Характеристик несущего винта

На режимах ’’вихревого кольца” определение аэродинамических харак­теристик винта производится на основе экспериментальных данных^ В эксперименте находятся коэффициенты ст, сн, тк в зависимости от VH, а„ , 5о. по ним вычисляется средняя по площади винта индуктивная ско­рость v, и она, отнесенная к средней индуктивной скорости на режиме висения vBIIC, принимается справедливой для определения коэффициен­тов сТ сд, тпк и углов установки 50 других винтов, отличающихся коэффициентом заполнения, профильным сопротивлением и, в каких-то пределах, формой лопастей. Величина v = v/vBIIC, как показала обработ­ка ряда экспериментов, зависит от безразмерной скорости винта VH и угла тн между равнодействующей аэродинамических сил винта RH и нор­малью к Гн :

v = /(Fh. t„)- (ЗЛ)

Таким образом, эксперименты показали, что такая зависимость, су­ществующая на режимах струйного обтекания (см. формулу (1.35)), сохраняется с приемлемой точностью и на режимах ’’вихревого кольца”.

гн = arcsin ( — ХаH/RH) — он + arctg(cH/cT) s ан;

vBHC = V’^rT/25 = 2/m/FAIcjHRB; (3.8)

У„ = VJUC = V„B/2yf^/FA.

Средняя индуктивная скорость определяется по формуле V Э£ sR = тиндоВ2/сЛнФ, (3.9)

причем коэффициент индуктивных потерь

^инд — «к — тпроф — Vyn + ^нКхн ~

^проф — cRh їіпт’н/^- (3.10)

Отметим, что формула (3.9) и аналогичные формулы этого раздела могут быть уточнены в соответствии с выражениями (1.118) или (1.118* ).

Коэффициент профильных потерь на режимах ’’вихревого кольца” при V < 1,5 принимается таким же, как на режиме висения; он зависит только от ст и находится по экспериментальным точкам, относящимся к режиму висения:

^проф — ^профвис — ^к. вис — (3.11)

Одна из экспериментальных зависимостей (3.7) показана на рис. 3.37. Такие зависимости имеются в литературе и заметно отличаются друг от друга: максимум ^изменяется от 1,65 до 2,1 и находится на V= 0,8 … 1,5. Поэтому для повышения точности расчетов необходимо провести экспе­римент с моделью винта, максимально приближающейся к натуре.

Расчет крутящего момента несущего винта удобно выполнять по сле­дующим формулам. Исходное выражение

тк ^профа *	cRh (уФ/Д2 — rHsinrH)
представим в виде
тк ~~ ^проф °	уф/В2 — VH sin тн ,	(3.12)
где
тк тк/cRh’,bwc ^шк/сКн ’ ^проф = 25»1Пр0ф/С/{н •	(3.13)

Формула (3.12) приобретет большую определенность, если выра­зить тпроф через относительный КПД несущего винта на режиме висения

г?° = с^2н/2тик. вис = с^д/2(»гПр0фВисо + Фс^212В ).

Принимая тпроф =тпроф-вис, получим

тпроф° = Я/*10 — Ф/В2.

Таким образом,

тк = В/г)о + Ф (v" — 1 )/В2 — KHsinTH. (3-14)

Выделяя коэффициент мощности идеального винта тид = v — VH sinTH, получим

mK = ™Ид + v($/52 — 1) + В/тіо — Ф/В2. (3.15)

На режиме висения (рис. 3.38) mK = J,3 … 1,5, на режиме авторотации по вертикали (тн = 90°) Vyg = -^VH = —1,7 … —1>9, следовательно, если вертолет имеет высокий rjo, го Vyg = — (3,5 … 3,9) Vm/FA. Из гра-

>v

фика видно, что в диапазонах малых VH и углов т„ от 90° до ~45 при увеличении скорости 7ик возрастает. Это — одна из особенностей режима ’’вихревого кольца”, являющаяся следствием увеличения индуктивных скоростей в плоскости вращения винта. Чтобы установить в общем виде, какие режимы снижения соответствуют той или иной мощности, примем

ан = тн = — arctg (с„/ст) at тн.

