Техника вертикального взлета и посадки (Хафер К., Закс Г., 1985 - Техника вертикального взлета и посадки), страница 14

Вытесняющее действие струи оценивается в этой теоретической модели путем точного выполнения граничных условий на поверхностях тока и граничных условий для давления в плоскости полностью расширившейся струи. Скорость в направлении оси струи определяется но уравнению импульсов. Вращательное движение потока за винтом учитывается полуэмпирическим способом на основе простой вихревой ~-Ро -т1сг с с 1,5 с 'о А 0,5 — т 0 07 04 ОГ 08 10 ' о о,г 04 о,б ца т,о Рис.

2.3.9. Результаты расчетов по методу работы [43] дли конфигурации воздушный винт — поворотное крыло и сравнение нх с результатами измерений ~Л = 2,89, профиль ЧАСА 0012) Π— С = 0.5б; б — Ср — — 1,78; 1 — ГРаиииа СТРУИ; У вЂ” ОСЬ ВОЗДУШНОГО Виитт, расчет по методу работы 1431; результаты измерение [1ц (3 и = О; О и = 5, о = 1О .

модели. При перемещении крыла и струи граничные условия для струи выполняются в линеаризованном виде путем наложения вихрей на границах струи. На крыле и границах струи размещены подковообразные вихри конечной ширины, которые позволяют преобразовать интегральные уравнения обтекания крыла и граничные условия для давления в систЕму линейных уравнений, В таком аиде метод применим к конфигурациям с одним и двумя винтами при любом сочетании направлений вращения винтов и представляет собой значительныи шаг вперед по сравнению с другими описанными в литературе методами (см., например, библиографический список в диссертации [43 1).

На рис. 2.3.9 приведены результаты расчетов по описанному здесь методу — показано рас- шшшло1сЬ-!а.зрЬ. Силовые установки самолетов вертикального взлета и посадки 79 пределение коэффициентов подъемной силы Сл по размаху крыла. Эти результаты очень хорошо согласуются с измеренными распределениями Сл на том же крыле при трех углах атаки [11). Хотя при предварительных расчетах приходится удовлетворяться применением описанных выше приближенных методов, этот более сложный метод, используемый позже, дает возможность для окончательно выбранного проектного варианта получить достаточно надежные данные о распределении подъемной силы по крылу, расположенному в струе за винтом, вплоть до больших углов атаки, имеющих место на переходном режиме полета.

2.3.4. Воздушные винты в кольцевом канале и Тягу воздушного винта при работе на месте можно значительно увеличить, окружая винт кольцевым каналом. Кольцевой канал, окружающий винт, препятствует выравниванию давления на концах лопастей. Поэтому прн заданной величине тяги можно уменьшить диаметр силовой установки и, следовательно, общую ширину СВВП. Далее, кольцевой канал делает более безопасным наземное обслуживание СВВП и предотвращает возможность касания воздушным винтом земли. Но, с другой стороны, кольцевой канал воздушного винта увеличивает полетный вес, что приводит к ухудшению отношения тяги к весу по сравнению со свободным винтом и, кроме того, значительно увеличивает обтекаемую («смоченнуюв) поверхность самолета, определяющую сопротивление трения.

Этот последний эффект можно оценить с помощью простых соотношений, приведенных в равд. 2.1.3. Положим аналогично кольцевому каналу воздушных винтов самолета Х-22А отношение длины кольцевого канала к диаметру В/гл = 0,5, тогда площадь обтекаемой внешней поверхности кольцевого канала равна Ом — — 2пЕ)В = л/1а. (2.3.23) Плошадь поверхности врыла запишем в виде 0в = 25. (2.3.24) Если исходить из того, что на режиме висения полетный вес должен быть в точности равен тяге. воздушного винта в кольцевом канале при работе на месте и принять эмпирический коэффициент увеличения тяги по сравнению с тягой свободного воздушного винта того же диаметра, равный 1,2, то из (2.1.7а) и (2.1.10) получим 2 Гм — 1,2(р ~тк/2) Б 'т'«тртк — — тхт.

') В ГОСТ 21ББ4-7б «Винты воздушные авиационных двигателей«рекомендуется употребление сокращенного термина — «воздушный винт в кольце».— Прим. перев. нв нмояьч Глава 2 Так как 5,„„= пйз/4, то можно также написать О 1 5 и р р О (2.3.25) Если теперь записать отношение площадей поверхностей кольцевого канала и крыла и исключить О с помощью формулы (2.3.25), то получим (2.3.26) /т Я р ЗрстрЗ н струи Результаты расчета по этой формуле показаны на рис. 2.3.!О, На график нанесена сумма площадей поверхности кольцевого ка- в=луг Он/+о/ о- г ,лу ° Рис. 2.3. $0.

