авторотация

Схемы скоростей набегающего на сечение лопасти несущего винта потока и действующих в этом сечении сил в режиме авторотации.

авторота́ция (от греч. autós — сам и лат. rotatio — вращение).

1) А. винта — режим работы несущего (воздушного) винта, при котором энергия, необходимая для его вращения, отбирается от набегающего на винт потока. Режим А. является рабочим для автожира, а на вертолёте (самолёте) возникает при отказе (выключении) двигателя (силовой установки). Набегающий на винт поток при снижении вертолёта (самолёта) образуется за счёт уменьшения потенциальной энергии летательного аппарата (у двух- или многовинтового самолёта энергия набегающего потока, идущая на вращение винта отказавшего двигателя, создаётся остальными, работающими, двигателями). А. отличается от других режимов работы несущего (воздушного) винта тем, что крутящий момент на валу винта равен нулю (практически очень мал), а тяга винта (сопротивление) весьма значительна (равна, например, весу вертолёта или автожира). Известно, что на режиме А. прикомлевые сечения лопасти несущего винта обтекаются потоком с большими закритическими углами атаки, средние сечения — с большими докритическими углами. В этих сечениях аэродинамические силы и моменты создают тормозящий вращение винта момент. Концевые же сечения, обтекаемые с малыми и средними углами атаки, создают момент, ускоряющий вращение винта. На схеме скоростей набегающего на лопасть потока и сил в некотором сечении лопасти (см. рис.) показан случай, когда момент сил относительно оси вращения винта равен нулю. Режим А. несущего винта (поток набегает снизу) устойчив при малых положительных углах установки лопасти, что позволяет при отказе двигателя перевести вертолёт с режима моторного полёта на достаточно пологое планирование и совершить безопасную посадку с пробегом по-самолётному или без пробега с применением энергичного торможения вертолёта за счёт увеличения угла атаки несущего винта и угла установки лопастей перед моментом посадки (используется кинетическая энергия снижения вертолёта и вращения несущего винта). Посадка на режиме А. со снижением по вертикали не применяется, так как в этом случае установившаяся скорость снижения примерно вдвое больше, чем при планировании с горизонтальной составляющей скорости, и безопасная посадка практически невозможна. Однако в отдельны случаях А. может быть использована для увеличения скорости снижения вертолёта.

Вращения воздушного винта самолёта на режиме А. стремятся избежать, так как вращающийся винт создаёт большое сопротивление, заметно увеличивая скорость снижения самолёта. В этом случае лопасти винта устанавливают в так называемое флюгерное положение — плоскости хорд лопастей примерно совпадают с направлением набегающего потока (углы атаки сечений минимальны), винт перестаёт вращаться и имеет гораздо меньшее лобовое сопротивление.

2) А. двигателя — режим работы газотурбинного двигателя в полёте, когда ротор вращается за счёт скоростного напора (без сжигания топлива в камере сгорания). Приведённые параметры ГДТ любой конструктивной схемы на режиме А. однозначно зависят от Маха числа полёта М_∞ в области условий полёта, в которой коэффициент полезного действия элементов газотурбинного двигателя не зависят от Рейнольдса числа при отсутствии отбора мощности от ротора и отбора воздуха от компрессора и неизменных или изменяемых по законам подобия положениях регулирующих устройств. А. двигателя обычно характеризуется частотой вращения ротора (роторов). Приведённая частота вращения ротора при А. возрастает по мере увеличения числа М_∞, по зависимости, близкой к линейной, до тех пор, пока не будет достигнуто критическое истечение в реактивном сопле или на выходе из турбины. Приведённая частота вращения при А. при прочих равных условиях выше у газотурбинных двигателей, имеющих меньшую температуру газа перед турбиной и бо́льшую степень повышения давления в компрессоре на расчётном (максимальном) режиме. У многовальных двигателей наибольшие частоты вращения характерны для роторов высокого давления. При отказе двигателя режим А. в общем случае более благоприятен, поскольку аэродинамическое сопротивление двигателя в режиме А. меньше, чем у остановленного двигателя. Кроме того, привод электрогенераторов и насосов гидравлических систем летательного аппарата осуществляется от двигателей; А. облегчает также повторный запуск заглохшего двигателя.

3) А. крыла — то же, что самовращение аэродинамическое.

Литература:
Братухин И. П., Автожиры. Теория и расчет, М.—Л., 1934;
Гессоу А., Мейерс Г., Аэродинамика вертолёта, пер. с англ., М., 1954;
Юрьев Б. Н., Избранные труды, т. 1, М., 1961;
Литвинов Ю. А., Боровик В. О., Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей, М., 1979.

Е. С. Вождаев, Ю. А. Литвинов.