Сила тяги винта

I. 2(1.2). Буксир тянет три баржи различных размеров, следующие одна за другой. Сила тяги винта буксира в данный момент равна 18 кН. Сопротивление воды движению буксира равно 6 кН сопротивление воды движению первой баржи — 6 кН, второй баржи — 4 кН и третьей — 2 кН. Имеющийся в распоряжении канат выдерживает безопасно растягивающую силу в 2 кН. Сколько канатов надо протянуть от буксира к первой барже, от первой ко второй и от второй к третьей, если движение — прямолинейное и равномерное [c.9]

Спортивный самолет массы 2000 кг летит горизонтально с ускорением 5 м/с , имея в данный момент скорость 200 м/с. Сопротивление воздуха пропорционально квадрату скорости и при скорости в 1 м/с равно 0,5 Н. Считая силу сопротивления направленной в сторону, обратную скорости, определить силу тяги винта, если она составляет угол в 10° с направлением полета. Определить также величину подъемной силы в данный момент. [c.199]

Задача 826. Сила тяги винтов вертолета массой т при его вертикальном подъеме в 1,5 раза более его веса. Сопротивление воздуха выражается формулой [c.307]

Рассмотрим плоское движение самолета, np,i котором траектория ого центра масс расположена в некоторой фиксированной вертикальной плоскости, служащей плоскостью материальной симметрии самолета. Силами, действующими на самолет, являются сила тяги винта Р, направленная по оси винта и составляющая с хордой крыла постоянный угол г -, сила тяжести G [c.268]

Самолет весом О с площадью несущих поверхностей <о поднимается под действием силы тяги винта Т. [c.73]

Наконец, обозначим через Л и У компоненты по осям Gx и Gy силы тяги винта и через результирующий момент относительно центра тяжести всех действующих сил. [c.51]

При нормальном полете, можно принять, что сила тяги винта направлена по оси Gx самолета (V = 0) при этих условиях уравнения (52), (53) должны удовлетворяться величинами 6 = <р = 0, [c.51]

По существу все будет зависеть от проекций X и Y, силы тяги винта и момента которые соответствуют этим возмущенным движениям. [c.52]

Наибольшее применение газотурбинный двигатель получил в авиации для создания движущей силы летательного аппарата — тяги. Тяга авиационных ГТД возникает при истечении газов из сопла двигателя —путем так называемой прямой реакции. Она может быть (получена также посредством непрямой реакции при передаче механической энергии от газовой турбины, например, на воздушный винт, который при своем вращении отбрасывает назад большие массы воздуха при этом возникает противоположно направленная движущая сила — тяга винта- [c.5]

Несущий винт должен эффективно создавать силу тяги, равную весу вертолета. Под эффективностью вертикального полета понимается малая величина отношения мощности, потребляемой несущим винтом, к создаваемой им силе тяги, так как мощность силовой установки и расход топлива пропорциональны потребляемой мощности. Для винтокрылых аппаратов высокая эффективность вертикального полета обусловлена малой нагрузкой на диск (отношение силы тяги винта к площади диска, отметаемого лопастями). По теореме импульсов, подъемная сила несущего винта создается путем ускорения воздуха вниз, так как подъемной силе соответствует равная ей и противоположно направленная реакция, с которой лопасти воздействуют на воздух. Следовательно, воздух в следе несущего винта обладает кинетической энергией, на образование которой при установившемся горизонтальном полете должна быть затрачена мощность силовой установки вертолета. Это индуктивная мощность она составляет абсолютный минимум мощности, требуемой для устойчивого полета, и ее затраты необходимы как для фиксированных, так и для вращающихся крыльев. Установлено, что для винтокрылых аппаратов на режиме висения затраты индуктивной мощности на единицу силы тяги пропорциональны корню квадратному из нагрузки на диск. Следовательно, [c.17]

Закон сохранения количества движения определяет связь между силой тяги винта T/th, отнесенной к массовому расходу, и индуктивной скоростью W в дальнем следе. Закон сохранения энергии связывает Tfm и w с индуктивной скоростью [c.43]

Если этими потерями пренебречь, то сила тяги винта при заданной величине мощности или общего шага будет значительно завышена. [c.71]

Коэффициент силы тяги винта равен [c.78]

