Руководство пилота по аэронавтике » Глава 4. Аэродинамика полета » Основные принципы воздушного винта

Основные принципы воздушного винта

Basic Propeller Principles

Винт самолета состоит из двух или больше лопастей и центральной втулки, к которой прикреплены лопасти. Каждая лопасть воздушного винта самолета является, по сути, вращающимся крылом. Поэтому лопасть действует как аэродинамическая поверхность и создает тяговые силы, которые толкают или тянут самолет относительно окружающего воздуха. Двигатель создает силу, вращающую лопасти на высоких скоростях, и воздушный винт преобразовывает вращательную энергию двигателя в силу тяги самолета.

Поперечное сечение типовой лопасти винта показано на рисунке 4-35. Профиль лопасти похож на профиль крыла. Одна поверхность лопасти имеет выпуклость или изогнутость, подобно верхней поверхности крыла самолета, а другая поверхность плоская, как и нижняя поверхность крыла. Хорда — воображаемая линия, проходящая через лопасть поперек от передней до задней кромки. Также как и на крыле, передняя кромка лопасти, которая встречается с воздухом при вращении винта, толстая.

Рисунок 4-35. Сечение лопасти воздушного винта.

Угол установки лопасти, обычно измеряемый в градусах, является углом между линией хорды лопасти и плоскостью вращения винта и отсчитывается в определенной точке по длине лопасти. [Рисунок 4-36] Поскольку у большинства винтов «лицевая» сторона лопасти плоская, то линия хорды совпадает с лицевой стороной лопасти. Шаг винта хотя и не является углом установки, но т.к. он значительно зависит от угла установки лопасти, эти понятия часто взаимозаменяемы. Увеличение или уменьшение одного из параметров обычно связано с увеличением или уменьшением в другого.

Рисунок 4-36. Угол установки лопасти воздушного винта.

Шаг винта может выражаться в дюймах. Винт, обозначенный как «74-48», имеет лопасть длиной 74 дюйма и шаг 48 дюймов. Итак, шаг винта — расстояние в дюймах, которое винт прошел бы, вворачиваясь в воздух за время одного оборота, если бы не было проскальзывания винта в воздухе.

При определении параметров винта неизменяемого шага для нового типа самолета производитель обычно выбирает такой шаг, чтобы этот винт был максимально эффективен в крейсерском режиме полета. Каждый винт неизменяемого шага может быть максимально эффективен только при определенном сочетании частоты вращения и скорости полета. Пилоты не могут изменить эту комбинацию в полете.

Когда самолет с включенным двигателем стоит на земле или медленно перемещается в начале взлета, эффективность винта очень низкая, потому что винт не продвигается через воздух со скоростью, при которой он был бы максимально эффективен. В этой ситуации каждая лопасть винта поворачивается в воздухе с таким углом атаки, который производит мало тяги по отношению к затрачиваемой энергии на его вращение.

Для понимания действия воздушного винта, будем считать, что винт производит вращательное и поступательное движение. Стрелками на рисунке 4-3 показано, что лопасть винта совершает движение вниз и вперед. Угол, под которым воздух (набегающий поток воздуха) сталкивается с лопастью винта, является углом атаки лопасти. Отклонение набегающего потока вызванного наличием угла атаки создает динамическое давление между лопастью и двигателем большее чем атмосферное, создавая, таким образом, тягу.

Форма лопасти также создает тягу, потому что она имеет выгнутую аэродинамическую поверхность как и поверхность крыла. Когда воздух проходит по лопастям винта, давление с одной стороны винта меньше чем с другой. Как и в случае с крылом, сила реакции будет направлена в сторону меньшего давления. У потока воздуха по верхней части крыла меньшее давление, и сила реакции крыла (подъемная сила) направлена вверх. В случае с воздушный винтом, который установлен в вертикальной, а не горизонтальной плоскости, область меньшего давления находится перед винтом, и сила (тяги) направлена вперед. С точки зрения аэродинамики, тяга является результат формы лопасти и ее угла атаки.

