Аэродинамические характеристики вертолета и его частей

Лекция30

Тема 11. Аэродинамические характеристики вертолетов

11.8. Аэродинамические характеристики вертолета и его частей

         Под аэродинамическими характеристиками вертолета, как и самолета, понимаются аэродинамические силы, моменты, их коэффициенты, производные от сил, моментов, их коэффициентов по кинематическим параметрам, зависимости их друг от друга и от параметров движения.

         Однако для вертолета эти характеристики труднее представлять и анализировать, так как в создании аэродинамических сил и моментов участвуют и винты вертолетов, которые создают и подъемную и тянущую силы и управляющие моменты, а также значительно влияют на аэродинамику других частей вертолета, причем это влияние существенно изменяется при изменении режима полета.

         Полная аэродинамическая сила вертолета, как и самолета, раскладывается по осям связанной и скоростной систем координат, которые вводятся также, как и для самолета. Проекции силы R_в на оси связанной систем координат:

 - продольная сила,

 - нормальная сила,

Рекомендуемые материалы

 - поперечная сила,

         -на оси скоростной системы координат:

 - сила лобового сопротивления,

 - подъемная сила,

 - боковая сила.

         Момент от полной аэродинамической силы вертолета М_в раcкладывается по осям связанной систем координат:

 - момент крена (поперечный),

 - момент рыскания (путевой),

 - момент тангажа (продольный).

         Аэродинамические характеристики вертолета представляют собой сумму аэродинамических характеристик отдельных его частей с учетом интерференции.

         Так, подъемная сила вертолета

.

         В частных, но достаточно важных случаях, данное выражение можно записать в виде, позволяющем произвести расчет. К таким случаям можно отнести полет на режиме осевого обтекания и полет с достаточно большим значением М, таким, что угол скоса потока от несущего винта в районе несущих частей становится соизмеримым с углом атаки.

         На режиме осевого обтекания фюзеляж, крыло и стабилизатор частично или полностью обтекаются потоком со скоростью V_во=V_от  V_у, а вне зоны струи от НВ - со скоростью V_у.

         Можно принять, что в районе фюзеляжа струя поджимается до 0,7R; а скорость V_от=2V_i.

         При этом в зоне струи создается сила, направленная в сторону, обратную подъемной силе НВ. Величину этой силы можно оценить по формуле

.

         Аналогично для части крыла или стабилизатора, находящегося в зоне струи:

.

         Здесь С_хаф, С_хакр, С_{ха ст} - коэффициенты сопротивления частей при вертикальной обдувке; S_ф.с, S_кр.с.,  S _ст.с.- площади частей, находящиеся в зоне струи от винта. Знак "+" ставится при подъеме, "-" при спуске вертолета.

         На остальных частях фюзеляжа, крыла и стабилизатора, не находящихся в струе от винта, подъемная сила определяется по этим же формулам, если в них значение корня приравнять нулю и взять соответствующие площади, лежащие вне струи от винта.

         При достаточно больших значениях М подъемную силу частей вертолета можно оценить по формулам, аналогичным для самолета.

         Коэффициент лобового сопротивления вертолета при поступательном перемещении можно оценить по формулам, аналогичным для самолета

.

         Здесь k - учитывает сопротивление, не поддающееся расчету, С_хо - увеличение коэффициента сопротивления за счет неровностей и выступающих частей.

         Можно принимать k =1,1; С_хо=0,0004...0,0005.

         Обычно при расчете несущих свойств вертолета подъемными силами фюзеляжа и стабилизатора пренебрегают в силу их малости по сравнению с подъемной силой НВ. Но ими нельзя пренебрегать при расчете моментных характеристик, т.к. эти силы действуют на большом плече.

Аэродинамические  характеристики  крыла  и фюзеляжа вертолета

         Фюзеляж вертолета, как и любого другого летательного аппарата, является обязательным элементом, а крыло имеется не на всех вертолетах, т.к. подъемная сила создается несущим винтом и можно обойтись без крыла.

         Внешние формы крыла и фюзеляжа вертолетов близки к формам соответствующих частей самолета и их характеристики представляют в том же виде, что и для самолетных частей.

         Крыло вертолета предназначено для создания подъемной силы, чтобы разгрузить несущий винт на больших скоростях полета. Но при этом возникает и сила сопротивления крыла:

         Возникающая при несимметричном обтекании боковая сила крыла незначительна по сравнению с боковой силой фюзеляжа и ею обычно пренебрегают.

