой схемы с балансирами (под действием центробежных сил и пружины лопасти переходят на большой шаг, под давлением масла - на малый) и прямой схемы с флюгерированием (все то же самое, как во втором случае, только ход гидроцилиндра больше и его кроме пружины еще и давление воздуха (Air Charge) подпирает):
Wad у меня твои схемы не увязались в голове с текстовой частью твоего сообщения:)
Надо разобраться.
Первая схема (http://www.sukhoi.ru/forum/attachment.php?attachmentid=144567&d=1320958087) у тебя указана как винт "обратной схемы", который под давлением масла уходит на большой шаг. У меня этого на схеме не видно. Во-первых вижу прямую схему - под давлением масла лопасти двигаются в сторону малого шага, во-вторых на схеме указано Non-Counterweighted , т .е без противовесов. В сторону большого шага лопасть "ставит" пружина. Принципиальная схема совершенно идентична отечественному Р-2 (только роль центробежных противовесов выполняет пружина). Именно для такой системы и нужен гидроаккумулятор, чтобы столкнуть с флюгера лопасти в случае их принудительного флюгирования в полете. В случае потери герметичности силовой магистрали винты сами уйдут в положение большого шага. При этом, в случае отказа такого РПО, но работоспособного двигателя уменьшается вероятность "поймать" отрицательную тягу в полете, но заходить на посадку с тяжелым винтом тоже не камильфо.
Вторая схема (http://www.sukhoi.ru/forum/attachment.php?attachmentid=144569&d=1320958088), как раз схема обратная с "пилотажным" винтом оснащенным противовесами - Counterweighted (Aerobatic). В этой схеме нет пружины, а на малый шаг винты все время тянут противовесы. В случае отказа такого РПО (нарушение герметичности силовой магистрали, отказ насоса...) этот ВИШ шустренько встанет на упор малого шага. В случае принудительного флюгирования, в чем я лично сомневаюсь, что на пилотажном винте оно предусмотрено, но тем не менее, в случае флюгироваания такого винта столкнуть его с флюгера нечем. Перспектива заходить на посадку на пилотажном самолете с отказавшим РПО и тяжелом винте, в случае установки такой системы управления шагом - нулевая, а вот поймать отрицательную тягу - очень высокая.
Третья схема (http://www.sukhoi.ru/forum/attachment.php?attachmentid=144568&d=1320958088) у меня вообще сначала отняла дар речи :eek: Это таже обратная схема, что и вторая, действительно с предусмотренным механизмом разфлюгирования (пружина!) и замком флюгерного положения Start lock latch винта. Вот в это состояние :eek: меня кинула мысль, что в положение флюгер такую систему можно отправить только если есть рабочее давление в системе. В случае аварийного падения давления масла в силовой магистрали этот винт по-любому уйдет в малый шаг = получим отрицательную тягу. Т.к. на нем стоит механизм разфлюгирования, то этот винт скорее всего, и стоит на двухмоторных самолетах. В чем "прелесть", в случае отказа РПО, гарантированно ловить двухмоторным самолетом отрицательную тягу на отказавшей системе? Мне не понятно. Даже в самом названии системы - Feathering (вроде как "разворачивающийся плашмя" в переводе получается) есть намек на подвох :D
Может конечно и ошибаюсь, а ты как думаешь?
Какой логикой руководствовался тот человек, который придумал термины "прямая схема" и "обратная" - я так до сих пор и не узнал, но для себя выработал простое правило - если винт с Противовесом - значит схема "Прямая". :) На первом чертеже (http://www.sukhoi.ru/forum/attachment.php?attachmentid=144567&d=1320958087) - винт без противовесов (об этом так прямо и сказано: "Non-Counterweighted"). Значит, схема "обратная", а лопасти, предоставленные сами себе, под воздействием центробежных сил сами собой устанавливаются в положение малого шага (еще одно правило - без пинков (противовесов) никто не работает! :)). Значит, давлением масла лопасти переводятся на большой шаг. Ну, и на чертеже так и написано, рядом со стрелочкой, указывающей на гидроцилиндр - "(oil pressure to increase blade angle and reduce RPM)", т.е. "давление масла для увеличения угла лопасти и уменьшения оборотов". В цилиндре такой загогулиной "~" обозначено место, где именно находится масло - справа от поршня. Слева от поршня стоит пружина, значит, она переводит лопасти на малый шаг, когда им не хватает центробежных сил - т.е. на малых оборотах. Ну, и справа в торец гидроцилиндра закручен болт под названием "low pitch stop" - упор малого шага, что еще раз подтверждает то, что центробежные силы лопастей и пружина перемещают поршень слева направо и переставляют винт в положение малого шага. Если во время полета с таким винтом вдруг упадет давление масла - то лопасти сразу перейдут на самый малый шаг, пропеллер раскрутится и мотору наступит кирдык - винт явно не для истребителя! :)
На второй схеме (http://www.sukhoi.ru/forum/attachment.php?attachmentid=144569&d=1320958088) винт с противовесами. Значит, центробежные силы переводят лопасти на большой шаг, а давление масла - на малый, а схема называется "прямая". В остальном все то же самое, что и для обратной схемы, только наоборот - масло (~) подается в цилиндр слева от поршня и толкает его до болта в торце под тем же самым названием "low pitch stop" - "упор малого шага". Пружину почему-то выкинули, интересно, как он на малых оборотах тогда работает? В первоисточнике - "Гамильтон-Стандарте" 1935 года пружина была! Если гидроцилиндр пробъет пулей и давление масла упадет - винт автоматически перейдет на самый большой шаг и мотор будет спасен, это плюс. Минус - боевая нагрузка меньше чем в первом случае на вес противовесов. :)
На третьей схеме (http://www.sukhoi.ru/forum/attachment.php?attachmentid=144568&d=1320958088) флюгерный винт. Принцип действия аналогичен второй схеме, просто ход поршня и углы поворота лопастей увеличены. Флюгерируется методом слива масла из гидроцилиндра. Поскольку угол поворота лопастей довольно большой и одними противовесами тут не обойтись - добавили таки пружину. Плюс к этому каким-то образом толкают поршень со стороны пружины воздухом (пневмопружина?) - интересное решение! Штука под названием "start lock latch" - это не замок флюгерного положения, а наоборот - замок для стартового положения, чтобы винт не перешел во флюгерное положение на земле, на холостых оборотах, когда давление масла недостаточно для того, чтобы противодействовать пружине, противовесам и "air charge". Этот замок блокирует перевод лопастей во флюгерное положение если обороты винта меньше некоторой величины. При падении давления масла в полете винт автоматически переходит на самый большой шаг т.е. автофлюгеруется благодаря тому, что "start lock latch" в этом случае уже не срабатывает. "Feathering" обычно переводят просто как "флюгерный".