Создаваемый несущим винтом поток обдувает фюзеляж, что приводит к появлению силы сопротивления фюзеляжа, которая на режимах висения и вертикального полета направлена по вертикали. Существование этого сопротивления требует увеличения силы тяги винта при заданном полетном весе и, следовательно, ухудшает аэродинамические характеристики вертолета. Чтобы оценить сопротивление фюзеляжа, рассмотрим скорость потока в полностью развитом следе винта. На режиме висения Шв = 2ub, а при вертикальном полете, когда V lv < [c.123]

Для исследования (на базе импульсной теории) работы несущих винтов с перекрытием рассмотрим два винта одинакового диаметра, но, возможно, с различными силами тяги. Пусть тЛ — площадь зоны перекрытия Т и Гг —силы тяги винтов, причем сумма Т =Т - -Т2 постоянна Р и Рг — индуктивные затраты мощности вне зоны перекрытия Рт — индуктивные затраты внутри зоны перекрытия v, иг и Vm — соответствующие индуктивные скорости. Предполагается, что расстояние между винтами по вертикали пренебрежимо мало, так что в зоне перекрытия оба винта имеют одинаковую индуктивную скорость Vm- При равномерной нагрузке силы тяги винтов, развиваемые вне зоны перекрытия, равны соответственно Ti( — m) и Tсила тяги внутри этой зоны будет m Ti- -T2). Тогда по формулам dT = 2pv dA и dP = vdT импульсной теории получим- [c.127]

Максимального значения (х=1) этот коэффициент достигает при одинаковой силе тяги винтов. (Хотя неравенство сил тяги уменьшает потери на интерференцию, минимальная суммарная мощность будет получена при одинаковых силах тяги.) Таким образом, на режиме полета вперед двухвинтовая несущая система продольной схемы менее эффективна, чем два отдельных винта при нулевом расстоянии по вертикали между винтами ее индуктивная мощность приблизительно в два раза больше. [c.149]

Угол конусности несущего винта пропорционален массовой характеристике лопасти у, так как этот угол определяется равновесием моментов аэродинамических и центробежных сил относительно оси ГШ. Угол конусности, по существу, пропорционален коэффициенту силы тяги некоторое различие между ними обусловлено наличием в подынтегральном выражении момента относительно оси ГШ добавочного множителя г (по сравнению с выражением для полной подъемной силы лопасти). Так как сила тяги винта создает моменты относительно осей ГШ, угол конусности увеличивается до тех пор, пока возрастающий момент центробежных сил не уравновесит аэродинамический момент. , [c.192]

Постепенное уменьшение подъемной силы сечений до нуля на конце лопасти можно учесть с помощью коэффициента концевых потерь В, предполагая, что сечения при г > BR имеют сопротивление, но не создают подъемной силы. Кроме того, лопасть имеет неоперенную часть, т. е. несущие сечения начинаются не при г = О, а при г = го. С учетом концевых потерь и неоперенной части выражение для коэффициента силы тяги винта принимает вид в [c.202]

Аэродинамический расчет вертолета сводится в основном к определению потребной и располагаемой мощностей в рассматриваемом диапазоне режимов полета. Данные о мощности могут быть затем преобразованы в такие величины, как скороподъемность, потолок, дальность и максимальная скорость, которые определяют летно-технические характеристики вертолета. Потребную мощность можно представить суммой четырех частей 1) индуктивной мощности, затрачиваемой на создание силы тяги винта, 2) профильной мощности, необходимой для вращения винта в воздухе, 3) затрат мощности на преодоление вредного сопротивления, т. е. на продвижение вертолета в воздухе, и 4) затрат мощности на набор высоты, т. е. на изменение потенциальной энергии вертолета. На режиме висения для преодоления вредного сопротивления мощность не затрачивается, а индуктивная мощность составляет 60-f-70% общих затрат. С увеличением скорости полета индуктивная мощность уменьшается, профильная слегка возрастает, а мощность, затрачиваемая на вредное сопротивление, увеличивается вплоть до того, что ста новится доминирующей при больших скоростях. Таким образом, потребная мощность велика на висении вследствие больших индуктивных затрат при приемлемой нагрузке на диск (хотя винт и малонагруженный), далее она сначала уменьшается с ростом скорости полета в результате уменьшения индуктивной мощности, а затем снова увеличивается, так как при больших скоростях велика мощность, затрачиваемая на преодоление вредного сопротивления. Потребная мощность минимальна приблизительно в середине диапазона скоростей вертолета. [c.265]