         Зависимость коэффициентов С_уа и С_ха для крыла вертолета типа Ми-6 выглядит следующим образом:

Рис.11.20

С _{уа кр макс}  достигает значений 1,1 ...1,5 при _кр=18...20^о.

         При работе на осевом режиме обтекания НВ и на малых скоростях полета вертолета крыло находится в струе от НВ, т.е. обтекается индуктивным потоком под углом атаки близким к _н=-90^о. На крыле при этом возникает сила сопротивления, представляющая собой отрицательную подъемную силу.

         Таким образом, на режимах осевого обтекания и близкого к нему крыло уменьшает тягу НВ и является лишним в компоновке вертолета.

         По мере увеличения поступательной скорости полета вертолета крыло выходит из струи НВ и при некотором значении скорости угол атаки крыла, а вследствие этого и его подъемная сила становится положительными.

         При дальнейшем увеличении скорости полета Y_акр  увеличивается примерно пропорционально скоростному напору, если не учитывать уменьшение  крыла за счет наклона вертолета вперед.

                            

Рис.11.21

         При больших скоростях полета крыло разгружает НВ, давая до 25% от тяги на V     300 км/ч.

         Это позволяет держать НВ на меньшем шаге, т.е. уменьшить зоны срыва на НВ и соответственно уровень вибраций. А все это ведет к значительному увеличению максимальной скорости полета.

         Кроме того, наличие крыла на вертолета позволяет:

         - облегчить балансировку вертолета на больших скоростях полета за счет расположения крыла за центром масс вертолета;

         -повысить поперечную статическую устойчивость вертолета за счет верхнего расположения крыла;

         - компенсировать крепящий момент М_х, возникающий из-за разноса осей ГШ, путем установки консолей крыла под разными углами;

         - размещать различное оборудование и вооружение в крыле и на нем.

         Фюзеляж вертолета служит для размещения экипажа, топлива, агрегатов, систем управления и грузов. На нем крепятся все основные части вертолета: НВ, РВ, крыло, оперение, шасси и т.д.

         Аэродинамические силы, действующие на фюзеляж, определяются формулами:

,  ,                                    

где - площадь НВ.

             

         Черта над коэффициентами означает, что они отнесены к ометаемой площади НВ.

Наиболее важной характеристикой фюзеляжа является его коэффициент лобового сопротивления.

        

Рис.11.22

         Шасси и другие выступающие части увеличивают С_хаф на 30...40%.

         Для улучшения условий работы НВ и уменьшения С_ха вертолета на крейсерских режимах полета ось вала винта наклоняют на 4...5^о вперед и на 2,5...3^о вправо. Благодаря этому исключается или существенно уменьшается правый крен вертолета одновинтовой схемы.

 Аэродинамические характеристики оперения

         Стабилизатор предназначен для улучшения характеристик продольной устойчивости вертолета.

         Выполняется обычно с изменением угла установки в полете. Управление им сблокировано с управлением общим шагом винта ( _о)

Рис.11.23

Аэродинамические характеристики стабилизатора в принципе такие же, как и у крыла

где   к_ст - коэффициент торможения потока перед стабилизатором.

Коэффициент С_уа         зависит в основном от угла атаки:

Рис.11.24

Линейность зависимости сохраняется до _ст   15^о, _кр   26...30^о.

         На осевом режиме работы НВ стабилизатор попадает в поле значительных индуктивных скоростей, что нежелательно, т.к. затрудняется балансировка на режиме висения.

         Поэтому стабилизатор стараются вынести за пределы ометаемой площади НВ.

         Киль предназначен для повышения путевой устойчивости вертолета. Кроме того, при наличии большой поступательной скорости киль разгружает РВ подобно тому, как крыло разгружает НВ.

         С этой целью киль повернут влево относительно плоскости симметрии фюзеляжа на 5...6^о, т.е. при полете создает боковую силу, направленную влево. Для этой цели на киле могут использоваться несимметричные профили. Основной аэродинамической характеристикой киля является боковая сила

,

где К ^/  - коэффициент, учитывающий влияние угла атаки на С_zак (лежит в пределах 1,0...0,8 при         _ф от- 30^о до +30^о).

Коэффициент С_zак зависит от угла .

Рис.11.25

Назначение и аэродинамические характеристики  рулевого винта

         РВ предназначен для уравновешивания реактивного момента и путевого управления вертолетом.

