Аэродинамические характеристики винтов

Лекция 29

Тема 11. Аэродинамические характеристики вертолетов

11.4. Аэродинамические характеристики винтов

Основным аэродинамическим элементом вертолета является несущий винт. Для него вводят полусвязанную систему координат О_н Х_нY_нZ_н, начало которой размещают     в точке пересечения оси вращения с плоскостью вращения несущего винта. Продольная ось О_нХ_н  этой системы координат перпендикулярна оси вращения несущего винта и имеет такое же направление, что и проекция на плоскость вращения вектора воздушной скорости несущего винта ( V_н). Нормальная ось O_нY_н совпадает с осью вращения несущего винта и направлена в сторону положительного направления силы тяги. Поперечная ось О_нZ_н  перпендикулярна плоскости O_нX_нY_н и направлена     в сторону наступающей на поток лопасти.

Полную аэродинамическую силу несущего винта R _н раскладывают на составляющие по осям  полусвязанной системы  координат несущего винта:

,

Здесьединичные орты полусвязанной системы координат.

Составляющие Н, Т и S соответственно называются продольной силой,          силой тяги и боковой силой несущего винта.                                                                                                                         Сила R_н на плече до точки пересечения плоскости вращения несущего винта с осью вращения создает аэродинамический  момент несущего винта М_н. Вектор этого момента также  раскладывается  по  осям полусвязанной системы            координат:

Рекомендуемые материалы

                                  .

      Составляющие М_хн, М_ун и М_zн соответственно называют поперечным, нормальным и продольным моментами.

Вводят в рассмотрение крутящий момент несущего винта М_к - это момент, который  подводится  к  несущему  винту от двигателя  для преодоления сил сопротивления вращению, возникающих на лопастях. Этот момент является составляющим аэродинамического момента М_н на ось О_н У_н полусвязанной системы координат, взятым с обратным знаком

                                                             .

В задачах динамики полета и в других практических задачах силу R_н удобнее рассматривать в виде составляющих по осям скоростной системы координат      О_н Х _ан Y_ан Z_ан  несущего винта, начало которой помещается в точке пересечения оси  вала  винта с плоскостью вращения. В этом случае

               .

Составляющие Т_х, Т_у, Т_z соответственно называются пропульсивной, подъемной и боковой силами. В данном случае T_z  = S.

Соответствующие аэродинамические коэффициенты вводят аналогично       аэродинамическим   коэффициентам вертолета, то есть

                                            ;

                                   

                                         

Аэродинамические коэффициенты несущего винта вертолета зависят от большого числа параметров, чем у крыла самолета, и в общем случае аэродинамические характеристики винта не удается  представить в относительно простом виде. Только в частном случае, при работе винта на месте, когда H=S=Т_x=Т_z =0, зависимости между коэффициентами представляются в виде, аналогичном поляре крыла, то есть с_Т=t_y=f(m_к) (рис. 11.10). Эту зависимость и называют полярой несущего винта.

Р и с. 11.10

В более общем случае аэродинамические характеристики винта вертолета могут быть представлены в виде так называемых диаграмм характеристик: в виде, зависимости t_x =t_x(m_к) для набора  t_y =const (рис. 11.11). На график наносятся ли- нии   =const. Такие зависимости строятся для каждого значения V_н , М₀  и s.

Аэродинамические характеристики винта могут быть представлены и в более привычном виде — в виде зависимости t_y =t_y() для  ряда значений V_н и j₀

(рис. 11.12. Естествен но, один такой график не в состоянии дать информацию по аэродинамическим характеристикам конкретного винта для всех режимов полета.

Рис.11.11

Рис.11.12

11.5. Особенности аэродинамики винтов с жестким и шарнирным креплением лопастей. Маховое движение и его последствия

Различают винты с жестким и шарнирным креплением лопастей. При жестком креплении лопасть заделана на втулке моментно. При этом можно различать жесткую лопасть, не подверженную деформации под действием сил, приложенных к ней в полете, и лопасть гибкую, которая изгибается при моментной заделке в комле. Отметим, что под жестким креплением лопастей понимается достаточно широкий класс креплений лопастей к втулке, начиная от чисто моментного и кончая шарнирным, но подкрепленным деформируемыми элементами.

