055b-о I.
4 z
Д. Н. НИКОЛАЕВ
ВОЕННАЯ ВОЗДУШНАЯ
ОРДЕНА ЛЕНИНА
АКАДЕМИЯ КА
ИМ. ЖуКОЕСКОГО
ПРИВЕДЕНИЕ КОЭФИЦИЕНТА
ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ
ВИНТА
К СТАНДАРТНЫМ
АТМОСФЕРНЫМ УСЛОВИЯМ
1ЕХНИЧЕСКИЕ
ЗАМЕТКИ
Выпуск
3
ИЗДАНИЕ АКАДЕМИИ
19 4 5
А
Инженер-подполковник
Д. Н. НИКОЛАЕВ
<^33^ ш
нсз
ВВЕННАЯ ВОЗДУШНАЯ
ОРДЕНА ЛЕНИНА
АКАДЕМИЯ КА
им. Жуковского
ПРИВЕДЕНИЕ КОЭФИЦИЕНГА
ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ
ВИНТА К СТАНДАРТНЫМ
АТМОСФЕРНЫМ УСЛОВИЯМ
ТЕХНИЧЕСКИЕ
ЗАМЕТКИ

да рЫ«сГГк
ИЗДАНИЕ АКАДЕМИИ
19 4 5
Выпуск
3
Введение
Существующая методика приведения максимальных
скоростей самолетов к стандартным атмосферным усло-
виям не учитывает влияния температуры наружного
воздуха на коэфициент полезного действия винта,
вследствие чего ошибка при определении максималь-
ной скорости может доходить до 10 км/час.
Если при определении абсолютной максимальной
скорости самолета ошибка порядка 1% еще может
быть признана допустимой, то при сравнительных
летных испытаниях неучет 5—10 км/час максимальной
скорости самолета может привести ы неправильному
заключению. Это особенно относится к тем случаям,
когда определяют влияние на максимальную скорость
самолета каких-либо агрегатов или отдельных конст-
руктивных элементов (винт, реактивные патрубки,
шероховатость крыла при окраске и др.), которые дают
изменение 1/тах самолета на 5—10—20 км час. Если
непосредственным замером в полете нужно уловить
такие небольшие изменения скорости, то влиянием
температуры воздуха на к. п. д. винта пренебрегать
уже нельзя.
В своей статье, помещенной в № 1 журнала „Авиа-
ционная наука" (январь 1943 г.), директор американ-
ского института Эдмунд Аллен утверждает, что испы-
тания, проведенные сначала зимой, а затем летом, да-
дут различные результаты, несмотря на приведение
их к стандартным условиям, причем одной из причин
расхождения он считает неучет изменения к.п.д. винта.
В предлагаемой методике указаны поправки на мак-
симальную скорость самолета за счет приведения к.п.д.
винта к стандартным условиям и приведена номограм-
ма для определения этих поправок.
3
I. Влияние температуры наружного воздуха на
коэфициент полезного действия винта на режиме Vmax
Коэфициент полезного действия винта является
функцией коэфициента мощности р и относительной
поступи винта К и определяется по нормальным диаг-
раммам характеристик винтов. При больших скоростях
концов лопастей в к. п. д. винта вносится, как изве-
стно, поправка в виде множителя , учитывающая
влияние сжимаемости воздуха.
Следовательно,
Ч=/(р, к) -Л,,	(1)
где
р_ 75N	V
Кц и (Л^ — коэфициент, учитывающий влияние
сжимаемости воздуха на р) зависят от числа Маха
концов лопастей винта и от угла атаки лопастей.
Число Маха в свою очередь изменяется обратно
пропорционально корню квадратному из фактической
температуры наружного воздуха:
Ма
Уу2 + иг
340
(2)
где V — поступательная скорость самолета, м[сек,
U— окружная скорость конца лопасти, м1сек.
Таким образом к. п. д. винта на больших скоро-
стях и оборотах, т. е. на режиме Vmax, зависит от
температуры воздуха, что должно оказывать влияние
на величину I7max при разных температурах и учиты-
ваться при приведении Vmax к стандартным атмосфер-
ным условиям.
Между тем в существующей методике приведения
к стандартным условиям это обстоятельство не учи-
тывается и предполагается, что в фактических и стан-
дартных условиях к. п. д. неизменен:
— Т]ст ,
что приближенно верно на режимах Утах для перво-
начальной величины -г;, определяемой из винтового
графика [/(₽, X)], но не верно для множителя Кг>, а
4
следовательно, и для всего к. п. д., определяемого по
формуле (1).