Силу тяги также можно рассмотреть и с точки зрения массы воздуха, проходящего через винт. В этих терминах сила тяги равняется массе воздуха, прошедшей через винт, умноженной на скорость воздушного потока за вычетом скорости самолета. Мощность, израсходованная на создание тяги, зависит от темпа движения массы воздуха. В среднем тяга составляет приблизительно 80 процентов вращающего момента (полная выходная мощность двигателя, поглощенная винтом). Остальные 20 теряются на трение и скольжение винта. Для любой скорости вращения мощность, поглощенная винтом, уравновешивает мощность, создаваемую двигателем. Одному обороту винта соответствует определенное количество отброшенного воздуха, которое зависит от угла установки лопасти, определяющего, как много воздуха «захватывает» винт. Таким образом, угол установки лопасти — превосходное средство регулировки нагрузки на воздушный винт, для управления частотой вращения двигателем.

Кроме того, угол установки еще и превосходный метод регулирования угла атаки винта. На винтах постоянной скорости, угол наклона лопасти должен регулироваться так, чтобы обеспечить наибольшую эффективность во всем диапазоне скоростей полета и частоты вращения двигателя. Кривые подъемной силы и сопротивления, нарисованные для винта, так же как и для крыла, указывают на то, что наиболее эффективен угол атаки величины от +2 ° до +4 °. Фактический угол наклона лопасти необходимый, чтобы поддержать этот маленький угол атаки, меняется в зависимости от скорости самолета.

Винт неизменяемого шага и винт постоянного шага разработаны так, что их эффективность максимальна лишь для определенной частоты вращения и поступательной скорости винта. Они определены для конкретного самолета и двигателя. Такой винт при использовании будет показывать наилучший результат при каком-либо одном режиме полета, при взлете, наборе высоты, крейсерском режиме или при высокоскоростном полете. Любое изменение в этих условиях приводит к снижению эффективности и винта и двигателя. Так как эффективность любой системы есть отношение полезной выходной мощности к фактической потребленной мощности, эффективность винта является отношением тяговой мощностью винта к мощности, снимаемой с двигателя. Эффективность винта изменяется от 50 до 87 процентов, в зависимости от величины проскальзывания винта.

Проскальзывание винта есть разница между геометрическим шагом винта и его действительным шагом. [Рисунок 4-37] Геометрический шаг — теоретическое расстояние, которое должен пройти винт за один полный оборот; действительный шаг — расстояние, которое винт проходит фактически (поступь винта — прим. пер). Таким образом, геометрический шаг рассчитывается без учета проскальзывания винта, а фактический или эффективный шаг (поступь винта) включает проскальзывание винта в воздухе.

Рисунок 4-37. Проскальзывание воздушного винта.

Причина, по которой лопасти винта имеют крутку заключается в том, что внешние части лопасти, которые находятся дальше от центра перемещается быстрее, чем те части лопасти, которые находятся ближе к центру винта. [Рисунок 4-38]. Если бы лопасть по всей длине имела бы одинаковый шаг, то часть лопасти около центра винта могла бы получить отрицательный угол атаки, в то время как концевые части лопасти могли уйти в сваливание уже на крейсерской скорости. Геометрическая крутка лопасти или изменение геометрического шага винта по размаху лопасти позволяет ей работать с одинаковым по размаху углом атаки в крейсерском режиме полета. Лопасти винта имеют искривление, чтобы на разных расстояниях от центра получить разный угол установки, пропорциональный линейной скорости движения частей лопасти по ее длине, создавая, таким образом, равномерную тягу по всей длине лопасти.

Обычно угол атаки от 1° до 4° обеспечивает наилучшее соотношение подъемной силы и силы сопротивления, но в полете угол атаки винта фиксированного шага обычно меняется от 0 ° до 15 °. Это вызвано изменениями набегающего потока воздуха, который в свою очередь меняется в зависимости от скорости самолета. Таким образом, угол атаки винта определяется двумя факторами: вращением винта вокруг его оси и его поступательного движения вперед.

Рисунок 4-38. Концы лопастей двигаются быстрее, чем части, находящиеся ближе к центру.

Винт постоянного числа оборотов автоматически сохраняет такой угол наклона лопасти, который дает максимальную эффективность для большинства условий полета. Во время взлета, когда требуется максимальная мощность и тяга, винт постоянных оборотов имеет малый угол наклона лопасти винта или шаг. Малый угол наклона лопасти создает малый УА, что увеличивает эффективность винта относительно набегающего потока воздуха. В то же время, он позволяет винту отбрасывать меньшую массу воздуха за один оборот. Меньшая масса отброшенного воздуха позволяет двигателю вращаться с более высокой частотой, преобразовывая максимальное количество топлива в тепловую энергию в единицу времени. Высокая частота вращения также создает максимальную тягу, так как, хотя масса отбрасываемого винтом воздуха мала, но частота вращения и скорость спутной струи за воздушным винтом высоки, и при низкой скорости самолета, образуется максимальная тяга.