Да, Wad, согласен. Погорячился. От работы по ночам над баллистикой уже мзги матом встают))) Обратил внимание, что у тебя на второй схеме нет пружины, а ты, написал, что есть, "зацепился" взглядом за шип (Fork), а самую главную надпись провтыкал, даже забыл про правильный перевод Feathering (хотя в институте это точно было), полез гуглить :)
Короче, был не прав, признаю :)
...Обратил внимание, что у тебя на второй схеме нет пружины, а ты, написал, что есть...
Я даже не заметил, как она у меня туда "просочилась", наверное из "Гамильтона" :D Спасибо, что указал на ошибку!
P.S. А что, на отечественной технике тоже встречаются гидроаккумуляторы в маслосистеме винта?
...P.S. А что, на отечественной технике тоже встречаются гидроаккумуляторы в маслосистеме винта? Простой вопрос, на который очень тяжело дать простой ответ:D За всю отечественную технику не скажу, долго все смотреть:) На Ан-24 регулятор вращения винта Р68ДТ-24М (http://www.sukhoi.ru/forum/attachment.php?attachmentid=144622&d=1321030514) (во вложении) управляет четырёхлопастным флюгируемым воздушным винтом изменяемого шага АВ-72Т... "Курить" эту кибенематику приходилось в университете. Там черт ногу сломит:) мне больше нравились "реактивные" варианты силовых установок.
Для флюгирования предусмотрен не гидроаккумулятор, а целый флюгерный насос. Автоматикой предусмотрено три случая автоматического флюгирования винта:
1. От датчика измерения крутящего момента (на режимах выше 0.7 ном.)
2. От датчика отрицательной тяги (-800 кг на валу)
3. От датчика превышения предельных оборотов двигателя
Два варианта принудительного флюгирования (кнопкой - основной, с включением флюгерного насоса и от трехходового клапана - аварийный, используя давление основной системы), это не считая еще частичного флюгирования и фиксации шага (при падении давления в основном контуре регулятора) и т.д и т. п..
Конечно, одним гидроаккумулятором здесь не обойдешься:) но не исключаю, что могли быть системы и попроще... та же "Пчела", например.
Да... Это вам не какой-нибудь "Hertzell" с одной пружиной! :)
Простой вопрос, на который очень тяжело дать простой ответ:D За всю отечественную технику не скажу, долго все смотреть:) На Ан-24 регулятор вращения винта Р68ДТ-24М (http://www.sukhoi.ru/forum/attachment.php?attachmentid=144622&d=1321030514) (во вложении) управляет четырёхлопастным флюгируемым воздушным винтом изменяемого шага АВ-72Т... "Курить" эту кибенематику приходилось в университете. Там черт ногу сломит:) мне больше нравились "реактивные" варианты силовых установок.
Для флюгирования предусмотрен не гидроаккумулятор, а целый флюгерный насос. Автоматикой предусмотрено три случая автоматического флюгирования винта:
1. От датчика измерения крутящего момента (на режимах выше 0.7 ном.)
2. От датчика отрицательной тяги (-800 кг на валу)
3. От датчика превышения предельных оборотов двигателя
Два варианта принудительного флюгирования (кнопкой - основной, с включением флюгерного насоса и от трехходового клапана - аварийный, используя давление основной системы), это не считая еще частичного флюгирования и фиксации шага (при падении давления в основном контуре регулятора) и т.д и т. п..
Конечно, одним гидроаккумулятором здесь не обойдешься:) но не исключаю, что могли быть системы и попроще... та же "Пчела", например.
SMERSH не в обиду ну ты бы еще мопед с ферари сравнил! :) АИ 24 не создавался для легких дешевых обучающих платформ! Турбовинтовой 2550 л.с. порвет 180 л.с. Лайкоминг как тузик грелку :)
Как у нас говорят Семинол имеет два двигателя для того что если один из них откажет второй мог дотянуть до места падения ! :) С двумя людьми на борту и с неполными баками я с трудом его удерживал на одном двигателе на 5000 футах ловируя между Vy и Vmc ! Перед тем как летать на нем в горы я бы 10 раз еще подумал! Иные самолеты лучше планируют без двигателя чем Семинол летит на одном :D
Тундра идеальное место для этого агрегата ! :D
Powered by vBulletin® Version 4.2.5 Copyright © 2024 vBulletin Solutions, Inc. All rights reserved. Перевод: zCarot