Разница температур
8 Т = Тфакт - Тст
в средних широтах на различных высотах колеблется
от + 15°С до — 30°С, что дает изменение »] на не-
сколько процентов за счет изменения и на десятые
доли процента — за счет изменения Л'р. В среднем
изменение температуры на 5°С приводит к изменению
числа Маха на = 1°/0 и дает поправку в величине
к. п. д. винта около 1°/0.
Точный расчет изменения к. п. д. винта в каждом
отдельном случае может быть произведен в следую-
щем порядке:
1.	Для данного расчетного случая находятся Кир.
2.	По нормальной диаграмме характеристик винта,
по ). и р определяется установочный угол атаки лопа-
стей винта <р°-
3.	Определяется число Маха, соответствующее
стандартным условиям по номограмме или по формуле
340
•(3)
4.	Определяется угол подхода струй к лопастям
винта р°.
5.	Находится угол атаки лопастей винта а0 <?°—р°.
6.	По а° и по числу Маст определяется .
р
7.	Вносится поправка на р ; рр1сч. = — .
А'р
8.	По Ррасч. И X НаХОДЯТСЯ ср расч. И ^]расч.
9.	Определяется расчетный угол атаки лопастей
винта а°р1СЧ. — <р°расч. — Р°; в случае значительного рас-
хождения Ct расч. и а° делается второе приближение
для уточнения /<р.
10.	По а°Расч. и по числу Маст определяется ,
причем находится для соответствующей относитель-
ной толщины конца лопасти (с на г — 0,9), так как
относительная толщина конца лопасти значительно
изменяет концевые потери на сжимаемость воздуха.
5
11.	Находится к. п. д. винта при стандартных ус-
ловиях
TJct —— Т) расч. ст * Ai) ст «
(Более подробно определение т]ст изложено в официаль-
ных руководствах ЦАГИ).
Далее находим число Маха при 7ф й уже для Маф
определяем:
А*В ф , Ррасч. ф , ^расч. ф 9 Ct расч. ф И A"Tj ф .
Отношение ^ст к ^ф, равное 1Г1р“сч'ст—, является
^расч. ф * Ai) ф
коэфициентом, на который необходимо умножить к]ф,
чтобы получить к. п. д. винта, приведенный к стан-
дартным условиям. Корень 3-й степени из этого отно-
шения —
_. 1 / ^ст   -| / ^расч. СТ * СТ
Т|ф	г • ф • /Д ф
и будет тем поправочным коэфициентом, на который
нужно умножить максимальную горизонтальную ско-
рость самолета — Vraax, предварительно' приведенную
к стандартным условиям по существующей методике.
В целях упрощения определения поправки в Ушах
самолета за счет приведения к. п. д. винта к стан-
дартным условиям составлена номограмма (фиг. 1 ст. 10).
II.	Построение номограммы для определения
поправок в Umax за счет изменения к. п. д. винта
Углы атаки лопастей винтов существующих само-
летов на режиме Илах находятся в узком диапазоне—
от а= — Iе до 4-3°. Чтобы избежать завышения по-
правок, из этого диапазона выбираем тот угол, который
дает наименьшее изменение поправки Kv при измене-
нии числа Маха.
Так как у большинства отечественных металличе-
ских винтов с находится в пределах 44-5%, выбрана
относительная толщина лопасти с = 4,5% (для винтов
с деревянными лопастями и металлических иностран-
ных винтов для построения номограммы следует
брать с = 7%).
Для выбранного угла атаки находим зависимость
Л, от Маст при с = 4,5%. Характер изменений К?. от
6
Маст приведен на фиг. 2, из которой видно, что чем
больше число Маст, тем быстрее происходит измене-
ние .
Фиг. 2. Зависимости Кч1 от числа Маст на
режиме Vmax при п = 2700 об/мин. для
самолета ЯК-7 с мотором М-105 ПФ с вин-
том ВИШ-105СВП или ВИШ-61П.
Затем определяем изменение Маст от 3 Т на различ-
ных высотах, т. е. при различных исходных 7СТ.
Наконец, определяем поправки для Vmax самолета
3
V __ - /	СТ
в виде множителя Tq — 1/	—
Г ф
(считая {Л1»™?-" = 1).
f ^расч. ф
На номограмме поправка находится по величинам
8 7, /7СГ и Маст. Число Маст определяется по сущест-
вующим номограммам.