Рассмотрим элемент жесткой лопасти при жестком креплении лопастей (рис. 11.13).

Рис.11.13

Подъемную силу элемента создает поток, направленный перпендикулярно передней кромке лопасти. Нормальная составляющая скорости потока, которая складывается из окружной скорости U=w_нR и составляющей ско- рости поступательного перемещения элемента вместе со всем винтом, равной V_н cosa_н siny_л.  Эта суммарная нормальная к передней кромке скорость равна:

W_n  = w_нR+ V_н cosa_н siny_л.

 Как следует из формулы, скорость потока по лопасти существенно изменяется при изменении радиуса сечения и угла азимутального положения лопасти (рис. 11.14) . Величина аэродинамической силы на элементе зависит не только от скорости W_n; на нее существенное влияние оказывает индуктивная скорость, которая, как правило, уменьшает местные углы атаки сечения и, следовательно, величину аэродинамической силы (при бессрывном обтекании). На рис. 11.15 представлен многоугольник скоростей, реализуемый в сечения лопасти на радиусе r. Здесь V_it и V_in  — составляющие индуктивной скорости по направлени- ям, соответственно, параллельному и нормальному к плоскости вращения винта. Величина индуктивной скорости существенно меняется при изменении азимута лопасти и ее, радиуса. Для примера на рис. 14.16 показано полученное в расчете распределение нормальной составляющей индуктивной скорости для винта вер- толета при полете со скоростью 108 км/ч.

Рис.11.14                                                     Рис.11.15

Рис.11.16

 

В результате изменения величин скоростей и местных углов атаки сечений по азимуту и радиусу лопастей винта аэродинамическая нагрузка меняется; наибольшее значение нормальной силы достигается в азимутах 140... 160⁰ . На рис. 11.16 сплошной линией приведен один из примеров распределения коэффи- циента нормальной силы по азимуту для лопасти винта вертолета, совершающего полет при  a_н = — 6⁰  на V=200 км/ч. При этом основная часть нагрузки создается концевыми частями лопасти.

Следствием такого распределения нагрузки является появление значительных кренящего и кабрирующего моментов (достигающих (10...15)´10⁴ нм для вертолета с массой в 10 т) и значительных переменных по величине изгибающих моментов, действующих на лопасть (достигающих в заделке 2´10⁵  нм для того же вертолета). Это приводит к необходимости применять нетрадиционные приемы для балансировки вертолета и значительно увеличивать массу лопасти (относительная толщина в комлевом сечении достигает 30% ).

Устранить оба момента можно с помощью шарнирного крепления лопастей.

Горизонтальный шарнир позволяет лопасти свободно взмахивать в вертикальной плоскости и устанавливаться на каждом азимутальном угле y_л  на таком угле взмаха b_л, при котором суммарная сила , равная векторной сумме подъемной силы лопасти Y_ал , силы веса G и проекциями центробежной силы на вертикальную плоскость лопасти  F_цв , проходит через ocь горизонтального шарнира (рис. 11.16). В результате суммарная сила действует только на растяжение лопасти, устраняется изгибающий момент, и за счет перераспределения нагрузки на лопастях устраняется и опрокидывающий момент.

                                                                                              Рис.11.16

При взмахе вращающейся лопасти на ней возникает кориолисова сила, действующая в горизонтальной плоскости. Эта сила создает знакопеременный изгибающий момент, сравнимый по величине с моментом, действующим на жесткую лопасть в вертикальной плоскости. Для устранения этого момента на несущих винтах вертолета, у которых лопасть крепится с помощью гори- зонтального шарнира, как правило, устанавливается и вертикальный шарнир. При наличии вертикального шарнира лопасть свободно взмахивает в горизонтальной плоскости и отстает или опережает свое радиальное положение на угол качания

(рис. 11.17), по величине такой, что суммарная сила  составленная из векторной суммы сил кориолисовой F_к, сопротивления  X_aл, проекции центробежной силы на плоскость вращения F_цв, действует по линии, проходящей через ось вертикального шарнира. Изгибающий момент  в плоскости вращения становится равным нулю, сила  направлена вдоль оси лопасти.

