НЕСУЩЕГО ВИНТА

Расчеты делаются при нейтральном положении автомата перекоса (бв = 5К= 0) (результаты обозначены штрихами). Для определения ха­рактеристик при отклоненном автомате перекоса по формулам (1.2), (1.3) находятся V’yH (оф), 6’0, определяются характеристики при бв = 5К = 0, ко­торые пересчитываются на заданные значения 6В, 6К по формулам

Т = Ґ + АТ; Н = Н’ — Г'(0,8В + D25K) + AH’ ;

S = S’ + Г'(£>ібк — £Мв) + AS’; (1.123)

N = N’ — {М’хн </>Jc — M’ZH*ls) coH + AN’.

Формула для N получена при использовании уточненных выражений (1.78), (1.80) для dmXH, dmZH и подстановке cos /Зл = 1 — /2. Но

эти слагаемые невелики, так что

N = N’ + AN’. (Ы24)

Приведенные формулы пересчета не охватывают моменты Мхн, М2Н, так как они определяются по выражениям (1.88) … (1.90), в которые подставляются уже пересчитанные значения ах, 6,.

В формулы пересчета и в другие использованные нами формулы вхо­дят коэффициенты Ъ, D2, Di, D2 ■ Их вывод имеется в литературе, на­пример в [17]. Здесь же мы приведем окончательные выражения. Коэф­
фициенты D, Di входят в выражения для определения амплитуд 8ls, 81С в зависимости от углов отклонения автомата перекоса:

«1, = -^1«в + D28k, 81с = Ъ28в + £>, 6К;. (1.125)

A = (Ran/lji)cos(au — А^ап — со);

(1.126)

^2 — С-^ап/^л ) (*^п — Al^an — )•

Здесь Лап — радиус автомата перекоса; /л — размер рычага управления углом установки лопасти. Они, а также углы ац, Афяп, с0 показаны на рис. 1.33.

У винта с регулятором взмаха приращения амплитуд *pls, iplc равны

AiPis = (5i* — кб1с)/(1 + к2) = — Dx 5В + D28k

, (1.127)

А^1С = (51С + кб1 s)/( 1 + К ) = £)1§к+ ^2§в;

Di = (Dj + к/>3)/(1 + к2);

(1.128)

D2 = (£>2 — kDi )/(1 + к2).

Обратимся к результатам расчетов. Кривые tH = /(oj,) (см. рис. 1.1) можно разделить на два участка: досрывной, где тяга существенно зави­сит от углов атаки и установки винта, и срывной, где эта зависимость слаба. На переходном участке, занимающем Да’н — 5°, наблюдается про­явление зависимостей, характерных для срывного участка (увеличение а1, Л^проф)’ но количественно они не имеют определяющего значения. Граничный между участками угол атаки а’н ср в небольших пределах колеблется для разных зависимостей (Т, at и др.), но для простоты ап­проксимации кривых (см. разд. 2.3) примем, что величина а’н ср для всех зависимостей одинакова и определяется по кривым тяги. На рис. 1.1 тонкими линиями показаны два линеаризованных участка каждой из кривых, и кружком выделены Он. ср> ?н. ср- срывном участке кри­вые линеаризируются в интервале от а’н ср до а’н ср + 10°,так как боль­шее углубление в срыв приводит к недопустимому увеличению статичес­ких и переменных нагрузок в лопастях и автомате перекоса.

Из рис. 1-Ій 2.9 видно, что при 50 = const досрывные участки кри­вых при всех uZH сливаются, но а’н ср и tH ср сильно зависят от со2н. Например, для винта, для которого составлены табл. 1.2 и 1.3, при с32н = = -0,02 ?н. ср = 0,16, апРи w2H = 0,02 fH Cp = 0,25.

Зависимость tH Cp от со2н можно получить аналитически, приме­няя подход к определению tH cp, предложенный в [10].

Когда ш2Н Ф 0, то при фл = 270° углы атаки сечений лопасти изменя­ются так, что соответствующее началу срыва значение коэффициента тяги

изменяется: Дтн ср 2,6/г сё2н [ 1 — 0,85 д(1 — ц)]. Например, на д = 0,4 при ^. = 1,2 Дгн, ср « 2,5 ш2н.

Рис. 1.17. Зависимость допус­тимого коэффициента тяги от

—— срыв на Фл = 270’;

— — — срыв на ф л = 90°

На режиме висения при согн Ф 0 на фл — 90° или фл = 270° углы атаки се­чений лопасти увеличива­ются, и tHC р уменьшается (рис. 1.17, а): Д? нср ss — 2,6/г | coZH |. Та­ким образом, uiZH изменяет границу срьша так, как показано на рис. 1.17,6.

Приведем полученные по методике, описанной в разд. 1.3 и 1.4, расчет­ные данные, иллюстрирующие, насколько велики на режиме висения махо­вое движение лопастей и изменение аг по фл. При со2Н = 0,02 … 0,04, 50 =

= 20°, /г = 1,25 получается: а1 = 5 … 10°, аг=1 = 15 … 20° на фл = 90° и аг=1 = 5° … 0 на фл = 270°, Гн-ср = 0,27 … 0,23 (при согн = 0 Гн. ср = — 0,32 при 50 = 24° ).