III.	Возможные погрешности номограммы
Проверочный расчет номограммы для определения
7, был проведен в ЦАГИ и в 6 отделе НИИ ВВС КА
и показал удовлетворительную точность построения
7
номограммы и принятых осреднений. Так, например,
поправки 7,, определенные по номограмме, находятся
в пределах от 80 до 1ОО°/о действительных поправок,
найденных путем расчета для крайних значений отно-
сительных толщин лопастей винтов, т. е. среднее
значение 7,составляет 9Ов/о от действительной теоре-
тической поправки.
Поправка 7^, определяемая по корню третьей сте-
К
пени (вместо более точной степени 2,7) из „--с —, за-
/ц ф
нижает поправку, примерно, на 10°/Q, но неучет изме-
нения - сх самолета от изменения числа Re (за счет
изменения v — кинематической вязкости) завышает
поправку 7, в пределах тех же 1О°/о. В самом деле,
при прочих равных условиях имеем:
Полагая;
Сх* _ Слг/Ф
~ »
Сх ст	£xf ст
где cxf — коэфициент сопротивления трения, получим
С^Ф ,	(3)
с г/ст
где
—— = з f Т?ест — . J4
Гд/ст f е§ у Ver
Так как
v = — ; рф = рст • 	; p* = рст — 5,03.10~9 8 Т,
Р	То-
то уравнение (3) примет вид:
(З1)
8
Определим, например, величину поправки в случае
8 Т = - 20° при Н = 4000 м, Тст = 262°, нет = 1,95.10 е :
пдЛ/ 100,6 -10^242
~=1/ \	1,95-10-6 /	13-5/
*Ф У	~-----------= |/ 0,973=0,998,
'	202	I/
т. е. поправка составляет — 0,002 Vmax •
Учитывая, что сЛу~0,5сх самолета, можно полагать,
что действительная попэавка будет
* - 0,001 vmax.
Если определить поправку для к. п. д. винта при
тех же условиях, но при Маст = 0,96 и сравнить ее с
поправкой на сх = f(Re), можно будет сделать следую-
щие выводы:
а)	Поправка на ct — f(Re) обратна по знаку по-
правке на число Маха.
б)	Абсолютная величина поправки на cx—f(Re)
составляет ~ 1О°/о от поправки на число Маха, именно
для Маст — 0,96 разность 7^ — 1 составляет -р 0,011.
в)	Для больших чисел Маха относительная вели-
чина поправки на изменение cx—f{Re) еще умень-
шится.
Профили, применяемые в последнее время на кон-
цах лопастей, улучшают к. п. д. винтов на несколько
процентов, но нет оснований предполагать, что новые
профили сильно повлияют на отношения к. п. д. при
различных числах Маха. В основу же предлагаемой
номограммы положено относительное изменение к.п.д.
винтов при изменении чисел Маха. В конечном счете
это приведет к уменьшению погрешности величины
коэфициента , определяемого по номограмме.
IV. Целесообразность внесения поправки 7Ч в Vmax
самолета
Введением поправочного коэфициента 7-, макси-
мальная скорость самолета уточняется до 2°/0 (поряд-
ка — 10 км/час) — летом в сторону уменьшения, а зи-
мой в сторону увеличения. Отклонения фактических
температур от стандартных показаны на фиг. 3.
Величина поправки 7, того же порядка, что и дру-
гие поправки, применяемые в методике приведения
Ешах к стандартным условиям. Например, по сущест-
9
Фиг. 1. Номограмма для определения поправки в Ипах самолета за счет приведения к. п. JL винга к стандартным
условиям (для самолетов с металлическими винтами отечественного производства С 4 . 5 /$)
10
вующей методике Л Fit — 0,001 Vj 8 Т ниже границы
высотности и Д Kt =0,002 Й 8 Т выше границы в •
сотности. Поправка может дать изменение Vn с
на величину (у, — 1) Йтах, которая может достигать
значения — 0,002 8 Т Vmax.
Фиг. 3. Отклонения от стандартных температур, заме-
ренные в испытательных полетах на разных высотах.
Ввиду того, что при сравнительных испытаниях
самолетов с различными агрегатами или изменениями
в конструкции разница в 4/шах самолетов бывает ча-
сто порядка 10 = 15 км/час, неучет поправки мо-
жет привести к неправильным выводам и заключени-
ям по объекту.
В качестве примера могут служить сравнительные
испытания на самолете объекта № 1 и объекта № 2,
результаты которых показаны на фиг. 4.