        

Рис.11.17

Суммарное движение лопасти относительно горизонтального и вертикального шарниров получило название махового движения. Наиболее важной составляющей махового движения, приводящей к изменению аэродинамических характеристик винта и накладывающей известные ограничения на внешние формы и конструкцию вертолета, является маховое движение в вертикальной плоскости, когда изменяется угол взмаха b_л,. В первом

приближении угол взмаха оценивается соотношением

                                                b_л= а₀- а_1* cosy_л — b₁ sin y_л .

Угловые величины а₀,а₁,b₁ называются коэффициентами махового движения. Коэффициент а₀, может достигать значения 10...12°, такого же порядка коэффициент а₁, коэффициент b₁ обычно не превышает значения 3...4°. Коэффициент а₀, представляет собой средний угол конусности вращения винта, а₁ и b₁ — углы отклонения конуса вращения лопастей от конструктивной оси вращения винта соответственно назад и вбок. Эти коэффициенты зависят от массовых, геометрических и аэродинамических характеристик лопасти.

              При определенных условиях, в частности при энергичном маневрировании, лопасти могут взмахивать вниз, ниже плоскости вращения винта. Для предотвращения удара лопасти о конструкцию вертолета вынуждены и переднюю, и хвостовую часть фюзеляжа при конструировании вертолета смещать вниз.

              Для уменьшения махового движения на несущих винтах вертолета устанавливают компенсатор взмаха, который конструктивно представляет собой тягу управления углом установки лопасти, вынесенную за ось горизонтального шарнира и ось поворота лопасти при изменении угла установки соответственно на расстояния а и b. В результате такого выноса при зафиксированной ручке управления шагом винта при маховом движении угол установки лопасти меняется на величину

                                                             Dj= -  b_л= -к b_л.

                Здесь к= -коэффициент регулятора взмаха.

                При наличии компенсатора взмаха в тех азимутах , где лопасть взмахивает вверх, угол установки лопастей уменьшается на величину Dj, подъемная сила лопасти уменьшается и уменьшается угол взмаха.

                 Вторым последствием махового движения лопастей является перераспределение местных углов атаки сечении. На рис.11.15 пунктиром показано добавление к многоугольнику скоростей сечения лопасти, обусловленное маховым движением. Здесь V_{м п} и V_{м t} - соответственно скорости сечения лопасти в вертикальной и горизонтальной плоскостях за счет махового движения. Изменение местных углов атаки при маховом движении можно оценить соотношение

                                             Da_м= - .

                 В результате распределения местных углов атаки по плоскости вращения винта при косом обтекании становится существенно не равномерным, но аэродинамическая нагрузка по диску винта становится более равномерной, что объясняется уменьшением скорости W_n в тех сечениях, где местные углы атаки растут. На рис.11.18 приведено полученное в эксперименте распределение местных углов атаки сечений винта при скорости полёта V=350 км/ч. На рис.11.15 пунктиром нанесено значение коэффициента с_{у л} на винте с шарнирным креплением лопастей при полете с V=200 км/ч и a_н= -6°.

                            

11.6. Срывные режимы обтекания лопастей винта

На вертолетных "воздушных винтах (несущем .и рулевом) возможна реализация четырех видов срыва..

1. Срыв по всем азимутам, возникающий на режимах осевого обтекания. Он возникает при увеличении, чаще всего резком, угла установки лопастей, когда местные углы атаки превышают критические. На практике он возникает на несущем винте при вертикальном снижении вертолета со скоростями, превышающими 20 м/с; на рулевом винте — при наличии правого ветра или перемещении вертолета, когда поток набегает на рулевой винт справа (например, при левом некоординированном развороте). Срыв начинает развиваться с комлевых сечений, так как в этих сечениях углы установки больше, индуктивные скорости и числа Рейнольдса меньше. Этот срыв может занимать значительную часть диска винта и существенно уменьшать его тягу (например, тягу рулевого винта на режиме неуправляемого вращения).

