ПОТРЕБНАЯ и РАСПОЛАГАЕМАЯ МОЩНОСТИ

В установившемся горизонтальном полете мощность, подводимая к несущим винтам, расходуется на преодоле­ние момента сопротивления вращению несущих винтов и на преодоление сопротивления ненесущих частей вертолета (вредного сопротивления). Поэтому суммарная потребная мощность будет состоять из индуктивной, профильной и вредной мощностей:

А^потр == А/иид ;"H^Vnp +І NBp.

Индуктивная мощность (л. с.) затрачивается на пре­одоление сопротивления, возникающего на каждой из ло­пастей за счет отклонения назад суммарной подъемной силы Ул:

Из формулы тяги идеального винта в поступательном полете (§ 5)

Т

2pF ом У

Из формулы видно, что чем больше скорость полета, тем меньше средняя потребная индуктивная скорость, а следовательно, и мощность на преодоление индуктивного сопротивления.

На режиме висения индуктивная мощность максималь­ная, она составляет около 75% всей потребной мощности на висении, так как в этом случае г>’мии. С увеличением скорости полета индуктивная мощность уменьшается и на максимальной скорости составляет около 15% потребной мощности. С увеличением высоты полета индуктивная мощность возрастает, так как при уменьшении плотности воздуха р увеличивается г/ .

Профильная мощность (л. с.) затрачивается на преодо­ление профильного (лобового) сопротивления лопастей не­сущих винтов:

где Qnp — среднее профильное сопротивление лопастей; со —угловая скорость вращения несущих винтов;

г — расстояние точки приложения равнодействую­щей профильного сопротивления от оси враще­ния.

На режиме висения профильная мощность составляет около 25% всей потребной мощности. С увеличением ско­рости полета профильная мощность возрастает, так как среднее профильное сопротивление лопастей растет пропор­ционально квадрату скорости обтекания, а также в связи с увеличением угла установки лопастей. На максимальной скорости полета профильная мощность составляет около 30% всей потребной мощности.

С увеличением высоты полета, несмотря на падение плотности воздуха, профильное сопротивление, а следова­тельно, и мощность возрастают. Это объясняется тем, что с уменьшением плотности воздуха уменьшается его се­кундный расход и тяга несущих винтов падает. Поэтому летчик вынужден увеличивать угол установки лопастей, что ведет к росту Сх п]>> от которого зависит Qep. Рост сх пр сказывается существеннее, чем падение плотности воз­духа.

Вредная мощность (мощность движения) (л. с.) затра­чивается на создание поступательного движения вертоле­та, т. е. на преодоление сопротивления его ненесущих ча­стей:

СврУ 75 *

На режиме висения вредное сопротивление практиче­ски равно нулю, так как отсутствует перемещение верто­лета. Фюзеляж и оперение на висснии создают сопротив­ление потоку воздуха, отбрасываемому несущими винта­ми, но это сопротивление сравнительно мало и им можно пренебречь. С ростом скорости полета вредная мощность быстро растет (пропорционально I/3) и на максимальной скорости составляет около 55% всей потребной мощности.

€ увеличением высоты полета при постоянной прибор­ной скорости вредная мощность будет возрастать, так как растет истинная скорость, влияние роста которой сказыва­ется сильнее, чем падение плотности воздуха.

Сумма всех потребных мощностей даст общую, потреб­ную для полета вертолета мощность (рис. 1.28). С увели­чением скорости полета потребная мощность вначале уменьшается за счет уменьшения Л^д, а при дальнейшем разгоне увеличивается в основном за счет увеличения А^вр — Наибольшая мощность требуется на максимальной скорости.

Увеличение полетной массы вызывает увеличение удель­ной нагрузки на ометаемую площадь и, следовательно, увеличение погребной тяги, рост которой достигается уве­личением общего шага и увеличением мощности, подво­димой к несущим винтам. Изменение потребной мощности от массы

С увеличением высоты полета потребная мощность из­меняется по сложному закону. Грубо можно считать, что мощность для горизонтального полета с увеличением вы­соты увеличивается пропорционально росту истинной ско-

требных мощностей с увеличением высоты сдвигаются вверх и вправо, скользя по касательной, проведенной из начала координат к кривой, соответствующей нулевой вы­соте (рис. 1.29).

Располагаемая мощность — это мощность, которую может развить силовая установка в условиях полета с

учетом потерь. Она определяется как разность между эф­фективной мощностью двигателей и суммарной потерей мощности:

N раси — (^ред "Ь -^вснт :"Н -^агр "Т ^вх ”Ь| ^обогр)>

где А/ред —потери в редукторе (4—6%);

М>снт — мощность на привод вентилятора (1—2%);

Warp—мощность на привод агрегатов (0,7—2%);

Nbx — потерн мощности во входных устройствах дви­гателей (1—2%);

Л^обогр — мощность на обогрев кабин и отсеков (1—3%), Отношение располагаемой мощности к эффективной на­зывается коэффициентом использования мощности, кото­рый для соосных вертолетов с ГТД имеет величину

S _ _Л^асп_ ^ 0,85 ___ 0,дз

Зависимость располагаемой мощности от высоты поле­та и температуры окружающего воздуха выражается вы­сотными и климатическими характеристиками (рис. 1.30). С изменением скорости полета располагаемая мощность практически остается постоянной.