Если к. п.д- винта не приводить к стандартным ус-
ловиям, то объект № 2 дает прирост максимальной
скорости самолета до 6 км/час в сравнении с объектом
12
№ 1; если же к. п. д. винта привести к стандартным
условиям, то объект № 2, оказывается, дает прирост
максимальной скорости самолета не 6 км/час, а
11 км/час, что равносильно увеличению мощности
мотора, примерно, на 5%. Несомненно, этот результат
отразился бы в выводах по испытаниям и привел бы
к быстрейшему внедрению в производстве объекта № 2.
Следует отметить, что даты полетов отличаются толь-
ко на 5 дней, в практике же испытаний встреча-
обозначения
&
Y---Y---V Ов'ектЛГ] Н.ПД винта не приведен к стандартнв/м
условиям
Фиг. 4. Изменение кривых максимальных скоростей самолета с
объектом № 1 и объектом № 2 при приведении к. п. д. винта к
стандартным условиям.
ются нередко случаи, когда даты полетов сравнитель-
ных испытаний отличаются на 10'-?-20 дней, т. е.
имеются случаи, когда атмосферные условия изменя-
ются еще резче, чем в разобранном примере.
Приведение к. п. д. винта к стандартным условиям
дает возможность производить анализ испытаний одних
и тех же агрегатов на различных самолетах и в раз-
личных организациях. Так, например, проведенные
испытания винтов ВИШ-61П и ВИШ-105СВ в трубе
ЦАГИ показали, что оба винта имеют одинаковый
к. и. д., вследствие чего они считались долгое время
равноценными. В дальнейшем эти винты испытывались
на самолете ЛАГГ-3, где с винтом ВИШ-105СВ была
получена скорость на несколько км/час больше, чем
с ВИШ-61П, но без какой-либо закономерности в смыс-
ле зависимости от скоростей или чисел Маха. При
третьем испытании этих винтов на самолете ЯК-9
винт ВИШ-105СВ снова дал скорость на несколько
км/час больше, чем ВИШ-61П, но в меньшей степени,
чем на самолете ЛАГГ-3, хотя самолет ЯК-9 обладает
Фиг 5. Прирост максимальных скоростей с винтом ВИШ-105СВП
по сравнению с винтом ВИШ-61П в зависимости от числа МаСт
конца лопасти винта.
К. п. д. винта приведен к стандартным условиям. При пост-
роении графика ДУ по X вместо Маст для n=const. Характер рас-
положения точек остается тот же, т. е. с увеличением X винт
ВИШ-105СВП увеличивает прирост скорости самолета по сравне-
нию с винтом ВИШ-61П.
14
большей скоростью. После приведения к. п. д. винта
к стандартным условиям это противоречие было устра-
нено и оказалось, что винт ВИШ-105СВ дает прирост
Vmax Для скоростных истребителей на 9-т- 12 км/час
по сравнению с винтом ВИШ-6Ш. Для нескоростных
самолетов винты практически одинаковы (фиг. 5).
В методике приведения максимальных скоростей
самолетов к стандартным условиям имеется указание,
что для отдельных самолетов, имеющих моторы боль-
шой высотности, поправка для к. п. д. винта в неко-
торой мере учитывается за счет принятых осреднений.
Детальное рассмотрение этого вопроса показывает,
что при внесении поправки в к. п. д. винта необходи-
мо учитывать не только S Т, но и высоту полета, тол-
щину конца, лопасти, а самое главное число Маха кон-
ца лопасти. Так, например, в случае, приведенном на
номограмме при Ма=1,05, поправка должна состав-
лять 2°/о от Vmax, т. е. более 10 км/час для большин-
ства самолетов, а при числе Маха = 0,85 поправка бу-
дет только О,5о/о Vmax, т. е. 2—3 км/час, чем можно
пренебречь.
V. Приведение к. п. д. винта к стандартным условиям
при определении скороподъемности самолета
Если при определении максимальных скоростей
самолета поправка на изменение к.п.д. винта состав-
ляет 1—£-2°/0 от ’/тах, то при определении вертикальной
скорости самолета эта поправка может быть 8fl/0. Уве-
личение относительной величины поправки объясняет-
ся в первую очередь тем, что для максимальных
скоростей	_____
Утах ф _ 3 / 7Дф
Vmaj ст у Т)ст
а для вертикальных скоростей
Уу Ф
I J ст
= (1,2—? 2,0)—^—,
хотя само отношение — значительно приближается к
’'QcT
единице, так как числа Маха при наборе высоты
меньше, чем на режиме максимальной скорости.
15
Для одного из наших скоростных бомбардировщи-
ков при 8 Т — — 20° поправка на Vy по высотам со-
ставляет (фиг. 6):
для И — 1000 м . .1,6%
//=3000 м . . 4%
Н~ 6000ж . . 8%.