Рис. 3.37. Зависимость безразмерной средней индуктивной скорости от безразмерной скорости несущего винта

Формула справедлива при малых скоростях полета, когда угол тн боль­шой, а сн < ст. Следовательно, Vxn = VH cost^ VyH = — VH sin rH. Ис­пользуя эта соотношения, перестроим график тк в виде зависимости VyH = f(vxн) для ряда значений тк = тк/тквнс (рис. 3.39). В рас­смотренном примере mKmax = 1,23 при VH =J),6 … 0,7; тн = 70°; при вертикальном снижении шктах = 1,19 (при VyH = -0,7 … 0,8). Мини­мальное значение мощности при вертикальном^снижении в пределах малых скоростей полета шК1ПШ = 0,97 на скорости VyH = -0,2 … -0,3. В нача­ле координат тк = 1,0. На графике проведен луч в = — тн я» — 35°. Это максимальный угол наклона траектории, при котором во всем диапазо­не скоростей мощность двигателя не возрастает с увеличением скорости; при в = -35° тк= 0,87, производная дтк/ЭКн = 0.

Средняя индуктивная скорость (см. рис. 3.37) может быть исполь­зована для приближенного определения угла установки винта б0 в зави­симости от ст «« Crh, Vh, ан. Применяются формулы линейной теории:

ст ~ аааоВ[{‘4> — oto) В213 + (VH sin ан — у)Д/2];

80 = tp + ka0; а0 = 7Л [(у? — <*о)Я4/4 + (FHsinaH — v)S3/3].

(3.16)

Здесь aQ — угол нулевой подъемной силы профиля лопасти.

Предельные значения воздушной скорости VVH

Необходимость в ограничении вертикальной скорости снижения обус­ловлена особенностью зависимости ст от FH и ан на режимах ’’вихревого кольца”. Такая зависимость для угла установки б0 = const показана на рис. 3.40. При углах атаки до ~35° ст возрастает при увеличении Ун. При углах атаки более 35° ст возрастает только до относительной скорос­ти 0,02 … 0,03, а затем из-за увеличения индуктивной скорости в плос­кости вращения винта начинает уменьшаться. После достижения скорости VH = 0,045 …0,055 снова начинается возрастание ст. Такой характер кри­вой называют ’’ложкой”. Наибольшее уменьшение ст происходит при а„ = 60 … 70° и составляет 17 … 20 % от величины ст на режиме висения; для компенсации уменьшения ст угол установки винта должен быть уве­личен на 1,5 … 2°. При углах ан = 90 — 80° и 50 — 40° эти цифры мень­ше: 9 — 15 % и 1,0 … 1,5°. Таким образом, в областях малых скоростей Vu в зависимости ст = /( FH) при всех 50 и больших с*н наблюдается ’’лож­ка”, следствием которой являются не одно, а два — три равновесных зна­чения VH при одних и тех же ст, ан, 50> т- е — возможны установившиеся снижения с разными VH. При одном из этих значений, при котором Эст /Э VH < 0, вертолет находится в неустойчивом равновесии, так что установившееся снижение практически невозможно. ’’Ложку” имеют также кривые сн, тхн, что в сочетании с неустановившимся маховым движением лопастей приводит к разбалансировке вертолета.

Рассмотрим зависимость сТ — /(FH, otH) при некотором постоянном значении 50. Пусть, для примера, вертолет находится в равновесии при ст -= 0,017. Возможные сочетания VH, ан определены по рис. 3.40, пере-

0 1 vxlt 1,6

Рис. 3.40. Зависимость коэффициента тяги винта от Ин, ан при б0 = const

считаны в связанные координаты Vхн = Vn cosaH, Уун — — FHsinaH и по­казаны на рис. 3.41, а. Видно, что совокупность возможных режимов полета с ст = const, §0 = const^образует одну или две кривые. Эти кривые разделяют плоскость ( VXH, Уун) на области, в которых ст больше или меньше 0,017. На рис. 3.41, б для двух значений б0 эти области обозна­чены. Очевидно, что режимы полета со значениями Уун, VXii, лежащими на штриховой линии, являются неустойчивыми, так как небольшое уве­личение (по абсолютной величине) вертикальной скорости (намеренное или случайное в результате атмосферного возмущения) приводит к умень­шению ст, из-за чего скорость увеличивается еще больше. Аналогично уменьшение вертикальной скорости приведет к увеличению ст и даль­нейшему уменьшению VyH. На рис. 3.41, а пунктирной кривой выделена область неустойчивых режимов полета, охватывающая все углы 60; вид­но, что для данного значения ст она распространяется на некоторый ин­тервал вертикальных и малых горизонтальных скоростей полета от Уун — — (°’°2 °’03) Д° vyn — — (0,05 … 0,08) И от VXH = 0 до Ухн =

= 0,03 … 0,04. Если, например, coHR = 215 м/с, то V а* -5 м/с и Ухи = = — 12 м/с, а Ухн = 0 и Ухн = 30 км/ч.