После взлета, когда самолет набирает скорость, винт постоянных оборотов автоматически изменяет угол установки лопастей на более высокий (увеличивается шаг винта). Опять же, более высокий угол установки лопасти сохраняет небольшой угол атаки лопасти, тем самым сохраняя эффективность лопасти относительно набегающего потока воздуха. Высокий угол установки лопасти увеличивает массу воздуха, отбрасываемого винтом за один оборот. Это снижает частоту вращения двигателя, снижая расход топлива и износ двигателя, сохраняя максимальную тягу.

После того, как режим набор высоты при взлете установился, на самолете, имеющем винт изменяемого шага, пилот уменьшает выходную мощность двигателя, до первого момента падения давления во впускном коллекторе, а затем увеличивает угол установки лопасти, чтобы понизить частоту вращения.

В крейсерском режиме, когда самолет находится в горизонтальном полете и требуется меньше тяги, чем используется при взлете или наборе высоты, пилот снова уменьшает мощность двигателя, уменьшая давление во впускном коллекторе и затем, увеличивая угол установки лопасти, уменьшает частоту вращения двигателя. Это создает необходимый вращающий момент, соответствующий уменьшенной мощности двигателя. Не смотря на то, что масса отбрасываемого воздуха за один оборот винта станет больше, это более, чем возместится уменьшением скорости спутной струи и увеличением скорости полета. Угол атаки все еще маленький, потому что угол наклона лопасти был увеличен с увеличением скорости полета.

The aircraft propeller consists of two or more blades and a central hub to which the blades are attached. Each blade of an aircraft propeller is essentially a rotating wing. As a result of their construction, the propeller blades are like airfoils and produce forces that create the thrust to pull, or push, the aircraft through the air. The engine furnishes the power needed to rotate the propeller blades through the air at high speeds, and the propeller transforms the rotary power of the engine into forward thrust.

A cross-section of a typical propeller blade is shown in Figure 4-35. This section or blade element is an airfoil comparable to a cross-section of an aircraft wing. One surface of the blade is cambered or curved, similar to the upper surface of an aircraft wing, while the other surface is flat like the bottom surface of a wing. The chord line is an imaginary line drawn through the blade from its leading edge to its trailing edge. As in a wing, the leading edge is the thick edge of the blade that meets the air as the propeller rotates.

Figure 4-35. Airfoil sections of propeller blade.

Blade angle, usually measured in degrees, is the angle between the chord of the blade and the plane of rotation and is measured at a specific point along the length of the blade. [Figure 4-36] Because most propellers have a flat blade “face,” the chord line is often drawn along the face of the propeller blade. Pitch is not blade angle, but because pitch is largely determined by blade angle, the two terms are often used interchangeably. An increase or decrease in one is usually associated with an increase or decrease in the other.

Figure 4-36. Propeller blade angle.

The pitch of a propeller may be designated in inches. A propeller designated as a “74-48” would be 74 inches in length and have an effective pitch of 48 inches. The pitch is the distance in inches, which the propeller would screw through the air in one revolution if there were no slippage.

When specifying a fixed-pitch propeller for a new type of aircraft, the manufacturer usually selects one with a pitch that operates efficiently at the expected cruising speed of the aircraft. Every fixed-pitch propeller must be a compromise because it can be efficient at only a given combination of airspeed and revolutions per minute (rpm). Pilots cannot change this combination in flight.

When the aircraft is at rest on the ground with the engine operating, or moving slowly at the beginning of takeoff, the propeller efficiency is very low because the propeller is restrained from advancing with sufficient speed to permit its fixed-pitch blades to reach their full efficiency. In this situation, each propeller blade is turning through the air at an AOA that produces relatively little thrust for the amount of power required to turn it.

To understand the action of a propeller, consider first its motion, which is both rotational and forward. As shown by the vectors of propeller forces in Figure 4-36, each section of a propeller blade moves downward and forward. The angle at which this air (relative wind) strikes the propeller blade is its AOA. The air deflection produced by this angle causes the dynamic pressure at the engine side of the propeller blade to be greater than atmospheric pressure, thus creating thrust.