Тогда сила тяги винта определяется выражением [c.397]

Срыв на лопастях несущего винта возникает в условиях, когда они выходят на большие углы атаки. Это случается при больших значениях либо силы тяги, либо скорости полета. Как показано в разд. 2.6.4, средний коэффициент подъемной силы на режиме висения i = 6Ст-/а. Это соотношение не может служить критерием срыва, но оно показывает, что отношение коэффициента силы тяги винта к коэффициенту заполнения характеризует величины углов атаки лопасти. Следовательно, это отношение является важнейшим параметром среди срывных характеристик винта. Согласно зависимости Сг/ст = 7 /рЛл(Й7 ) , при заданной величине силы тяги винта коэффициенты подъемной силы в сечениях лопастей могут быть уменьшены путем увеличения площади лопастей Лд или концевой скорости. Существенное влияние на распределение углов атаки по диску винта, а следовательно, на его срывные характеристики оказывает величина скорости полета вперед. При ее увеличении скоростной напор на стороне наступающей лопасти возрастает, [c.794]

Срыв на винте может наступить при выполнении вертолетом маневра или при попадании в область сильной атмосферной турбулентности. Виражи, горки и подобные им маневры требуют увеличения силы тяги винта, и поэтому их выполнение ограничивается срывом. Попадание винта в атмосферный порыв также сопровождается изменением углов атаки лопастей, что может приводить к срыву. Как при маневре, так и при попадании в порыв на винте развиваются связанные с изменением угла атаки переходные процессы, имеющие тенденцию отодвинуть возникновение срыва. Вследствие этого [c.795]

Хотя при принятом выше предположении о постоянстве числа Струхаля частота звука должна меняться пропорционально QR/ , вследствие линейного изменения величины скорости по длине Лопасти, а также изменения ее направления по отношению к наблюдателю вихревой шум характеризуется довольно большим диапазоном частот. Допуш,ение о том, что вихревой шум вызывается флуктуацией подъемной силы, приводит к диаграмме его направленности, соответствующей вертикально ориентированному диполю, когда максимум излучения совпадает с направлением оси винта (0q = 9O°), а в плоскости вра-ш,ения (00 = 0°) излучение отсутствует. С удалением от винта мощность звукового излучения в дальнем поле, согласно условию постоянства общего потока излучаемой энергии, уменьшается пропорционально При фиксированных площади лопасти и значении Ст/а вихревой шум пропорционален шестой степени концевой скорости, что связано с изменением по скорости величины Fz. сли же звуковое давление выразить через силу тяги винта, то получим 7 (й/ ) /Лл. Несколько обобщая выведенное выше выражение для вихревого шума, можем написать [c.830]

Что касается силы тяги винта, то наиболее приемлемые экспериментальные результаты позволяют считать, что поскольку режим работы мотора не изменяется, то Л" и У сохраняют величины оторые они имеют при нормальном полете. [c.52]

Далее, относительно момента всех внешних сил необходимо прежде всего отметить, что так как речь идет о моменте относительно центра тяжести, то момент силы тяжести равен нулю. То же самое можно сказать и о силе тяги винта, поскольку, как только что было сказано, можно принять, что в возмущенном движении она остается приблизительно осевой. Поэтому остается принять во внимание только момент относительно центра тяжести сопротивления воздуха или, еще точнее, местных действий потока воздуха на отдельные элементы поверхности самолета. Очевидно, по крайней мере в первом приближении, что эти действия зависят только от скоростей частиц воздуха относительно отдельных элементов поверхности, а эти скорости в свою очередь зависят от величины v поступательной скорости и от угла атаки а. Так как мы намерены рассмотреть здесь малые колебания около нормального полета, когда будем иметь v = Vq, а. = /, то нам придется приписать момету М( , который должен исчезать при v = Vq, a = t, выражение вида [c.52]

Несущие винты с трапециевидными лопастями принято сравнивать с работающим при том коэффициенте силы тяги винтом, который имеет прямоугольные лопасти и эквивалентный коэффициент заполнения Оэка. Последний определяют условием [c.75]