увеличение относительной площади, обтекаемой потоком у СВВП с воздущнычи винтами в кольцевых канатах (за счет площади поверхности кольцевых каналов), при различных значениях скорости струи. зппп гооо аооо Ю бр Вп юп зго ро/ать, / 'с и/и/тт.иоКЬ!а.зрЬ.ги нала и крыла Он + О„, отнесенная к площади крыла О„, которая показывает, во сколько раз увеличивается сопротивление трения системы крыло+ кольцевой канал воздушного винта по сравнению с аналогичной системой для свободного винта.

Для СВВП с большими нагрузками на крыло, например для транспортных СВВП, относительное увеличение площади особенно велика, даже в тех случаях, когда используется струя большой скорости. Если, как на самолете Х-22А, кольцевой канал воздушного винта служит одновременно кольцевым крылом и составляет часть несущего крыла, то указанные выше соотношения улучшаются по сравнению с рассмотренным случаем. Но так как при одинаковой подъемной силе площадь поверхности кольцевого крыла всегда больше, чем у соответствующего плоского крыла, то при применении воздушных винтов в кольцевых каналах всегда имеет место некоторый проигрыш в сопротивлении трения самолета.

Следующей сложной проблемой является оптимизация самого кольцевого канала воздушного винта, так как для получения наивыгоднейшей формы канала требуется различная кривизна его входных кромок на режиме висения и в крейсерском полете. Не- Силовые установки самолетов вертикального валета и посадки З! изменяемый профиль кольцевого канала применим, по-видимому, только в тех случаях, когда можно отказаться от больших скоростей крейсерского полета. Исследования кольцевого крыла с изменяемой формой проводятся, например, фирмой «Белл» [4! (см. также [27, 28!). Если, как в случае самолета Х-22А, на переходном режиме полета мотогондолы поворачиваются, нужно особое внимание уделять профилированию входного участка гондолы, чтобы избежать ухудшения обтекания воздушного винта из-за отрыва потока от передних кромок гондолы. Далее, на переходном режиме кольцевой канал воздушного винта создает значительные кабрирующие моменты тангажа, возникающие из-за отклонения потока при обтекании носовой части самолета.

Для их парирования необходимо создавать дбполиительные управляющие моменты, Подводя итог, можно сказать, что преимуществам применения воздушных винтов в кольцевых каналах противостоит ряд трудно преодолимых недостатков, особенно в случаях, когда необходимо достичь высоких скоростей крейсерского полета. 2.3.5. Силовые установки с турбовинтовыми двигателями Общая характеристика. Конструкция силовой установки с турбовинтовыми двигателями состоит из следующих основных частей: — турбовинтового двигателя с приводом турбины, имеющей муфту свободного хода, которая автоматически расцепляется, когда частота вращения ротора турбины становится меньше частоты вращения выходного вала муфты, связанного через редуктор с воздушным винтом; — привода к лопастям для регулирования общего шага воздушного винта и в некоторых случаях устройства для циклического изменения шага винта; — трансмиссии с соответствующими подшипниками, которая обеспечивает синхронную работу воздушных винтов и в обычных условиях отбирает лишь небольшую часть мощности на управление, а при отказе одного из двигателей передает большую мощность.

Турбовинтовые двигатели. Турбовинтовые двигатели для построенных или проектируемых на Западе винтовых СВВП изготовлялись или предлагались преимущественно двумя фирмами: «Дженерал электрик» и «Лайкоминг». В табл. 2.3.! приведены перечень этих двигателей и их важнейшие характеристики, а также указаны самолеты вертикального взлета и посадки, снабженные этими двигателями. Схема конструкции турбовинтовой силовой установки, размещенной в гондоле на поворотном крыле, показана на примере самолета !тС 500 на рис. 2.3.!1.

На схеме видны важнейшие детали конструкции и вспомогательные агрегаты, которые выполнены ытаыло«Ыа.а гиле Главе 2 Таблица 2.8.1. Турбовинтовые двигатели для СВВП в очень компактном виде. В гондоле размещены два одинаковых, расположенных рядом друг с другом двигателя, поэтому в отличие Ряш 2.3.11..

Силовая установка с двумя турбовинтовыми двигателями Т 64ИБС в гондоле на поворотном крыле самолета уС 500 147 1. 3 — воздушный винт; у — привод винта; З вЂ” привод турбины; 4 — крыло; 5 — выхлопное сопло; 6 — даигателто 7 — генератор:  — гндравлитыьие наеосы; У вЂ” вспоыогательный привод (дла гидронасосак !Π— аовдуховаборииь. от однодвигательной гондолы самолета ЪС 400 здесь становится излишней дорогостоящая трансмиссия. При отказе одного из двигателей должен быть обеспечен такой избыток мощности, чтобы даже и при отключении противоположного двигателя (операпия, необходимая для уравновешивания моментов) СВВП мог полностью выполнить свою задачу, Привод лопастей воздушного винта.