The shape of the blade also creates thrust because it is cambered like the airfoil shape of a wing. As the air flows past the propeller, the pressure on one side is less than that on the other. As in a wing, a reaction force is produced in the direction of the lesser pressure. The airflow over the wing has less pressure, and the force (lift) is upward. In the case of the propeller, which is mounted in a vertical instead of a horizontal plane, the area of decreased pressure is in front of the propeller, and the force (thrust) is in a forward direction. Aerodynamically, thrust is the result of the propeller shape and the AOA of the blade.

Thrust can be considered also in terms of the mass of air handled by the propeller. In these terms, thrust equals mass of air handled multiplied by slipstream velocity minus velocity of the aircraft. The power expended in producing thrust depends on the rate of air mass movement. On average, thrust constitutes approximately 80 percent of the torque (total horsepower absorbed by the propeller). The other 20 percent is lost in friction and slippage. For any speed of rotation, the horsepower absorbed by the propeller balances the horsepower delivered by the engine. For any single revolution of the propeller, the amount of air handled depends on the blade angle, which determines how big a “bite” of air the propeller takes. Thus, the blade angle is an excellent means of adjusting the load on the propeller to control the engine rpm.

The blade angle is also an excellent method of adjusting the AOA of the propeller. On constant-speed propellers, the blade angle must be adjusted to provide the most efficient AOA at all engine and aircraft speeds. Lift versus drag curves, which are drawn for propellers, as well as wings, indicate that the most efficient AOA is small, varying from +2° to +4°. The actual blade angle necessary to maintain this small AOA varies with the forward speed of the aircraft.

Fixed-pitch and ground-adjustable propellers are designed for best efficiency at one rotation and forward speed. They are designed for a given aircraft and engine combination. A propeller may be used that provides the maximum efficiency for takeoff, climb, cruise, or high-speed flight. Any change in these conditions results in lowering the efficiency of both the propeller and the engine. Since the efficiency of any machine is the ratio of the useful power output to the actual power input, propeller efficiency is the ratio of thrust horsepower to brake horsepower. Propeller efficiency varies from 50 to 87 percent, depending on how much the propeller “slips.”

Propeller slip is the difference between the geometric pitch of the propeller and its effective pitch. [Figure 4-37] Geometric pitch is the theoretical distance a propeller should advance in one revolution; effective pitch is the distance it actually advances. Thus, geometric or theoretical pitch is based on no slippage, but actual or effective pitch includes propeller slippage in the air.

Figure 4-37. Propeller slippage.

The reason a propeller is “twisted” is that the outer parts of the propeller blades, like all things that turn about a central point, travel faster than the portions near the hub. [Figure 4-38] If the blades had the same geometric pitch throughout their lengths, portions near the hub could have negative AOAs while the propeller tips would be stalled at cruise speed. Twisting or variations in the geometric pitch of the blades permits the propeller to operate with a relatively constant AOA along its length when in cruising flight. Propeller blades are twisted to change the blade angle in proportion to the differences in speed of rotation along the length of the propeller, keeping thrust more nearly equalized along this length.

Usually 1° to 4° provides the most efficient lift/drag ratio, but in flight the propeller AOA of a fixed-pitch propeller varies—normally from 0° to 15°. This variation is caused by changes in the relative airstream, which in turn results from changes in aircraft speed. Thus, propeller AOA is the product of two motions: propeller rotation about its axis and its forward motion.

Figure 4-38. Propeller tips travel faster than the hub.

A constant-speed propeller automatically keeps the blade angle adjusted for maximum efficiency for most conditions encountered in flight. During takeoff, when maximum power and thrust are required, the constant-speed propeller is at a low propeller blade angle or pitch. The low blade angle keeps the AOA small and efficient with respect to the relative wind. At the same time, it allows the propeller to handle a smaller mass of air per revolution. This light load allows the engine to turn at high rpm and to convert the maximum amount of fuel into heat energy in a given time. The high rpm also creates maximum thrust because, although the mass of air handled per revolution is small, the rpm and slipstream velocity are high, and with the low aircraft speed, there is maximum thrust.