Фиг. 6. Изменение вертикальных скоростей самолета при
изменении ВТ за счет изменения к. п. д. винта.
При расчете изменения вертикальной скорости са-
молета в зависимости от изменения к. п. д. винта от
16
G У
1000 У GVy
температуры воздуха применялись следующие фор-
мулы (проф. Пышнова):
, ,	zz Р Н / Vнаб\3 . rz
Nc TJHa6 — Al I I "Т" Ч	(
Унаб 75
100
7 Ри .
Ро
140
\ юо У
р Р Н	/ Vнаб\3
рГ' vюо/ ’
(где Nt и 7V, обозначают соответственно 2-е и 3-е сла-
гаемые правой части этой ке формулы)
Y
ЛМ„ ______ 1/ Р Иглах ( Vmax\8 , ,z \Ю0/
Ne-Ц Гшах —	—  —— + Л2-------------------,
„	Ро \ luu / р Vmax	Уmax
Ро 100
*У) Угиях
причем отношение —------- определяется по методике,
иаб
изложенной в руководстве ЦАГИ.
При заданной величине 8 Т определяем изменение
к. п, д. винта за счет изменения поправки К-^ и, опре-
делив изменение располагаемой мощности, находим,
насколько % изменилась мощность, расходуемая на
вертикальный подъем самолета, полагая, что мощность,
расходуемая на горизонтальный полет, осталась неиз-
менной.
VI. Приведение к. п. д. винта к стандартным усло-
виям при определении длины разбега самолета
Возможная ошибка при определении длины раз-
бега самолета в летних и зимних условиях за счет
неучета изменения к. п. д. винта значительно больше,
чем при определении скороподъемности и Утах само-
лета.
Возьмем реальные условия для одного из отече-
ственных самолетов!" 0,75 Уотома = 120 км/чдс =
0,75 Уотрява •=* 120 км/чдс =
17
1,1 - -лиш институт ГВФ
БИБ”й<ГЁКА
9111
j= 33,4 м/сек; пВИнта = 1723 об/мин. Серия винта — 61 Ф;
с = 0,045; температура воздуха = -{- 15° летом и — 20°
зимой.
Скорость конца лопасти W= К 7/2 + V2 = 327 м/сек.
Число Маха летом (стандарт) МаС1
33,4  60
1723-3,6
327
340
0,963.
= 0,323; ₽ = 0,075; <р° = 18°;

₽° —угол притекания струй воздуха = 8°; а°расч. = 10°;
/Ср = 1,50; ₽' = -!= 2^ = 0,05.
Лд 1,50
Второе приближение: <в° = 15°;а°расч. — 15°—
- 8° = 7е; К'? - 1,42; ₽"расч. = 0,0527; Я, = 0,895.
Взимних условиях:
Маф = 0,963-
288
253
1,027;	= 0,825;
следовательно, к. п. д. винта изменится в 1,082 раза,
так как
«^_W = ),O82.
К,Ф 0,825
Так как тяга мотора изменится таким образом
больше, чем на 8%, а расход мощности на ускорение
самолета составляет меньше 8О°/о располагаемой мощ-
ности, то длина разбега изменится больше, чем на
Ю°/о. Поскольку летом температура у земли бывает
порядка + 25°, а зимой — 30°, то это значит, что длина
разбега самолета в течение года будет изменяться
более, чем на 15°/0 за счет изменения к. п. д. винта.
Из всего изложенного вытекает, что при проведе-
нии лётных испытаний самолетов необходимо учиты-
вать изменение к. п. д. винта.
Для дальнейшего уточнения результатов испытаний
необходимо исследовать вопрос о влиянии атмосфер-
ных условий на сх самолета.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение ............................................. 3
1.	Влияние температуры наружного воздуха на коэфициент
полезного действия винта на режиме Ушах................ 4
II.	Построение номограммы для определения поправок в
Ушах за счет изменения к. п. д. винта.................. 6
III.	Возможные погрешности номограммы . . . .......... 7
IV.	Целесообразность внесения поправки fr. в Ушах самолета 9
V.	Приведение к. п. д. винта к стандартным условиям при
определении скороподъемности самолета................. 15
VI.	Приведение к. п. д. винта к стандартным условиям при
определении длины разбега самолета...............•	. .	17
Разр. к печ. 29/IX-1945 г.	U/4 п. л., 0,79 авт. л.
Г-18111	Типо-литография ВВА	Зак. 165