2. Срыв на лопасти в зоне обратного обтекания. Он возникает на режиме косого обтекания и теоретически возможен на всех скоростях полета. Он является следствием геометрического сложения окружной скорости вращения лопасти и скорости поступательного перемещения винта. В результате такого сложения на диске винта образуется круговая зона диаметром , в которой поток набегает на лопасть со стороны острой задней кромки (лопасть в этих сечениях не «успевает» за счет вращения уходить от набегающего потока). И с боль- шей степенью вероятности: на нижней поверхности лопасти возникает отрыв потока. Сопротивление вращению увеличивается. Так как этот срыв реализуется в зоне относительно небольших скоростей обтекания лопасти, он не приводит к большим изме- нениям аэродинамических сил и не накладывает существенных ограничений на режимы полета вертолета, но является дополни- тельным источником тряски.

3. Срыв в концевых сечениях лопастей в азимутах, где местные углы атаки превышают углы атаки начала срыва. На несущих винтах с шарнирным креплением лопастей основной при- чиной этого превышения является маховое движение. В азимутах, в которых лопасть движется навстречу потоку, она взмахивает вверх, углы атаки сечений уменьшаются  и срыва потока не наступает. В азимутах, где лопасть движется по потоку, последняя взмахивает вниз, углы атаки возрастают и могут превысить углы атаки начала срыва. Возникает отрыв потока с верхней поверхности лопасти. Например, при шарнирном креплении лопастей этот вид срыва реализуется в азимутах  y_л =300⁰. С ростом скорости полета растет и интенсивность махового движения, неравномерность распределения углов атаки увеличивается, растут и размеры зоны отрыва. С увеличением высоты полета размеры зоны также увеличиваются из-за увеличения потребного угла установки  лопастей, которое приводит к росту местных углов атаки по всему диску винта.

Этот вид срыва характеризуется определенными особенностями и последствиями. Одна из особенностей заключается в том,  что по своей природе он является динамическим, то есть протекает в зонах, где процессы нестационарны и срыв наступает при углах атаки  больше a_нс стационарного обтекания, а исчезает при углах, меньших a_нс. Этот  срыв протекает  с возникновением  гистерезисных петель на зависимостях  с_ya(a) и m_z(a). Второй особенностью является нестационарное изменение  аэродинамических нагрузок. Значительные нагрузки в концевых сечениях, что приводит  к тряске  винта и вертолета.

Кроме тряски, срыв на конце лопасти приводит еще к двум последствиям: к росту сопротивления вращения лопастей и потребной мощности винта и к значительному смещению, центра давления (на верхней поверхности при срыве нагрузка распределяется по хорде более равномерно), что в свою очередь ведет к увеличению шарнирного момента. На большинстве вертолетов этот срыв ограничивает максимальные скорости полета.

На винте с жестким креплением лопастей максимальные углы атаки достигаются в азимутах  y_л =140...160⁰ , так как в этих азимутах суммарный поток набегает на лопасти снизу, в них и возникает отрыв потока, вызывая практически те же последствия, что и на шарнирном винте.

4. Срыв на конце наступающей лопасти. В этой зоне в результате сложения скорости полета и скорости за счет вращения винта числа М  приближаются и превосходят критическое число Маха и на верхней поверхности появляется скачок уплотнения, который может вызвать волновой срыв. Сам по себе скачок уплотнения приводит к резкому росту сопротивления вращения, к смещению центра давления к хвостовой части за ось поворота лопасти. Первое ведет к росту потребной мощности, второе - к увеличению шарнирных моментов. Волновой срыв усиливает нестационарность скачка уплотнения и по интенсивности, и по месту расположения над профилем сечения. А так как скачок уплотнения реализуется, на части диска со значительными аэродинамическими нагрузками, то волновой срыв вызывает сильные колебания силы тяги, крутящего и шарнирного моментов.

Волновой срыв на лопасти несущего винта вертолета может возникнуть на больших скоростях полета, особенно на тех режимах маневрирования, когда угол атаки винта достаточно быстро меняется с отрицательного до значительного положительного. Возникновение местных скачков уплотнения и волнового срыва может стать одной из причин «заклинения» гидроусилителей.

Для предотвращения волновых явлений на лопастях вертолета ограничивают величину окружной скорости концов лопастей винтов. Для современных вертолетов w_нR не превышает величины 220... 230 м/с.