After liftoff, as the speed of the aircraft increases, the constant- speed propeller automatically changes to a higher angle (or pitch). Again, the higher blade angle keeps the AOA small and efficient with respect to the relative wind. The higher blade angle increases the mass of air handled per revolution. This decreases the engine rpm, reducing fuel consumption and engine wear, and keeps thrust at a maximum.

After the takeoff climb is established in an aircraft having a controllable-pitch propeller, the pilot reduces the power output of the engine to climb power by first decreasing the manifold pressure and then increasing the blade angle to lower the rpm.

At cruising altitude, when the aircraft is in level flight and less power is required than is used in takeoff or climb, the pilot again reduces engine power by reducing the manifold pressure and then increasing the blade angle to decrease the rpm. Again, this provides a torque requirement to match the reduced engine power. Although the mass of air handled per revolution is greater, it is more than offset by a decrease in slipstream velocity and an increase in airspeed. The AOA is still small because the blade angle has been increased with an increase in airspeed.

Вращающий момент и P-фактор

Torque and P-Factor

Для пилота «вращающий момент» (стремление самолета к вращению влево) состоит из четырех факторов, которые вызывают или создают крутящее или вращающее движение вокруг, по крайней мере, одной из трех осей самолета. Этими четырьмя факторами являются:

  1. Воздействие вращающего момента от двигателя и воздушного винта,
  2. Воздействие спиралевидной спутной струи винта,
  3. Гироскопическое действие воздушного винта, и
  4. Асимметричная нагрузка винта (P-фактор).

To the pilot, “torque” (the left turning tendency of the airplane) is made up of four elements which cause or produce a twisting or rotating motion around at least one of the airplane’s three axes. These four elements are:

  1. Torque reaction from engine and propeller,
  2. Corkscrewing effect of the slipstream,
  3. Gyroscopic action of the propeller, and
  4. Asymmetric loading of the propeller (P-factor).

Воздействие вращающего момента

Torque Reaction

Воздействие вращающего момента следует из третьего закона Ньютона — для каждого действия, есть равное и противоположное по направлению воздействие. В применении к самолету это означает, что, внутренние части двигателя и воздушного винта вращаясь в одном направлении, создают равную по величине силу стремящуюся вращать самолет в противоположном направлении. [Рисунок 4-39]

Рисунок 4-39. Реакция вращающего момента.

Когда самолет находится в воздухе, эта сила действует вокруг продольной оси, заставляя самолет крениться. Чтобы компенсировать этот крен, некоторые старые самолеты спроектированы так, чтобы создавать больше подъемной силы на том крыле, которое уходит вниз. Более современные самолеты имеют двигатель со встроенным компенсатором, чтобы противодействовать этому эффекту вращающего момента.

ПРИМЕЧАНИЕ: большинство авиадвигателей сконструированных в Соединенных Штатах Америки вращают винт по часовой стрелке, если смотреть с места пилота. Здесь рассматриваются именно такие двигатели.

В основном, компенсаторы установлены так, чтобы компенсировать вращающую силу при крейсерской скорости полета, так как большая часть подъемной силы создается при этой скорости. Однако с помощью триммеров элеронов можно компенсировать вращение и при других скоростях.

Когда колеса самолета находятся на земле во время разбега, воздействие вращающего момента приводит к появлению дополнительного поворачивающего момента вокруг вертикальной оси самолета. Поскольку левая сторона самолета находится под действием направленной вниз силы, обусловленной реакцией вращающего момента, то на левое колесо приходится бо`льшая нагрузка. Это приводит к большему трению колеса о землю а в результате и к большему износу левой шины, чем правой, вызывая дальнейший момент вращения влево. Величина этого момента зависит от многих факторов. Вот некоторые из них:

  1. Размер и мощность двигателя,
  2. Размер воздушного винта и частота его вращения,
  3. Размер самолета, и
  4. Состояние земной поверхности.

Этот отклоняющий от курса момент при разбеге исправляется правильным использованием пилотом руля направления.

Torque reaction involves Newton’s Third Law of Physics— for every action, there is an equal and opposite reaction. As applied to the aircraft, this means that as the internal engine parts and propeller are revolving in one direction, an equal force is trying to rotate the aircraft in the opposite direction. [Figure 4-39]

Figure 4-39. Torque reaction.

