Russian English French German Italian Spanish
Прочие
Набор высоты по вертикали. Вертолет.

Набор высоты по вертикали. Вертолет.

 

Набор высоты по вертикали является тяжелым режимом. Это объясняется двумя обстоятельствами. Первое заключается в том, что тяга несущего винта, кроме веса вертолета, должна преодолевать еще и сопротивление фюзеляжа вертолета, которое создается при обдуве его потоком сверху вниз.

При этом направлении обдува площадь фюзеляжа, создающая вредное сопротивление, оказывается наибольшей. Приспособленная для обдува спереди назад вся конструкция фюзеляжа имеет по направлению сверху вниз плохую обтекаемость. Из этих соображений было бы желательно, чтобы несущий винт развивал наибольшую тягу при затрате данной мощности. Однако этого не происходит, так как винт при вертикальном наборе высоты, работающий под углом А = — 90°, развивает из-за отсутствия обдува в плоскости вращения винта наименьшую тягу при затрате на него данной мощности, что и является вторым обстоятельством, обусловливающим трудность набора высоты по вертикали.

Эти два обстоятельства и определяют собой большую нагрузку двигателя при вертикальном наборе высоты.

При вертикальном наборе высоты на вертолет действуют подъемная сила несущего винта, реактивный момент от

Очевидно, что вертикальная скорость набора или, как ее называют, скороподъемность, может увеличиваться до тех пор, пока располагаемая тяга превышает потребную. Если построить для каждой высоты графики, потребной и располагаемой тяг, то точка пересечения этих кривых даст на графике величину наибольшей скороподъемности для каждой дайной высоты. Имея значения наибольшей скороподъемности для нескольких высот, можно построить график скороподъемности.

Располагаемая тяга зависит от мощности двигателя, а последняя с высотой изменяется. В силу этого с высотой изменяется и величина скороподъемности. Если у земли скороподъемность при наличии высотного двигателя равна 2,5 м/сек, то на высоте одного километра она составляет 2,75 м/сек, а на высоте двух километров — 3,0 м/сек.

На высоте 3 км скороподъемность равна нулю, а это означает, что вертолет достиг статического потолка.

Если на вертолете установлен высотный двигатель, то скороподъемность до расчетной высоты двигателя увеличивается, а после расчетной высоты уменьшается, как и при невысотном двигателе.

Статический потолок при установке на вертолет высот-

Вокруг оси У действуют реактивный момент несущего винта, момент от тяги рулевого винта и момент от боковой силы несущего пинта S.

Вокруг оси Z де11ствуют моменты от силы несущего, от продольной силы несущего винта Н и, наконец, реактивный момент рулевого винта.

Не уточняя величины этих моментов и способы их уравновешивания, скажем только, что летчик, правильно воздействуя на органы управления, всегда может сбалансировать вертолет так, чтобы он перемещался с постоянной скоростью, на одной и той же высоте, прямолинейно, без кабрирования или пикирования, без крена и рысканья.

Если вертолет устойчив, то в полете под действием внешних сил (например, порыва ветра) вертолет отклонится в ту или иную сторону, однако без вмешательства летчика возникают силы и моменты, которые восстановят вертолет в первоначальное положение.

При полете на неустойчивом вертолете летчик должен все время отклонять органы управления (ручку управления вертолетом, педали и рычаг «шаг-газ»), удерживая вертолет в равновесии.

Следует сказать, что обеспечение устойчивости вертолета является труднейшей задачей для конструкторов.

Для всякого летательного аппарата тяжелее воздуха важнейшим параметром горизонтального полета является максимальная скорость. Поэтому часто задают вопрос, велика ли максимальная скорость полета вертолета? И когда следует ответ, что не более 200 км/час, то разочарованно качают головой. А между тем, как это уже было доказано в начале книги, вопрос о максимальной скорости полета вертолетов не является первостепенным критерием для их оценки.

Разберем, почему же вертолет не может летать с большими скоростями?