V под углом атаки а — углом между скоростью невозмущенного потока и диском винта (рис. 4.2). На диске индуктивная скорость равна у, а в дальнем следе она вдвое больше (w = 2v) и считается параллельной вектору силы тяги винта. По теореме импульсов 7 = /п2у, где массовый расход m = рЛ- /. Следуя Глау-эрту [G.85], будем определять результирующую скорость U по формуле [c.134]

При одинаковых силах тяги винтов = т. Когда превышение мало, величина х несколько меньше 1, а при hnp = 2R коэффициент интерференции обращается в нуль. Степневский установил, что результаты расчетов по его теории хорошо согласуются с экспериментальными данными о потерях на интерференцию для вертолетов продольной схемы. Хотя эта теория дает лишь грубую оценку влияния интерференции, она позволяет удбвлет-ворительно рассчитать аэродинамические характеристики несу щей системы при полете вперед, когда индуктивная мощность мала. [c.151]

Здесь нулевая гармоника 0о — это средний угол установки лопасти, а первые гармоники ряда характеризуют циклическое изменение угла установки с частотой 1. Изменение угла установки лопасти происходит по двум причинам. Во-первых, при работе винта возникают упругие деформации лопасти и элементов цепи управления (динамические степени свободы). Это движение описывают уравнения, которые выводятся из условия равенства нулю суммы моментов, действующих на лопасть относительно ее оси. Во-вторых, угол установки изменяется вследствие действия системы управления. Именно изменением угла установки лопастей летчик управляет вертолетом. Моменты относительно оси лопасти малы, а изменения подъемной силы, вызванные действием управления, значительны, так как происходит непосредственное изменение угла атаки. Поэтому управление углом установки лопастей — весьма эффективный способ управления силами, создаваемыми несущим винтом. Обычно управление охватывает только нулевую и первую гармонику, т. е. задает угол установки 0 = 0о-f 0i os -f 0и sirni без учета деформаций. Среднее значение 0о называют общим шагом винта, а сумму первых гармоник с коэффициентами 0i и 0и — циклическим шагом. Изменение общего шага позволяет управлять в основном средними силами на лопастях, а значит, величиной силы тяги винта, изменение же циклического шага дает возможность управлять ориентацией плоскости концов лопастей (т. е. первыми гармониками махового движения), а значит, наклоном вектора силы тяги. Угол 0i определяет поперечный наклон вектора силы тяги, угол 01S — продольный. [c.163]

Бейли [В.4] разработал метод расчета характеристик, в котором сила тяги винта, аэродинамический крутящий момент и профильная мощность представлены в виде функций 0о и ЯппУ Коэффициенты в выражениях этих функций зависят от крутки лопастей, массовой характеристики лопасти, коэффициента концевых потерь, коэффициентов So, Si и S2, определяющих профильное сопротивление сечения, и от характеристики режима работы винта. Бейли рассматривал шарнирный винт без относа шарниров, имеющий линейно-закрученные лопасти постоянной хорды. В расчетной схеме была учтена зона обратного обтекания (с точностью до а аэродинамические коэффициенты сечений представлены в виде l — аа и = бо + Sia + S2a . Распределение индуктивных скоростей предполагалось равномерным, влияние срыва, сжимаемости воздуха и радиального течения не учитывалось. Метод был разработан для автожиров, что отразилось в предложенной последовательности расчета и в форме представления результатов. Исходными данными служили параметры несущего винта, скорость полета, а также либо вредное сопро- [c.288]

Поскольку Т = ( /2)NpQR V, величина у связана с силой тяги винта соотношением 7 = Г/(рЛи) при этом индуктивная скорость равна V = yj2 — Тl2(>Av, т. е. и = Tj2 A. [c.471]

Таким образом, п-я гармоника циркуляции присоединенного вихря порождает гармонику индуктивной скорости такого же номера, причем при постоянной по радиусу циркуляции индуктивная скорость также не зависит от радиуса. По 1ученное выражение распространяет на общий случай известный результат стационарной теории. Представим теперь силу тяги винта и виде Tn = TriQ + Tn , где — квазистатическое значение этой [c.473]

Сила тяги винта зависит в основном от возмущений общего шага и вертикальной скорости. Компенсатор взмаха уменьшает реакцию силы тяги в отношении вследствие уменьше- [c.577]