When the aircraft is airborne, this force is acting around the longitudinal axis, tending to make the aircraft roll. To compensate for roll tendency, some of the older aircraft are rigged in a manner to create more lift on the wing that is being forced downward. The more modern aircraft are designed with the engine offset to counteract this effect of torque.

NOTE: Most United States built aircraft engines rotate the propeller clockwise, as viewed from the pilot’s seat. The discussion here is with reference to those engines.

Generally, the compensating factors are permanently set so that they compensate for this force at cruising speed, since most of the aircraft’s operating lift is at that speed. However, aileron trim tabs permit further adjustment for other speeds.

When the aircraft’s wheels are on the ground during the takeoff roll, an additional turning moment around the vertical axis is induced by torque reaction. As the left side of the aircraft is being forced down by torque reaction, more weight is being placed on the left main landing gear. This results in more ground friction, or drag, on the left tire than on the right, causing a further turning moment to the left. The magnitude of this moment is dependent on many variables. Some of these variables are:

  1. Size and horsepower of engine,
  2. Size of propeller and the rpm,
  3. Size of the aircraft, and
  4. Condition of the ground surface.

This yawing moment on the takeoff roll is corrected by the pilot’s proper use of the rudder or rudder trim.

Спиралевидная спутная струя

Corkscrew Effect

Высокоскоростное вращение воздушного винта самолета приводит к образованию спиралевидного или винтообразного воздушного потока за винтом. При высокой скорости вращения винта и небольшой скорости движения самолета (как при взлетах и подходах к сваливания при включенном двигателе) эта спиралевидная струя очень плотная и вызывает сильное боковое давление на вертикальное оперение самолета. [Рисунок 4-40]

Рисунок 4-40. Эффект спиралевидной спутной струи за винтом.

Когда эта закрученная струя сталкивается с вертикальным хвостовым оперением, то возникает вращающий момент вокруг вертикальной оси самолета. Чем более плотный спиральный поток, тем более заметна сила воздействия. Когда поступательная скорость самолета увеличивается, спираль потока также увеличивается и ее воздействие на хвост уменьшается. Спиралевидная спутная струя также вызывает кренящий момент вокруг продольной оси самолет.

Обратите внимание, что кренящий момент, вызванный спиралевидной спутной струей, направлен вправо, в то время как момент вызванный отдачей вращения воздушного винта направлен влево, и они могут противодействовать друг другу. Однако эти силы подвержены значительным изменениям и обязанностью пилота является своевременное применение корректирующего воздействия при помощи средств управления во время полета. Этим силам нужно противодействовать всегда, независимо от того, какая является преобладающей.

The high-speed rotation of an aircraft propeller gives a corkscrew or spiraling rotation to the slipstream. At high propeller speeds and low forward speed (as in the takeoffs and approaches to power-on stalls), this spiraling rotation is very compact and exerts a strong sideward force on the aircraft’s vertical tail surface. [Figure 4-40]

Figure 4-40. Corkscrewing slipstream.

When this spiraling slipstream strikes the vertical fin it causes a turning moment about the aircraft’s vertical axis. The more compact the spiral, the more prominent this force is. As the forward speed increases, however, the spiral elongates and becomes less effective. The corkscrew flow of the slipstream also causes a rolling moment around the longitudinal axis.

Note that this rolling moment caused by the corkscrew flow of the slipstream is to the right, while the rolling moment caused by torque reaction is to the left — in effect one may be counteracting the other. However, these forces vary greatly and it is the pilot’s responsibility to apply proper corrective action by use of the flight controls at all times. These forces must be counteracted regardless of which is the most prominent at the time.

Гироскопическое действие воздушного винта

Gyroscopic Action

Прежде, чем понять гироскопический эффект от воздушного винта, необходимо разобрать основной принцип гироскопа. Практической применение гироскопа основано на двух фундаментальных свойствах гироскопа: устойчивость в пространстве и прецессии гироскопа. Для обсуждения в данной главе интерес представляет одно из них — прецессия гироскопа.

Прецессия — итоговая реакция или отклонение вращающегося ротора при воздействии силы на его ось. Как показано на рисунке 4-41, когда приложена сила, то результирующая сила смещается на 90° вперед в направлении вращения.

Рисунок 4-41. Прецессия гироскопа.

