С ПОВОРОТНЫМИ ВИНТАМИ И ВИНТОКРЫЛА

На рис. 4.38 показаны скорость V и коэффициенты*^, схр аэроди­намической силы в характерном сечении лопасти на режиме самовращения. Нетрудно убедиться, что dmKH = при выполнении условия: суд sin (аг — — Vr) = схр COS (“г — *г) или

*!■ в “г — arctg (схр/суа). (4.61)

В действительности такое характерное сечение есть только при верти­кальном снижении вертолета. Сечения, расположенные ближе к комлю и имеющие меньшие сонг, и, поэтому, большие аг, создают dmKH < 0, а концевые сечения — dmKH > 0, т. е. тормозят лопасти. При самовращении с Vx > 0 винт создает моменты, вращающие лопасти, находящиеся на фл » 180 … 360°, где у них большие аг, и моменты, тормозящие лопас­ти — на фл 0 … 180°. Тем не менее, выражение (4.61) характеризует условия, при которых средний по площади винта крутящий момент ра­вен нулю.

На рис. 4.39 показан построенный по (4.61) график угла установки характерного сечения на режиме самовращения ipr в зависимости от аг для типичного профиля лопасти. Кривые разделяют плоскость графика на области, где ткн > 0 и тки < 0. Видно, что самовращение возможно как при аг > 0 (Гн > 0), так и при аг < 0 (tн < 0). При обычном для вер­толетов Vo min — 2° самовращение возможно при аг > 4°, т. е. при tH> 0,08 … 0,11. Точка 1 соответствует характерному сечению лопасти у вертолета при горизонтальном полете (тки > 0), а точка 2 — на режиме самовращения при том же tH, следовательно, при той же, что при гори­зонтальном полете, о>н. Кривая, соединяющая точки, отражает переход вертолета на режим самовращения.

Обратимся к результатам моделирования перехода на режим само­вращения вертолета с поворотными винтами в случае отказа двигателей на скорости 450 … 500 км/ч при самолетной конфигурации (ен = 90°). Изменение параметров вертолета по времени показано на рис. 4.40. На исходном пропеллерном режиме несущий винт имел: 60 = 50°, «н = = 100 %, tH = 0,04. Сразу после отказа двигателей (t = 0) окружная ско­рость несущего винта стала уменьшаться, но через 0,8 с, еще до уменьше-

Рис. 4.39. Области положительных и отри­цательных крутящих моментов несущего винта:

кривые А — условия самовращения: ткн = = О

ни я угла установки винта, достигнув сoHR = 90 %, начала восстанавливать­ся. Объясняется это тем, что на исходном режиме несущий винт имел малые углы атаки, и небольшое уменьшение cjhR привело к тому, что они стали отрицательными [3], так что винт попал в область шкн < 0 (точ­ка 4 на рис. 4.39; точка 3 — исходный режим). Через 1 с после отказа двигателей летчик начал плавное уменьшение угла установки винта 50 и перевод в вертолетную конфигурацию (уменьшение €н). За время от 1 до 9 с окружная скорость винта увеличивается до ~ 150% при отрица­тельных fH. При 60 = 17° V = 250 км/ч винт выходит из режима само­вращения (точка 5 на рис. 4.39) и начинается торможение до сoHR = 80%. Как показывают расчеты, на этой V самовращение винта при ан > —40° невозможно (рис. 4.41). Наконец, при t 2 15 с 50 = 2°, ен = 0, «н ї — 10°, fH 2 0,16 снова наступает режим раскрутки винта (точки 6, 7 на рис. 4.39) уже при обычных для вертолета параметрах. Увеличение высоты полета в процессе перехода на установившееся планирование с V = 150 … 180 км/ч, сокЛ = 120 % (это номинальное значение сoHR при вертолет­ной конфигурации) составило 200 м. Таким образом, моделирование показывает, что при отказе двигателей на большой скорости полета в са­молетной конфигурации возможен переход на установившееся планиро­вание в вертолетной конфигурации. Однако описанный переход намного сложнее, чем у обычных вертолетов. Значительное изменение сoKR вин­та во время перехода связано с серьезными конструктивными затруд­нениями.

Переход винтокрыла на установившееся планирование после отка­за двигателей не связан с необходимостью перевода винта с ен = 90° до

Рис. 441. Области самовращения винта с круткой лопастей 30° при положительных и отрицательных углах атаки:

(и>нЛ = 210 … 230 м/с); 1 — области самовращения; 2 — самовращение при V = = 500 км/ч; б0 = 48°; ынЛ = 180 м/с ен = 0 … —10° и изменения угла атаки винта от —90° до +5 … 15°, по­этому он выполняется так же, как у обычного вертолета. Особенность заключается в том, что максимальная скорость винтокрыла больше, чем у вертолета, и поэтому переход должен быть возможным при больших скоростях. Это существенно усложняет переход: увеличиваются разба­лансировка винтокрыла, уменьшается частота вращения несущего винта (коэффициент (і достигает величины 0,7 … 0,9). Поэтому при модели­ровании должен быть найден рациональный метод пилотирования: опти­мальные величина, последовательность, темп увеличения і? и уменьшения 60 , максимально допустимое время между моментом отказа двигателей и началом перемещения огранов управления. Поскольку площадь кры­ла и скорость полета велики, то должно быть обращено внимание на угол атаки крыла во время перехода: срыв с консолей может быть несиммет­ричным, что приводит к дополнительной разбалансировке вертолета. Дол­жен быть изучен вопрос о механизации крыла либо для отдаления срыва, либо для обеспечения стабильности и симметрии срыва.

