Пропеллер для самолета

А ИЗОБРЕТЕНИЕ Класс 62 с, 1:8 ЛТЕНТ Н ОПИСАНИЕ пропеллера для самолетаК патенту ин-ной фирмы Общество для постройки металлических летательных аппаратов Рорбаха, с огр. с.е(ваяв, свид, М 24079). Действительный изобретатель К, Танк (К. лай)Приоритет от 25 февраля 1927 года на основании ст, б Советско-ге ского соглашения об охране промышленной собственности,рианвыдаче патента опубликовано 31 января 1930 года. Действие патента распространяется на 15 лет от 31 января 1930 года.Дредлагаемое изобретение касается пропеллеров для летательных аппаратов и имеет целью уменьшить потери,. происходящие при превращении мощности двигателя в мощность поступательного движения а складывающиеся из так называемых инду ктированных потерь, содержащихся в кинетической энергии воздушных масс, получающих от пропеллера ускорение в осевом и в касательном направлении, и из потерь вследствие трения, называемых профильными потерями,Исследование показывает,. что для получения минимума индуктивных и про- фильных потерь, при определенном режиме работы пропеллера., требуется иметь определенное распределение сдвигающих усилий вдоль лопасти пропеллера, соответствующее наилучшему коэфициенту полезного действия, Это распределение сдвигающих усилий диктует конструктору определенное распределение аэродинамической величины с 8 в которойобозначает ширину лопасти в месте рассматриваемого поперечного сечения, а с, - известный из теории несущих крыльев фактор подъемной силы,определяющийся формулой:Аа - у, та2 В этой формуле А обозначает подъемную силу крыла, имеющего площадь Р (ширина 8 умноженная на длину 8), о - относительная скорость крыла и р в плотность воздуха.Теоретические рассуждения ипрактический опыт показали, что для пропеллеров получаются хорошие коэфициенты полазного действия, если профили на концах лопастей выбраны так, что величины фактора подъемной силы с колеблются в пределах от 0,35 до 0,70, а по мере приближения к ступице фактор с постепенно, уменьшается, т,-е, ширина лопасти увеличивается, и профили ударяются воздухом при подъеме и старте под меньшим углом встречи, вследствие чего пропеллер и в этой области малых поступательныхскоростей работает с более выгодным коэфициентом полезного действия,Далее, чрезвычайно важно, чтобы форма, придаваемая пропеллеру, согласно расчету, фактически сохранялась при йолете; с этой целью нежелательная деформация предлагаемого пропеллера сводится к минимуму тем, что, уже в неподвижном состоянии пропеллера, линия, на которой лежат центры тяжести отдельных поперечных сечений лопасти, имеет в каждой своей точке направление равнодействующей силы воздушного потока и центробежной силы.На чертеже фиг. 1 изображает проекцию пропеллера на плоскость, параллельную оси вращения; фиг. 2 - проекцию пропеллера на плоскость, перпендикулярную оси вращения; фиг. 3 показывает уменьшение фактора с, по направлению от котла лопасти к ступице и одновременно с этим соответственное увеличение ширины Ф, лопасти; фиг. 4 показывает рабочее состояние одного сечения лопасти, лежащего близ острия лопасти, и одного сечения лопасти, лежащего близ ступицы - при горизонтальном полете; фиг. 5 показывает те же сечения лопасти при подъеме или при старте; фиг, 6 изображает обычно применяемый профиль сечения лопасти; фиг, 7 - профиль сечения с загнутымвверх задним краем; фиг, 8 - профиль сечения с загнутым вверх передним краем; фиг. 9 профиль сечения, имеющий симметричную форму.На фиг. 3 показано изменение величины фактора си ширины 8, лопасти, изображенного на фиг. 1 и 2 пропеллера а, радиус которого равен т, отложенный на диаграмме как абсцисса; ординатами являются величины фактора с, которые достигают максимума на конце лопатки и составляют в этом месте величину в пределах от 0,35 до 0,7; затем величины эти уменьшаются по мере приближения к ступице, при чем особенно резкое уменьшение имеет место вблизи ступицы; величины вычисленные из выражения с 8, также нанесены в виде ординат над абсцисой к,фиг. 4 показывает положение представленного в сильно увеличенном виде поперечного сечения лопасти Рт 1 по отношению к направлению притекания воздуха АО, и положение сечения лопасти Рт 2 по отношению к направлению притекания ВО, при чем Рт 1 обозначает профиль сечения лопасти у наружного конца лопасти, а Рт 2 - профиль вблизи ступицы пропеллера а, изображенного на фиг. 1 и 2,Углы ДОС и ЖОС изображают постоянные углы встречи профилей лопасти по отношению к плоскости вращения пропеллера, углы же АОЭ и ВОЮ зависят каждый раз от режима полета. фиг, 4 относится к горизонтальному полету,По сравнению с горизонтальным полетом, при подъеме аэроплана (см, фиг. 5) угол АОВ изменяется в угол ЮОА, а угол ВОЕ изменяется в угол ЕОВ, так как в этом случае, вследствие меньшей скорости полета при мало изменившемся числе оборотов пропеллера, направления притекания воздуха определяются линиями АО и ВО, Из сравнения фиг, 4 и 5 видно, что абсолютное изменение угла ВОЮ и .