Вращающийся воздушный винт самолета представляет собой очень хороший гироскоп и имеет подобные свойства. Всегда, как только возникает сила, отклоняющая винт самолета, возникает итоговая сила, смещенная на 90° вперед и в направлении вращения и в направлении приложения силы, вызывая изменение угла тангажа, угла рысканья или комбинацию этих двух отклонений двух в зависимости от точки приложения отклоняющий силы к воздушному винту.

Эффект вращающего момента всегда считался более заметным на самолете с хвостовым колесом, и особенно заметен когда хвост поднимается во время разбега при взлете. [Рисунок 4-42] Такое изменение угла тангажа производит тот же эффект, что и приложение силы к вершине окружности вращения винта. Итоговая сила, действующая под углом 90° вперед по направлению вращения, вызывает рыскающий момент влево вокруг вертикальной оси. Величина этого момента зависит от нескольких переменных, одна из которых — на сколько резко был поднят хвост (величина приложенной силы). Однако, прецессия или гироскопическое действие, происходит, когда сила прикладывается к любой точке на окружности в плоскости вращения винта; результирующая сила также будет смещена на 90° от точки приложения в направлении вращения. В зависимости от того, где приложена сила, самолет будет отклоняться от курса влево или вправо, менять тангаж вверх или вниз, либо будет комбинация этих двух отклонений.

Рисунок 4-42. Подъем хвоста вызывает прецессию гироскопа.

Можно сказать, что в результате гироскопического действия любе отклонение от курса вокруг вертикальной оси заканчивается возникновение момента тангажа, а любое отклонение вокруг боковой оси приводит к возникновению момента рысканья. Для корректировки эффекта гироскопа пилоту необходимо должным образом пользоваться рулем высоты и рулем направления, чтобы предотвратить нежелательные

Before the gyroscopic effects of the propeller can be understood, it is necessary to understand the basic principle of a gyroscope. All practical applications of the gyroscope are based upon two fundamental properties of gyroscopic action: rigidity in space and precession. The one of interest for this discussion is precession.

Precession is the resultant action, or deflection, of a spinning rotor when a deflecting force is applied to its rim. As can be seen in Figure 4-41, when a force is applied, the resulting force takes effect 90° ahead of and in the direction of rotation.

Figure 4-41. Gyroscopic precession.

The rotating propeller of an airplane makes a very good gyroscope and thus has similar properties. Any time a force is applied to deflect the propeller out of its plane of rotation, the resulting force is 90° ahead of and in the direction of rotation and in the direction of application, causing a pitching moment, a yawing moment, or a combination of the two depending upon the point at which the force was applied.

This element of torque effect has always been associated with and considered more prominent in tailwheel-type aircraft, and most often occurs when the tail is being raised during the takeoff roll. [Figure 4-42] This change in pitch attitude has the same effect as applying a force to the top of the propeller’s plane of rotation. The resultant force acting 90° ahead causes a yawing moment to the left around the vertical axis. The magnitude of this moment depends on several variables, one of which is the abruptness with which the tail is raised (amount of force applied). However, precession, or gyroscopic action, occurs when a force is applied to any point on the rim of the propeller’s plane of rotation; the resultant force will still be 90° from the point of application in the direction of rotation. Depending on where the force is applied, the airplane is caused to yaw left or right, to pitch up or down, or a combination of pitching and yawing.

Figure 4-42. Raising tail produces gyroscopic precession.

It can be said that, as a result of gyroscopic action, any yawing around the vertical axis results in a pitching moment, and any pitching around the lateral axis results in a yawing moment. To correct for the effect of gyroscopic action, it is necessary for the pilot to properly use elevator and rudder to prevent undesired pitching and yawing.

Асимметричная погрузка (P-фактор)

Asymmetric Loading (P-Factor)

Когда самолет летит с большим УА, лопасть винта, которая двигается вниз «захватывает» больше воздуха, чем лопасть двигающаяся вверх. Это смещает центр тяги вправо на плоскости вращения воздушного винта, вызывая момент рысканья влево вокруг вертикальной оси самолета. Доказать это утверждение сложно, потому что для этого необходимо рассмотреть набегающий поток на каждой лопасти с учетом и УА самолета и УА каждой лопасти.