         РВ, как и НВ, может работать в режимах осевого обтекания и косой обдувки, т.е. на некоторых режимах полета результирующая аэродинамическая сила может быть отклонена от оси вала. Но на практике учитывают только силу тяги, направленную по оси вала винта

Рис.11.26

 Интерференция частей самолета

         Как и для самолета, аэродинамические силы и моменты вертолета создаются всеми частями вертолета, но не являются простой суммой сил и моментов изолированных частей, т.к. имеет место интерференция, т.е. взаимное влияние частей друг на друга.

         В отличие от самолета у вертолета имеет место интерференция, связанная с влиянием струи от НВ.

         Точный расчет аэродинамических сил частей вертолета с учетом интерференции является весьма сложным. Однако при больших значениях М подъемную силу и лобовое сопротивление частей (кроме НВ) можно оценить по формулам, приведенным для соответствующих частей самолета.

11.9. Способы создания управляющих сил и моментов

         Автомат перекоса

         Для изменения величины и направления скорости полета вертолета, т.е. выполнения маневров, летчик должен иметь возможность изменять величину и направление результирующей аэродинамической силы несущего винта R_н. При этом изменяются как составляющие сил, так и их моменты в трех главных плоскостях вертолета и, тем самым, выполняется продольное, поперечное и путевое управление.

         Изменение величины и направления силы R_н на всех современных серийных вертолетах осуществляется при помощи автомата перекоса за счет изменения циклического и общего шага несущего винта вертолета (см. рис.11.27).

        

Рис.11.27

Автомат перекоса: 1 - ручка управления вертолетом, 2 - рычаг общего шага ("шаг-газ"), 3 - загрузочные механизмы, 4 - гидроусилители, 5 - неподвижное кольцо, 6 - шариковый подшипник, 7 - вращающееся кольцо, 8 - поводок управления шагом лопасти, 9 - кронштейн осевого шарнира, 10 - тяга поперечного управления, 11 - тяга управления общим шагом.

Принцип работы автомата перекоса состоит в следующем. Подвижное кольцо 7 связано с лопастями тягами 8 и вращается вместе с несущим винтом. Неподвижное кольцо 5 связано с рычагами управления 1 и 2. При перемещении колец 5 и 7 вверх-вниз тяги 8 равномерно у всех лопастей изменяют углы установки _о. При этом изменяется общий шаг несущего винта, следовательно, изменяется и полная аэродинамическая сила R_н. При наклоне колец 5 и 7 угол установки лопастей изменяется по циклическому закону, увеличиваясь в одних азимутах и уменьшаясь в других. В силу этого полная аэродинамическая сила R_н наклоняется в сторону уменьшающихся углов _о.

         Выводы: перемещая рычаг общего шага ("шаг-газ"), летчик изменяет величину силы R_н;

         перемещая ручку управления, летчик изменяет направление силы R_н.

Управление вертолетом, как и самолетом заключается в изменении равновесия сил и моментов в нужном направлении.

         Управление вертолетом подразделяется на управление перемещением и управление поворотом.

         Управление перемещением заключается в создании неравенства сил вдоль соответствующих осей путем    величины и направления составляющих полной аэродинамической силы при общем и циклическом  шага его лопастей.

         Вертикальное перемещение (подъем или спуск) достигается  общего шага лопастей, т.е.   угла атаки всех лопастей одновременно на одну и ту же величину.

         Горизонтальное перемещение достигается наклоном плоскости вращения НВ, т.е. созданием горизонтальной составляющей полной аэродинамической силы НВ в соответствующую сторону за счет циклического      шага лопастей.

        

Рис.11.28

Управление поворотом заключается в создании неравенства моментов, которое осуществляется по-разному у разных схем вертолетов.

Одновинтовая схема:

                                М_z=t_xyL_x                                                             М_x=T_yzL_z      

Рис.11.29

                                                                                           М_y=M_p-T_pL_p

Соосная схема

         М_z  и М_х - как у одновинтового, М_у - путем         в разных направлениях реактивных моментов нижнего и верхнего винтов. При планировании  на режиме самовращения используются рули направления самолетного типа.

Продольная схема

         М_z - путем изменения величины полной аэродинамической силы винтов в разные стороны, М_х - отклонением силы тяги винтов в одну сторону, М_у - отклонением силы тяги винтов в разные стороны.

Поперечная схема

         М_z - как и на одновинтовом вертолете, обоими винтами, М_х - изменением величины силы тяги винтов в разные стороны. М_у - наклоном силы тяги винтов у одного вперед, у другого - назад.