Наиболее опасное проявление режима ’’вихревого кольца” состоит в том, что вблизи границы этого режима, при увеличении вертикальной скорости начнется самопроизвольное ускоренное снижение вертолета до достижения одной из точек, лежащих на нижней границе. На некоторое время вертикальная скорость увеличится еще больше, а затем установит­ся снижение с параметрами этой точки. Какая это будет точка, зависит от того, как изменил летчик во время снижения угол установки винта (мощность двигателя) и горизонтальную скорость полета. Эту точку не­трудно определить с помощью графика на рис. 3.39: видно, что Vyg за­висит от отношения тк = NejNeayic (от мощности двигателя и потребной мощности для висения), т. е. от полетной массы и других условий полета. Увеличение горизонтальной составляющей скорости полета приводит к уменьшению Vyg, поэтому для быстрейшего вывода вертолета из режи­ма ’’вихревого кольца” нужно увеличить Vxg. Ориентировочно, если гори­зонтальная скорость будет 0 … 10 км/ч, то равновесная вертикальная скорость yyg = 10 … 15 м/с, а если Vxg = 15 … 25 км/ч, то Vy„ ~ 6 … 9 м/с. Следовательно, разрыв между равновесными значениями Vyg составляет ~ 7 м/с при меньшей Vxg и ~4 м/с — при большей. За время снижения потеря высоты велика: около 400 м в первом случае иоколо250м-во втором (если летчик не увеличивает yxg).

Переход вертолета от одного установившегося режима снижения к другому иллюстрируется также графиком на рис. 3.42, где для Т = mg и некоторого закона изменения Vxg (на рис. 3.42 — Vxg = const) пока­зана зависимость Адв = f(Vyg). Если на режиме снижения {N0, УуХо)

летчик уменьшил N и допустил скорость IVygl > I Vygl I, то даже при уве­личении мощности до N асп вертикальная скорость снижения увеличит-

Рис. 341. Зависимость VyH от VXH и 60

Рис. 3.42. Зависимость мощности двигателя от скорости снижения вер­толета

Области неустойчивых режимов для ряда значений ст показаны на рис. 3.43. График строится в координатах VXH, VyH (а не VXH, Vyii), так как в этих координатах различие границ областей для разных ст меньше.

Из формул (3.16) видно, что при 50 = const начало уменьшения^, т. е. верхняя граница области неустойчивости, соответствует значению VH, при котором сумма v — Гн sin тн имеет минимум, а нижняя граница — максимум. Экстремумы кривых ст пологи.

У одновинтовых вертолетов проход режимов ’’вихревого кольца” сопровождается рядом явлений, усложняющих полет, но при достаточ­ном запасе высоты он может выполняться летчиками средней квалифи­кации. Что касается режимов установившегося полета, то скорости вбли­зи зоны должны ограничиваться, особенно при высотах полета менее 400 … 500 м.

^ Сочетания составляющих воздушной скорости несущего винта VXH, VyH, при которых наступает режим ’’вихревого кольца”, могут встре­титься не только при снижении вертолета по крутой траектории, но и при маневрах, если летчик ошибочно допустил уменьшение скорости поле­та до 0 … 40 км/ч при большом угле атаки. Такие ситуации могут возни­кать при горке, форсированном развороте, торможении, при форсирован­ном повороте или повороте на горке, выполняемых с внешним сколь­жением или при боковом ветре. Это одна из причин, по которой может ограничиваться минимально допустимая скорость полета при выполнении

Рис. 3.43. Зависимость Vj>h/vbhc от VXH/Bitc при разных значениях Cf = const: О

—— ~сті > -— СТ2;———- сТз; — • — с-ц

маневров. При описанных выше случаях ’’вихре­вое кольцо” менее опасно, чем при больших ско­ростях снижения, так как оно не сопровождается большой потерей высоты.

Предельные значения воздушной скорости Уун для одновинтового вертолета находится по рис. 3.43. Поскольку выход из режима’"вихре­вого кольца” при увеличении VXH проще и поте­ря высоты меньше, (так как на границах ’’вих­ревого ^кольца” VyH меньше), то предельное зна­чение Гун целесообразно принять равным^ зна­чению VyH для VXH = 0,2. При этом для VXH <

<0,2 будет некоторый запас по Уун, и предельное значение Ууи одно и то же на всех FXH, что проще для летчиков. Таким образом, чтобы^не по­пасть на режим ’’вихревого кольца”, нужно в диапазоне скоростей VXH от 0 до 0,5 … 0,7 иметь Уун > -0,3 … —0,5. Этим данным соответствуют сле­дующие размерные величины;

ухн = 0 …(1,1 … 1,6)y/mgny/AF; Гун = -(0,2 …0,3)Vmgny/AF.

(3.17)

Здесь масса вертолета имеет размерность кг, Уун — м/с, Ухн — км/ч.