Скорость полета вертолета ограничена началом появления срыва обтекания на отдельных участках лопастей несущего винта.

Дело в том, что лопасти несущего винта, как и крыло, развивают большую подъемную силу при малом сопротивлении только в определенном диапазоне углов атаки и скоростей.

Например, коэффициент подъемной силы одного из профилей с увеличением угла атаки возрастает только до значения угла атаки, после чего происходит резкое падение подъемной силы.

Угол атаки 13° называется критическим углом атаки данного профиля. Во избежание срыва обтекания в полете недопустимо увеличивать угол атаки выше критического.

Между тем картина распределения углов атаки несущего винта чрезвычайно разнообразная.

Мы видим, что профиль на конце лопасти несущего винта в течение оборота меняет угол атаки от 4 до 12°.

Если для различных азимутальных положений записать величину углов атаки на конце лопасти несущего винта, то получим следующие данные:

По данным этой таблицы построим график изменения углов атаки сечения лопасти несущего шипа на радиусе г в зависимости от азимута.

На графике видно, что угол атаки концевого профиля несущего винта при угле около 270° приближается к критическим углам. Это значит, что достаточно допустить незначительное отступление от заданного режима полета (завышение скорости, недостаточное число оборотов), как начнется срыв обтекания, который приведет к тому, что на целом участке диска несущего винта почти не будет создаваться подъемная сила, зато будет повышенное сопротивление движению лопасти.

С появлением срыва на несущем винте вертолет сильно вибрирует, ухудшаются его устойчивость и управляемость. Степень ухудшения летных данных вертолета зависит от величины той площади, которая охвачена срывом. Небольшой участок срыва допустим, тогда как срыв на площади более 20°/о диска винта уже может оказаться трудно исправимым.

Показана величина участка, охваченного срывом, для несущего винта диаметром 12 м, имеющего профиль с критическим углом атаки в 12°, при 200 об/мин. При скорости полета в 80 км/час область срыва на несущем винте еще незначительна, около 8%. При увеличения скорости то 130 км/час область срыва уже распространилась почти на 20% сметаемой площади винта. Это требует срочно уменьшить угол атаки профиля, что может быть сделано в первую очередь уменьшением общего шага несущего винта, а также уменьшением скорости полета и увеличением оборотов винта.

Для предупреждения срыва целесообразно на концах лопастей иметь профили с большими критическими углами атаки.

Плохой уход за обшивкой лопастей винта и ее обледенение в полете могут резко снизить критические углы атаки, на которых начинается срыв.

Таким образом, срыв обтекания при достижении критических углов атаки у отступающей лопасти является первым обстоятельством, ограничивающим полет вертолета с большими скоростями.

Следует тут же оговориться, что увеличение числа оборотов несущего винта, как мера борьбы со срывом, может оказаться неэффективной, так как в результате этого может наступить срыв обтекания по другим причинам, а именно скоростной срыв.

Скоростной срыв на профиле несущего винта может появиться на любых углах атаки, на всем рабочем диапазоне углов в том случае, когда движение профиля происходит с числом М большим, чем М критическое.

Критическим числом Мир называют такое число М, при котором на отдельных участках профиля появляются зоны сверхзвукового обтекания и, как следствие этого, волновое сопротивление.

Если скорость движения профиля винта в воздухе значительно меньше скорости звука (число Л1 невелико), то поток плавно обтекает профиль, а воздух в этих условиях принципиально можно рассматривать как несжимаемую среду, т. е. не меняющую своей плотности и температуры при изменении давления.

Оказывается, что в некоторых условиях со сжимаемостью воздуха надо считаться, а в некоторых случаях свойством сжимаемости можно пренебречь.

Скорость движения профиля равна или менее 30% скорости звука, сжимаемостью воздуха можно пренебречь совсем, так как в этом случае аэродинамические коэффициенты профиля не зависят от скорости полета, а зависят только от угла атаки.

Видно, что даже на верхней поверхности профиля, где скорость обтекания сравнительно со скоростью полета значительно возрастает, поток остается плавным.