         Изменение величины и направления силы тяги каждого винта во всех случаях осуществляется путем изменения общего и циклического шага винта с помощью автомата перекоса, принцип работы которого будет рассмотрен в следующей теме.

11.10. Аэродинамические характеристики вертолета при полете в горной местности и в зоне влияния земли, на режимах вихревого кольца и самовращения

 Режим вихревого потока

         Данный режим может возникнуть на НВ при вертикальном снижении со скоростью, превышающей некоторую критическую скорость, обычно равную 2...7 м/с.

         Физическая природа данного режима состоит в следующем. Винт отбрасывает воздух вниз со скоростью V_от.. Невозмущенный поток набегает снизу со скоростью снижения V_y. Скорость V_от. по мере удаления от винта вниз уменьшается и на некотором расстоянии становится равной V_у. Образуется поверхность "а-а", где V_от.=V_у и от которой воздух поворачивает снова к винту и частично подсасывается сверху и вновь отбрасывается. При увеличении скорости снижения V_у поверхность "а-а" приближается к винту и все большее количество воздуха вовлекается в циркулярное движение возле винта.

Рис.11.30

         При некоторой скорости V_у весь отбрасываемый воздух подсасывается и участвует в циркуляционном движении. Наступает режим "вихревого кольца"

Рис.11.31

         Тяга НВ резко падает, вертолет резко увеличивает скорость снижения. Вихревое кольцо исчезает, скорость снижения уменьшается и вновь возникают условия для возникновения вихревого кольца.

         Вывод из этого режима осуществляется переходом на режим косого обтекания (самовращения) или режим авторотации при наличии запаса высоты.

Режим самовращения

         Данный режим реализуется в общем случае при косой обдувке НВ. Каждый элемент лопасти НВ по отношению к набегающему потоку движется со скоростью  в плоскости вращения, которая складывается из окружной скорости , составляющей  скорости  потока V_н sin  cos и скорости, обусловленной ускоренным или замедленным движением за счет наличия вертикального шарнира. Кроме того, имеется и вертикальная составляющая скорости V_n, которая складывается из составляющей скорости полета V_нsin sin и скорости взмаха в вертикальной плоскости. Суммарная скорость движения элемента V_э приводит к появлению подъемной силы d, перпендикулярной V_э, и силы лобового сопротивления dХ_а.э, параллельной V_э.

Рис.11.32                                                                 Рис.11.33

         Наклон суммарной силы dR_э зависит от углов  и , которые определяют величину и направление d, и угла , который определяется силой dХ_аэ.

         В зависимости от этих углов проекция силы dR_э на плоскость вращения может быть направлена вперед (ускоренное самовращение), равна нулю (установившееся самовращение) или направлена назад ( замедленное самовращение). Сочетание этих углов, соответствующее режиму установившегося самовращения элемента, неоднозначно. Кривая , соответствующая этому режиму, называется кривой запаса на самовращение.

        

Рис.11.34

В целом лопасть НВ на заданном угле азимутального положения  находится в режиме установившегося самовращения, если ее суммарная аэродинамическая сила     направлена перпендикулярно плоскости вращения. В этом случае концевые сечения лопасти работают в режиме замедленного самовращения, центральные и комлевые в режиме ускоренного самовращения и лишь одно сечение - в режиме установившегося самовращения.

         Для того, чтобы весь НВ работал в режиме установившегося самовращения, необходимо, чтобы суммарная сила лобового сопротивления всего винта  была равна нулю. При этом лопасти в азимутах =0...180^o работают в режиме замедленного самовращения, а в азимутах =180...360^о - ускоренного.

          Влияние экрана (рельефа земной поверхности, стенки) на аэродинамику вертолета

         Экранирующие поверхности оказывают значительное влияние на аэродинамические характеристики вертолета.

 Горизонтальная экранирующая поверхность

         В данном случае индуктивный поток от НВ приближаясь к экранирующей поверхности тормозится, индуктивная скорость уменьшается и истинные углы атаки сечений лопастей увеличиваются.

         В результате этого:

         -если выдерживать постоянной тягу винта, то уменьшается потребная мощность для создания этой тяги;

         -если выдерживать постоянной подводимую к винту мощность, то возрастает тяга.

, .