В процессе перехода из-за увеличения углов атаки винта и крыла подъ­емная сила винтокрыла больше его силы тяжести, так что переход выпол­няется по криволинейной траектории с большим набором высоты.

Поясним, в чем заключаются особенности установившегося планиро­вания вертолета с поворотными винтами и винтокрыла. Установившее­ся планирование возможно, если выполняется условие равновесия: Ry = — mg cost? ~ mg (отметим, что при планировании на режиме самовращения угол б мал, а в — велик, поэтому, когда б и в не известны, использует­ся приближенное равенство Ry » mg; оно справедливо, a Rya я» mg — нет). У аппаратов с большим крылом — вертолеты с поворотными винта­ми и винтокрылы — условие равновесия выполняется только при малой подъемной силе крыла, т. е. на малых скоростях полета: V < 170… 200 км/ч. Характеристики разных аппаратов на режиме самовращения показаны на рис. 4.42. В зависимости от угла установки 5р определены относительные значения тяги винта Т0 и аппарата в целом Ry 0, угол ата­ки винта а’н (при бв = 5К = 0) и аэродинамическое качество винта К. Относительные значения тяги (значения тяги в стандартных атмосферных условиях, отнесенные к нормальной полетной массе)

То = tHp0oF(o)HR}2/2gmHopM;

Rya ~ (^н ^кр * + ^ст) Ро °F(o}HR) /2£Лінорм ■

При анализе графиков нужно иметь в виду, что должны^ выполняться следующие соотношения: при произвольных m, Нр, t Т— Т0Атиорм/т, Ry = Ry0 Атиорм/т; при установившемся самовращения Ку = I, т/Атиоргл = Rу0 . Если Ry0 > 1, то установившееся самовращение воз­можно при т > тп0 м и (или) А < 1, т. е. планирование на Я > 0 и f > 15е.

Сравниваются следующие аппараты: вертолет (крутка лопастей Аїр = = 7,5°, SKp/F = 0,02 … 0,03), винтокрыл (Д^= l, S°,SKp/F = 0,13 … 0,17), вертолет с поворотными винтами в вертолетной конфигурации (Ар = 30°, SKp/F = 0,13 … 0,17, екр = — 10°, т. е. акр < ан). Для пос­леднего аппарата на рис. 4.42, а показаны характеристики при разных сонД. Видно, что установившееся планирование с Ry0 = 1 возможно толь­ко при низкой окружной скорости несущего винта: ~ 180 м/с. При всех S0 Ry0 практически одинаков, следовательно, изменение летчиком 50 не приведет к изменению сонД на установившихся режимах- Так как производная dRyojdb0 ~ 0, то программы аэродинамических расчетов,

использующие методы непосредственных приближений, могут не дать сходящееся решение. Целесообразно определять режимы самовращения, построив график, приведенный на рис. 4.42, а.

На рис. 4.42, б, в показаны характеристики разных аппаратов при со„ Пр = const. Видно, что вертолет и винтокрыл практически не отлича­ются между собой, так как скорости полета малы. Вертолет с поворот­ными винтами имеет существенно худшие характеристики. У него приб­лизительно в 2 раза меньший диапазон изменения Ry0, следовательно, в у/2 раз меньший диапазон изменения величины отношения Атлорм/т,

при котором возможно планирование с оон пр = const. Уменьшение диа­пазона объясняется большой геометрической круткой лопастей Дф. Из-за крутки сужается диапазон значений коэффициентов тяги винтов, при которых самовращение возможно; при изменении 50 от 0 до 8° t = = 0,11 … 0,19 при Дф = 30° и tK = 0,08 … 0,22 при Дф = 7,5°. Кро — 270

ме того, из-за крутки увеличивается диапазон изменения углов атаки вин­та на режимах самовращения: ігои изменении 60 от 0 до 8° а’н = 34° … 23° при Ді/> = 30° и а’н = 11 … 13° при Ду> = 7,5° (см. рис. 4.42,б).

Получается так, что при малых 50 углы а’н и, следовательно, акр вели­ки, а при больших 50 угол и подъемная сила крыла меньше. Поэто­му при всех 50 шла Ry Т + Гкр ~ const.

Отметим, что вопрос о возможности самовращения винта при вы­полнении условия Ry = mg интересен не только с точки зрения устано­вившегося планирования в случае отказа двигателей (планирование с большой V не является необходимым маневром), но и возможности наи­более интенсивного торможения (при Ne = 0) этих аппаратов при прямо­линейной траектории. Если при Ry = mg нет авторотации винта, то нужно подавать мощность на винт, и его сила сопротивления, следовательно, dV/dt вертолета немного уменьшится.

Коэффициент аэродинамического качества винта с Д<р = 7,5° равен 5 … 5,5 на Vn = 200 км/ч и 3,5 … 4 на Vn = 150 км/ч. Винт с Д^ = = 30° имеет К — 2 … 2,5 на Кпр = 200 км/ч и 1,5 … 2,0 на КПр = = 150 км/ч, т. е. в ~2 раза меньше, чем у обычного вертолетного винта.

Поэтому вертикальная скорость снижения, равная Vyg = — Vj/K + 1 , у вертолета с поворотными винтами приблизительно в 2 раза больше (17… 20 м/с).