На режиме висения обтекание винта осесимметрично, и зона срыва (если не учитывать движение лопастей и нестационар-ность аэродинамических характеристик) имеет форму кольца. Причина этого состоит в том, что с ростом силы тяги винта углы атаки более всего увеличиваются в концевых сечениях лопасти,, так как увеличение индуктивных скоростей с силой тяги оказывает там наименьшее влияние. Поэтому на режиме висения срыв раньше всего наступает на концевых участках лопасти. На режиме авторотации, когда средняя скорость протекания потока через диск направлена вверх, максимальны углы атаки комлевых сечений. Поэтому можно ожидать, что на авторотирующем винте срыв раньше всего наступит у комля лопасти. Если срыв сначала наступает лишь в одном сечении лопасти, это означает, что вблизи границы летных режимов остальная часть лопасти несет меньше своих возможностей. Поэтому аэродинамические характеристики винта улучшаются, если при большом нагружении лопасти углы атаки сечений мало меняются по размаху. Такое распределение углов атаки харак- [c.796]

Срывом. Проводилось сравнение характеристик винтов в срыве при крутке лопасти О и —8°. Применение лопасти с круткой оказалось эффективным средством повышения максимальной скорости и уменьшения профильной мощности вследствие срыва при заданной силе тяги винта и скорости полета. Использование лопасти с круткой —8° позволило повысить максимальную скорость на 107о, что связано с уменьшением профильных потерь и степени роста вибраций, [c.806]

Влияние сжимаемости учитывается путем введения соответствующего множителя. Описанный метод был использован для расчета проявлений срыва на несущем винте в условиях полета вперед. При этом расчетные зависимости описывали характерные крутильные колебания, возникающие при вхождении сильно нагруженной отступающей лопасти в зону срыва, чего при использовании стационарных срывных характеристик профилей получить не удается. Однако количественное соответствие расчетных данных летным экспериментам оставляло желать лучшего. Расчетные моменты кручения лопасти соответствовали экспериментальным лишь при увеличении расчетной силы тяги винта на 30%. Имелись расхождения и в законах колебаний. Так, в полете колебания начинались с азимута ij) = 180°, а в расчете — с азимута г э = 270°. В работе [С.26] описываются дополнительные измерения нестационарных подъемной силы и момента на колеблющемся по углу атаки профиле NA A0012 результаты представлены в виде таблиц по параметрам а, А = [c.814]

Теория Гутина дает хорошие результаты для шума вращения винта при статических условиях. Результаты расчетов нескольких первых гармоник звукового давления удовлетворительно согласуются с экспериментальными данными и позволяют получить приемлемую оценку суммарного уровня шума. Для несущего винта вертолета на режиме висения эта оценка обычно неверна. В работе [S.204] установлено, что формулы Гутина существенно занижают все гармоники шума вращения несущего винта на режиме висения, кроме первой, хотя тенденции их изменения в зависимости от концевой скорости и силы тяги винта указываются теорией правильно. При этом отказ от введения эффективного сечения (т. е. интегрирование источников шума по всему диску винта) и от приближения дальнего поля не улучшил сходимости с экспериментом. Так, по расчетам, амплитуды гармоник шума вращения быстро уменьшаются с ростом их номера, тогда как, по данным измерений, они уменьшаются значительно медленнее или даже остаются постоянными, что, по-видимому, связано с тем, что и на режиме висения на лопасти действуют периодические аэродинамические нагрузки. Согласно работам [S.22, S.24], полученный по формулам Гутина шум вращения основной гармоники ниже наблюдаемого на 4 дБ, а амплитуды следующих гармоник быстро уменьшаются с увеличением их номера. В работе [0,11] установлено, что расчеты шума вращения несущего винта по формулам Гутина занижают его уровень, и сделан вывод, что это результат пренебрежения влиянием высших гармоник нагрузки. [c.843]

Смотреть страницы где упоминается термин Сила тяги винта : [c.26] [c.567] [c.569] [c.199] [c.204] [c.324] [c.39] [c.57] [c.175] [c.479] [c.680] [c.792] [c.795] [c.549]

Курс теоретической механики Том 2 Часть 2 (1951) -- [ c.52 ]

ПОИСК

По емная сила лопасти и ила тяги н уще винт

Подъемная сила лопасти и сила тяги несущего винта

Сила тяги

Сила тяги винта при качении, предельное значение

Силы Сила тяги

Тяга 671, VII

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...