11.7. Аэродинамика комбинаций винтов

Современные серийные вертолеты для обеспечения управляемого полета имеют два винта. Вертолетные, винты оказывают влияние друг на друга. Это влияние при определенных условиях может существенно изменить аэродинамические характеристики каждого из винтов и комбинации в целом. Взаимовлияние проявляется при любом взаимном расположении винтов, но наиболее сильно оно проявляется при попадании одного из вин- тов в струю другого.

Струю НВ можно условно разделить на три зоны.

         Первая - зона подсасывания. Она расположена перед винтом на протяжении примерно одного радиуса. В ней происходит плавное увеличение скорости. Скорости в точках зоны практически не изменяются по времени.

         Вторая зона расположена непосредственно за винтом по потоку и также имеет протяженность порядка одного радиуса. В этой зоне происходит увеличение скорости потока. Она характеризуется значительной нестационарностью параметров.

         И третья зона - дальний след за винтом.

 Характер взаимного влияния винтов комбинации зависит от их взаимного расположения в комбинации.

Характерными комбинациями вертолетных винтов являются следующие.

1. Несущий и рулевой винты. Рулевой винт комбинации нз обычных режимах полета располагается сбоку второй и отчасти первой зоны струи несущего винта. Скорости в струе несущего винта создают в зоне работы рулевого винта эффект косого обтекания даже при работе комбинации на месте. Рулевой винт на- ходится в зове активной струи несущего только своей примыкающей к нему частью. Суммарный эффект влияния несущего винта на рулевой сводится к увеличению тяти рулевого, в боль- шей степени для такого направления вращения, при котором лопасти его набегают на поток, создаваемый несущим винтом. На рис. 11.30 приведены зависимости коэффициента тяги изо- лированного рулевого винта и при его работе в комбинации с несущим (сплошная линия) при V_н =0. В данном случае направление вращения рулевого винта было таким, что лопасти его смещались по потоку, создаваемому несущим винтом. На режиме косого обтекания комбинации рулевой винт обтекается потоком с большей скоростью, чем несущий.

Струя рулевого винта располагается вне плоскости вращения несущего. Поэтому несущий винт практически не испытывает влияния рулевого винта.

Рис.11.19

2. Соосные винты. Верхний и нижний винты реальных соосных комбинаций располагаются в непосредственной близости друг от друга.

         Верхний винт находится в первой зоне нижнего, а нижний во второй зоне верхнего.

         Оба винта оказываются в зоне увеличенных скоростей потока, набегающего на винт сверху. Происходит как бы увеличение индуктивных скоростей, в результате чего уменьшаются местные углы атаки сечений лопастей и в конечном итоге уменьшается тяга винта.

Рекомендация для Вас - Мотивация персонала в организации.

         Причем на верхнем винте уменьшение тяги происходит в меньшей степени, чем на нижнем.

         Но в целом комбинация двух винтов дает большую тягу, чем одиночный винт того же радиуса (при работе на месте примерно на 65%0.

         КПД соосной комбинации на 2...5% выше, чем у одиночного винта. Это объясняется тем, что за счет противоположного вращения нижний винт раскручивает струю верхнего, уменьшая потери, вызванные закрученностью струи.

         На режиме косого обтекания взаимное влияние винтов ослабевает и на больших скоростях горизонтального полета винты обтекаются как изолированные.

3. Винты вертолетов продольной и поперечной схем. Винты этих вертолетов  устанавливаются   с перекрытием  дисков вращения, а у винтов поперечной схемы еще и с превышением заднего винта над передним.   Винты комбинации только частью своего диска  оказываются  в зоне струи  соседнего  винта и только на части диска  происходит заметное уменьшение  подъемной силы  сечений лопастей.  Это уменьшение зависит от степени  перекрытия дисков  вращения  винтов и от режим полета . В частном  случае  при работе  винтов продольной схемы  при V_н =0  для комбинации, когда диски вращения   винтов соприкасаются , тяга комбинации за счет взаимного влияния  может уменьшится на 10 %.  

         Для каждой  из винтов  комбинации характерно несимметричное  нагружение лопастей   аэродинамической силы    на режиме висения. Это приводит к появлению моментов, стремящихся наклонить винты друг к другу. Поскольку лопасти винтов при вращении  проходят  в промежутках друг у друга, то эти моменты  будут переменными, не совпадающими по фазе, что  является   еще одним источником колебаний и тряски  вертолета.