        

Рис.11.35

Установлено, что при висении вертолета на Н=R сила тяги при N=const увеличивается примерно на 8%. За счет этого грузоподъемность такого вертолета, как Ми-6, можно увеличить на 3000кг.

         Эффект повышения тяги за счет торможения землей отбрасывания винтом воздуха получил название эффекта "воздушной подушки".

         Прирост тяги за счет влияния земли зависит от расстояния между винтом и землей и от скорости полета. Чем ближе винт к земле, тем сильнее торможение, тем больше прирост тяги Т. При разгоне вертолета на малой высоте эффект "воздушной подушки" с ростом скорости падает, т.к. чем больше скорость горизонтального полета, тем больше искривление потока за винтом, тем меньше индуктивная скорость, тем меньше торможение потока, тем меньше прирост тяги Т.

         Рис.11.36

Влияние экранирующей поверхности практически прекращается при Н>2R.

         Рельеф земной поверхности в значительной степени влияет на аэродинамические характеристики вертолета.

                                      Рис.11.37                                                                  Рис.11.38

         Для исключения самопроизвольного изменения характеристик НВ в зависимости от рельефа местности рекомендуется выполнять полет над обычно пересеченной местной на высоте не менее 15 м со скоростью не менее 60км/ч.

 Вертикальная экранирующая поверхность (стенка)

         При висении вертолета вблизи стенки (здания, надстройки авианесущего корабля, стенки ущелья и т.д.) уменьшается объем воздушного пространства над частью винта, находящейся вблизи стенки. Скорость потока между винтом и стенкой увеличивается (эффект реактивного сопла). В результате уменьшаются истинные углы атаки концевых сечений лопасти, проходящей вблизи стенки. Сила тяги падает, появляется подсасывающая сила и момент "на стенку".

         При работе вертолета в углу, образованном горизонтальной и вертикальной поверхностями, подсасывающая сила и момент "на стенку" преобладают над эффектом "воздушной подушки". Поэтому следует избегать висения вблизи углового экрана, например, над палубой вблизи надстроек.

         Особенно опасно перемещение вертолета над обратным углом (обрез палубы), когда "воздушная подушка" частично пропадает и вертолет резко наклоняется над "пропастью".

Рис.11.39

11.11. Влияние боевых и эксплуатационных повреждений на аэродинамические характеристики вертолета

Пути улучшения аэродинамических характеристик и увеличения скорости полета вертолета

         Рассмотрим некоторые пути улучшения аэродинамических характеристик вертолетов:

         1. Применение по возможности плоского в вертикальной плоскости фюзеляжа (уменьшение лобового сопротивления) (Ми-24, Ка-50).

         2. Бесшарнирное крепление лопастей НВ за счет применения композиционных материалов (уменьшение лобового сопротивления).

         3. Размещение втулки НВ в специальном обтекателе (уменьшение лобового сопротивления) (Ка-62, Ми-54)

         4. Установка многолопастного рулевого винта в кольцевом канале (фенестрон), размещенном непосредственно в киле (уменьшение вредного сопротивления, повышение безопасности полета при маневрировании на предельно малых высотах) (Ка-62).

         5. Применение Х-образных рулевых винтов (уменьшение вредной интерференции между лопастями) (Ми-40, Ми-38, Ми-28).

         6. Применение струйной системы уравновешивания реактивного момента (Ка-118).

         Важным показателем летных возможностей вертолета является максимальная скорость полета. Известно, что основной причиной ограничения V_макс. является срыв потока с лопастей в азимуте =270^о. Можно было бы задержать срыв увеличением числа оборотов винта. Но при М>М_кр появляется волновое сопротивление и тряска вертолета. Частично это нежелательное явление можно ослабить применением специальных закритических законцовок лопастей (Ка-62).

"11 Какой вид объяснения главнее" - тут тоже много полезного для Вас.

         Кроме того для увеличения V_макс используются следующие пути:

         1.Увеличение несущих свойств вертолета за счет установки крыла, которое частично разгружает НВ и дает возможность создать потребную тягу при меньшем общем шаге НВ (Ми-6, Ми-24, Ка-50).

         2.Уменьшение общего шага НВ за счет придания вертолету форм минимального сопротивления.

         3.Уменьшение общего шага НВ за счет увеличения несущих свойств самого НВ путем увеличения площади лопастей. Но при этом увеличивается вредная интерференция между лопастями и падает КПД НВ.

         4.Постановка на вертолете дополнительного толкающего винта. Но при этом увеличивается масса конструкции и возрастает ее сложность.