Такая асимметричная нагрузка вызывается результирующей скоростью, которая образуется комбинацией скорости вращения лопасти винта в плоскости вращения и скорости воздуха, проходящего горизонтально через винт. У самолета, летящего с положительном УА, правая (если смотреть сзади) или идущая вниз лопасть, проходит через область воздуха, имеющего скорость большую, чем у левой лопасти или той, которая поднимается вверх. Так как лопасть винта есть аэродинамическая поверхность, то с увеличением скорости, увеличивается и подъемная сила. Перемещающаяся вниз лопасть создает больше подъемной силы и стремится тянуть (отклонять от курса) нос самолета влево.

Когда самолет летит с большим УА, нисходящая лопасть имеет более высокую итоговую скорость и создает больше подъемной силы, чем восходящая лопасть. [Рисунок 4-43]. Это легче понять, если представить, что вал винта установлен перпендикулярно плоскости земли (как на вертолете). Если бы не было никакого движения воздуха, за исключением того, что производит сам винт, то у одних и тех же частей лопастей будут одни и те же скорости. При наличии горизонтального потока воздуха, проходящего через установленный таким образом винт, у лопасти, двигающейся навстречу потоку воздуха будет более высокая воздушная скорость, чем у лопасти двигающейся спутно потоку. Таким образом, лопасть, которая двигается навстречу, создает больше подъемной силы или тяги, перемещая центр тяги к себе. Теперь представьте такой вертикально установленный воздушный винт не с горизонтальным потоком воздуха, а под небольшим углом (как на самолете). Неуравновешенная тяга тогда пропорционально уменьшается, пока вовсе не исчезнет, когда вал воздушного винта не станет полностью горизонтален набегающему потоку воздуха.

Рисунок 4-43. Асимметричная нагрузка на винт (P-фактор).

Влияние каждого из четырех рассмотренных факторов, приводящих к возникновению вращающего момента, изменяются с изменениями полетной ситуации. В одной фазе полета один из этих факторов может быть более заметен, чем другой. В другой фазе полета другой фактор может быть более заметным. Соотношение этих факторов друг к другу меняются в зависимости от формы корпуса, двигателя, и воздушного винта, и от других конструктивных особенностей. Чтобы поддержать надежное управление самолета во всех условиях полета, пилот должен применять средства управления полетом по мере необходимости, нивелируя эти

When an aircraft is flying with a high AOA, the “bite” of the downward moving blade is greater than the “bite” of the upward moving blade. This moves the center of thrust to the right of the prop disc area, causing a yawing moment toward the left around the vertical axis. To prove this explanation is complex because it would be necessary to work wind vector problems on each blade while considering both the AOA of the aircraft and the AOA of each blade.

This asymmetric loading is caused by the resultant velocity, which is generated by the combination of the velocity of the propeller blade in its plane of rotation and the velocity of the air passing horizontally through the propeller disc. With the aircraft being flown at positive AOAs, the right (viewed from the rear) or downswinging blade, is passing through an area of resultant velocity which is greater than that affecting the left or upswinging blade. Since the propeller blade is an airfoil, increased velocity means increased lift. The downswinging blade has more lift and tends to pull (yaw) the aircraft’s nose to the left.

When the aircraft is flying at a high AOA, the downward moving blade has a higher resultant velocity, creating more lift than the upward moving blade. [Figure 4-43] This might be easier to visualize if the propeller shaft was mounted perpendicular to the ground (like a helicopter). If there were no air movement at all, except that generated by the propeller itself, identical sections of each blade would have the same airspeed. With air moving horizontally across this vertically mounted propeller, the blade proceeding forward into the flow of air has a higher airspeed than the blade retreating with the airflow. Thus, the blade proceeding into the horizontal airflow is creating more lift, or thrust, moving the center of thrust toward that blade. Visualize rotating the vertically mounted propeller shaft to shallower angles relative to the moving air (as on an aircraft). This unbalanced thrust then becomes proportionately smaller and continues getting smaller until it reaches the value of zero when the propeller shaft is exactly horizontal in relation to the moving air.

Figure 4-43. Asymmetrical loading of propeller (P-factor).

The effects of each of these four elements of torque vary in value with changes in flight situations. In one phase of flight, one of these elements may be more prominent than another. In another phase of flight, another element may be more prominent. The relationship of these values to each other varies with different aircraft—depending on the airframe, engine, and propeller combinations, as well as other design features. To maintain positive control of the aircraft in all flight conditions, the pilot must apply the flight controls as necessary to compensate for these varying values.


Система Orphus