Влияние скорости на характеристики профиля незначительно также при числах М от 0,3 до 0,7, хотя уже н наблюдаются проявления сжимаемости воздуха в том, что коэффициенты.

Когда число М достигает значения около 0,7, то на профиле (обычно сначала на верхней поверхности) появляется участок, где скорость становится сверхзвуковой, а затем резко, скачком, переходит в дозвуковую, что сопровождается ростом давления плотности воздуха. В таких случаях говорят, что на профиль «сел» скачок уплотнения.

При дальнейшем увеличении скорости скачок на верхней части профиля постепенно перемещается к задней кромке. Одновременно с этим появляется скачок и на

нижней поверхности профиля, который также перемещается к задней кромке.

Образование скачков сопровождается значительным срывом обтекания, что, естественно, приводит к уменьшению подъемной силы и увеличению сопротивления профиля.

Образование скоростного срыва обтекания на нем виден пограничный слой профиля и скачок уплотнения. Скачок уплотнения доходит только до поверхности пограничного слоя. Ниже он не распространяется, так как в пограничном слое скорость меньше скорости звука, а условием образования скачка является наличие сверхзвуковой скорости.

За скачком скорость падает, а давление растет, поэтому в пограничном слое происходит перетекание частиц воздуха по направлению стрелки. Скапливаясь, частички воздуха как бы прорывают стенку пограничной струйки, в результате чего образуется срыв.

Сопротивление профиля, появившееся в результате проявления сжимаемости воздуха, носит название волнового сопротивления. Наибольшая часть потерь мощности несущего винта падает на волновые потерн — волновое сопротивление.

Сопротивление профиля при срыве в 13—14 раз превышает сопротивление при плавном обтекании профиля. Изменение подъемной силы и изменение положения центра давления приводит к изменению моментов, создаваемых профилем. У одних профилей появляется тенденция к пикированию, у других — к кабрированию, что резко отрицательно сказывается на устойчивости и управляемости вертолета.

Чем больше суммарная скорость обтекания профиля, тем больше число М и, следовательно, тем больше волновые потери. Это наглядно видно из диаграммы распределения потерь мощности винта вдоль лопасти винта, показанной.

Чем ближе профиль к концу лопасти, тем большую долю составляют волновые потери.

Таким образом, срыв обтекания при достижении критических скоростей у наступающей лопасти является вторым обстоятельством, ограничивающим полет вертолета с большими скоростями.

Поэтому у каждого вертолета есть предельные значения скорости полета и чисел оборотов винта (двигателя), которые определяются продувками в аэродинамической трубе и летными испытаниями.

Максимальная скорость горизонтального полета вертолета достигается тогда, когда потребная для полета мощность становится равной располагаемой мощности.

Если на вертолете установлен поршневой двигатель, то его располагаемая мощность с увеличением скорости полета не увеличивается, оставаясь примерно постоянной.

Однако потребная мощность с ростом скорости полета изменяется, так как изменяется сопротивление вертолета (фюзеляжа и других частей).

Потребная мощность расходуется на преодоление индуктивного, профильного и вредного сопротивлений.

Сначала, с ростом скорости, потребная мощность уменьшается, так как на создание одной и той же тяги с увеличением скорости полета требуется меньшая мощность. Потребная мощность уменьшается пропорционально увеличению скорости полета. При дальнейшем увеличении скорости сопротивление возрастает пропорционально квадрату скорости.

Та скорость, при которой потребная мощность становится равной располагаемой мощности, является максимальной скоростью горизонтального полета. Дальнейшее увеличение скорости возможно только за счет снижения вертолета.

Агрегаты техники

Комментарии

CAPTCHA
Этот вопрос задается для того, чтобы выяснить, являетесь ли Вы человеком или представляете из себя автоматическую спам-рассылку.
.

Лучшее в мире авиации

АОПА-Россия
Сообщение в блоге
Авторские статьи
наверх