ЕОВ гораздо больше,. чем изменение угла АОЭ и ОАХ). Но углы встречи сечений лопасти, связанные с величиной с., не должны превосходить некоторой максймальной величины, так как в противном случае . воздушный поток на всасывающей стороне сечений лопасти будет обрываться, Так, например, если, согласно фиг. 5, для профиля Рг 1 сечения лопасти величина с, выбрана равною 0,5 и если при горизонтальном полете эта величина, вследствие изменения угла атаки, возрастает до. 1,2, то при этом получается еще благоприятное распределение потока; если же ту же величину с применять для профиля Рт 3 сечения лопасти, то здесь, благодаря значительно большему изменению угла, вели чина свозрастает уже до величины 1,8 - 2,0, при которой воздушный поток на всасывающей стороне будет обрываться; как видно из фиг, 5,Этот поток задевает, кроме того, за соседние сечения лопасти и изменяет благодаря этому то наиболее благоприятное распределение сдвигов, которое имел в виду конструктор и которое, как было упомянуто в начале описания, необходимо для получения наименьших потерь при превращении энергии вращения мотора в энергиЮ поступательного движения. Уменьшение величин с, согласно изобретению, препят-. ствует этому обрыванию потока и таким образом позволяет пропеллеру, рассчитанному для горизонтального полета, работать с более высоким коэфициентом полезного действия также и во время подъема, илипри старте, во время которого условия сходны с условиями подъема. Сравнительные полеты, сделанные с обыкновенными пропеллерами и с пропеллерами, изготовленными, согласно изобретению, подтвердили справедливость вышесказанного,Силы, действующие на отдельные сечения лопастей, суть следующие (см, фиг.1 и 2): в направлении оси Х-Х пропеллера сдвигающая сила г, и в направлении плоскости вращения - вращающая сила Кроме этих сил сопротивления воздуха к отдельным, сечениям лопасти приложены. значительно большие центробежные силы Я. Если при проектировании не принимать во внимание этих сил, то пропеллер, имеющий, согласно изобретению, очень тонкие наружные края, изменял бы в воздухе свою форму, вследствие чего коэфициент его полезного действия уменьшился бы, Для устранения деформации пропеллера, отдельные поперечные сечения лопастей располагаются так, что линия, проходящая через их центры тяжести, во всех своих точках, от ступицы до острия лопасти, имеет изогнутое направление, совпадающее в осевом направлении с направлением в каждойточке переменной равнодействующей Л силы сдвига г и центробежной силы Е, а в плоскости вращения пропеллера направление этой линии совпадает в каждой точке с направлением переменной равнодействующей Л вращающей силыи центробежной силы Е; примерное направление этой кривой У показано на фиг, 1 и 2.Для достижения большого коэфициента полезного действия необходимо, кроме того, принимать меры против скручивания пропеллера. Применяемые до сих дор у пропеллеров профили поперечных сечений, лопастей, например, изображенный на фиг, 6, где имеются острые, направленные вниз края, имеют тот недостаток, что у них центр давления может сильно перемещаться. Вследствие этого трудно достичь того, чтобы при всех условиях работы, т.-е, и при полете и при старте; равнодействующая воздушных сил проходила через центр тяжести Я сечения лопастя, т.-е.через нейтральную ось всей лопасти. Вместо этого, при переходе, например, от подъема к горизонтальному полету, происходит такое большое перемещение центра давления из Я, в Я что обусловленное этим" перемещением положение равнодействующей воздушных сил вызывает нежелательное скручивание лопасти пропеллера. Для предотвращения скручивания лопасти среднюю кривизну Ь профиля уменьшают, загибая вверх, по крайней мере, одно из двух ребер профиля. На фиг, 7 загнуто кверху заднее ребро с профиля,нафиг.8 - переднее ребро Ь профиля; последняя форма дает лучший коэфициент полезного действия, чем первая, Из фиг. 7 и 8 видно, что при изображенной на них профилировке, пределы перемещения центра давления очень суживаются, Можно пойти даже еще дальше и загибая как передний кант, так и задний, получить симметричный профиль, согласно фиг, 9, в котором вообще не получается перемещения центра давления, и который при этом очень легко поддается изготовлению. Предмет патента.Пропеллер для самолета, характеризующийся тем. что с целью повышения тяги пропеллера при подъеме и старте углы встречи и ширина 1, отдельных элементов лопастей (фиг, 3) подобраны с таким расчетом, чтобы коэфициент С нагрузки на ометаемую пропеллером площадь долучался для профиля на внешних концах лопастей а (фиг. 1 и 2) в пределах от 0,35 до 0,7 и соответственно убывал предпочтительно в направлении к ступице лопасти (фиг. 3), наряду с чем, в целях сохранения формы лодастей в работе, центры тяжести отдельных элементов лопасти могут быть расположены на кривой, совпадающей в каждом элементе с направлением равнодействующей Л (фиг. 1) силы г сдвига и центробежной силы Г, а в плоскости вращения пропеллера совпадающей в каждом элементе снаправлением равнодействующей Л (фиг. 2) силы 8, вращения и центробежной силы Я, при чем, в случае надобности, в целях уменьшения скручивания лопастей от перемещения вдоль их центра давления г (фиг. 6), кривизна средней линии Ь профиля уменьшена путем загибания кверху заднего с (фиг. 7) или переднего д (фиг. 8) канта профиля или же обоих кантов вместе (фиг, 9).К патенту ин-ной фириы О-во для постройки иеталФи А Сил РККА. Ленинград,е Гл. Адмиралтвйеюва, Упф. Упр лических летательных аппаратов Рорбаха с огр. отв." . Яо 12741