Рассчитанные по методике разд. 1.4 Дгн ср меньше, чем по приве­денным выше формулам. Учет изменения индуктивных скоростей несу­щего винта при криволинейном движении приведет к дальнейшему умень­шению AtH ср . Исследование неуправляемого вращения вертолетов (разд. 3.5) также свидетельствует о том, что Дгн ср меньше. Таким об­разом, приведенные формулы выявляют в общем виде зависимость Гн ср от со2Н и д (рис. 1.17), но количественно гн желательно определять по более точному методу.

Коэффициент tH (см. рис. 1.1) слабо зависит от cJXH на срывных режимах и еще меньше — на досрывных, где по линейной теории Дгн = = ат дссхн/4. Так, при д = 0,4, йзхн = 0,02 приращение Дгн — 0,01. Поэтому, как сказано в разд. 1.1, принято, что? н не зависит от сохн.

Продольная сила несущего винта (см. рис. 2.10) увеличивается при увеличении угла атаки винта как на досрывном, так и на срывном участ­ках. Изменение Н’ по w2H, т. е. демпфирование винта, зависит от а’н и б0 . При каждом 50 на досрывном участке есть узкий диапазон а’н,

где кривые смазными согн пересекаются. Здесь производная (Я’)Ыгн —0. При 50 = 2 этот диапазон расположен в районе Т = 0, а при 50 > 9° он приближается к середине участка, так что при этих 60 и малых 7Н изменение Н’ по со2Н соответствует отрицательному демпфированию движения (но у вертолетов с выносом горизонтальных шарниров момент

MZH создает положительное демпфирование, так как а JZH<0).

Боковая сила S’ у винта с компенсатором взмаха к = 0,5 отрица­тельна (у винта левого вращения сила направлена вправо). Она изменя­
ется от нуля при Т= 0 до s’H = —0,013 (80 = 16°) и s’H = —006 (50 = = 2°) при? н = /н ср, cjxh = coZH = 0. На срывных режимах направлен­ная вправо сила продолжает увеличиваться. Уменьшение 50 уменьшает абсолютную величину силы 5′, что приводит к кренению вертолета влево. Изменение S’ по сохн аналогично изменению Н1 по согн: на досрывных режимах полета есть области отрицательного демпфирования.

Момент М’Х11 в прямолинейном полете мал при всех а’н и 50 (винт с к = 0,5). Демпфирование крена всегда положительно; оно возрастает на срывных режимах, особенно при больших 50, где составляющая мо­мента, равная Мк ау /2, велика. Демпфирующий момент при вращении вправо больше, чем при вращении влево в основном из-за разницы в ве-

личинах Mv.

Момент MZH возрастает при увеличении ан и 50 ; на срывном участ­ке при больших 50 он весьма велик. Из-за увеличения M’zn и Н’ на срывных режимах может возникнуть дефицит в пикирующем моменте вертолета (при полностью отведенной вперед ручке), требующемся для вывода вертолета из перегрузки; в этом случае эффективным средством является уменьшение б0. Эти вопросы подробно рассмотрены в разд. 3.1.

Мощность несущего винта (рис. 1_Л8, 1.19) при малых и средних зна­чениях 5о (при всех 50 на малых VH) на середине досрывного участка имеет максимум, соответствующий наибольшей пропульсивной силе вин­та. При увеличении угла атаки мощность, как и пропульсивная сила, умень­шается. При а’н > 0 и при малых и средних 50 винт переходит на режим самовращения (т*н + ^тсж = 0)> а на больших 60 при увеличении а’н начинается срыв потока, и режима самовращения нет. При маневрах с малыми и средними 50 на положительных углах атаки несущий винт вы-

Рис. 1.18. Зависимость коэффициента мощности от <*„, б„, <*>хн; taZH =0:—————- а>хн ~ = 0;——— <JXH =0,02; — ——— wXH = — 0,02

Рис. 1.19. Зависимость коэффициента мощности от а’н, ыхи; ojzh — О: — ojxh =0; u*H = 0,02; cjxh = — 0,02

ходит на режим с отрицательной мощностью, так «гто возможна раскрут­ка несущего винта и срабатывание муфты свободного хода. Режим само­вращения наступает и при отрицательных углах атаки, но при этом гн < 0 (см. разд. 4.5.2). Мощность несущего винта зависит от согн, а также от cjxh, особенно на срывных участках. При повороте вертолета с винтом левого вращения вправо мощность увеличивается, а при повороте влево — уменьшается, но на меньшую величину.

Кривые т* н сложны для аппроксимации, поэтому при моделиро­вании используется формула (1.103) и графики Л^роф или т*роф (см. рис. 2.15). Минимальные значения ш*роф увеличиваются при увели­чении 50 (см. табл. 1.2, 1.3). В диапазоне малых Гн коэффициент/л*роф при увеличении /н изменяется мало, затем начинается рост ш^роф, а в срывной области увеличение т*роф весьма интенсивно. На досрывных участках иі^роф увеличивается при поворотах вертолета со скоростями сохн и и>2я любого знака. На срывных участках влияние согн проявля­ется в соответствии с ее влиянием на критический угол атаки: при ш2И > 0 а’н ср увеличивается и w*po^ уменьшается. Если <охн > 0 (поворот влево), на срывном участке слабо уменьшается т„р0ф, если ojxh < 0 — существенно увеличивается. Влияние числа М0 на мощность описано в разд. 2.3.