Кинематические характеристики ВВ.

Геометрический шаг винта (H) — расстояние, проходимое ВВ за один оборот в твердой среде.

H = 2 π r tg φ; (11.2.)

Поступь винта (Н_а) - расстояние, проходимое ВВ за один оборот в воздухе

Н_а = V / n_сек; (11.З.)

где: V - скорость полета;

n_сек - частота вращения ВВ в секунду.

Относительная поступь (λ)

λ = H_a / D = V / D n_сек ( 11.4)

скольжение (S) - разность между геометрическим шагом и поступью.

S =Н - Н_а = Н – V / D n_сек (11.5.)

Рис. 11.4. Кинематические характеристики ВВ.

Аэродинамические силы ВВ. (Рис. 11.5.) Лопасть винта находится под воздействием:

- окружной скорости U;

- поступательной скорости V;

- результирующей скорости W;

Эти скорости образуют треугольник скоростей со следующими углами: угол, заключенный между результирующей скоростью W и хордой элемента лопасти называется углом атаки α;

Рис.11.5. Аэродинамические силы элемента лопасти.

- угол заключенный между плоскостью вращения (окружной скоростью и) и хордой элемента лопасти называется углом установки лопасти φ. При обтекании лопасти воздушным потоком на каждом элементе лопасти возникает полная аэродинамическая сила элемента лопасти ΔR.

При разложении этой силы ΔR на составляющие получаем:

- в направлении параллельном оси вращения ВВ - элементарную силу тяги (ΔР);

- в направлении противоположном вращению ВВ - элементарную силу - силу сопротивления (ΔХ).

Сумма элементарных сил тяги составляет силу тяги винта и определяется по формуле:

P=αρn²D⁴ (11.6.)

где: α- коэффициент тяги, учитывающий форму профиля лопасти, относительной поступи и т.д.

ρ - плотность воздуха;

D - диаметр винта;

n - частота вращения.

На самолете Ан-2 при работе на земле, на взлетном режиме тяга винта составляет 1500 кгс., АВ-2 - 1850 кгс., В.509-Д-94 - 1600 кгс.

Сумма элементарных сил сопротивления винта составляют силу сопротивления вращению лопасти винта (X).

Сила сопротивления на плече r создает момент реактивный М_реакт винта (рис.11.6).

М_реак = Х_вр.л. r k (11.7.)

где: Х_вр.л. - сопротивление лопасти;

r - радиус точки приложения силы;

k - количество лопастей.

Крутящий момент М_кр - затрачивается на преодоление момента сопротивления винта М_реакт, т.е. М_кр = М_реакт

М_кр =716,2(N/n) (11.8.)

где: N - мощность двигателя;

n - частота вращения;

М_кр - крутящий момент двигателя.

Рис.11.6. Аэродинамические силы и моменты ВВ.

Тяга ВВ. Влияние скорости полета, частоты вращения, высоты полета, угла установки лопасти φ на силу тяги ВВ.

Скольжение и поступь характеризует способность создавать тягу ВВ. На скорости равной нулю скольжение максимально и тяга ВВ максимальна. С увеличением скорости полета скольжения уменьшается и уменьшается тяга ВВ.

Положительное скольжение - положительная тяга. На больших скоростях скольжение может стать отрицательным, т.е. ВВ проходит расстояния больше чем его геометрический шаг. Отрицательное скольжение - отрицательная тяга.

При скольжении S = 0 воздух не отбрасывается, тяга равна нулю. Отсюда следует, что с увеличением скорости полета угол атаки лопастей все время уменьшается, а сила R изменяет свою величину и направление, все время поворачиваясь против часовой стрелки таким образом, что ее составляющая сила тяги Р - уменьшается до нуля, а затем ставится отрицательной т.е. при работе винта на месте угол атаки α максимальный и тяга максимальная, при увеличении скорости полёта тяга уменьшается (рис.11.7).

Влияние частоты вращения ВВ на тягу винта видно из формулы (11.6.), где тяга пропорциональна квадрату частоты вращения винта, но это справедливо только до того, как скорость обтекания лопасти достигнет местной скорости звука (Рис.11.10.).

Рис. 11.7. График зависимости тяги ВВ от скорости полёта.

Если самолет летит с постоянной скоростью, а частота вращения винта увеличивается то скольжение увеличивается, углы атаки растут, растёт и тяга (рис.11.8.).

Рис. 11.9. График зависимости силы тяги ВВ от высоты полета.

С увеличением высоты полета, в связи с уменьшением массовой плотности воздуха аэродинамические силы, а в частности, тяга ВВ уменьшается (Рис.10.9) Зависимость угла атаки, а значит и тяги ВВ от угла установки прямая -увеличение угла установки φ, увеличивает α и Р винта.

Рис. 11.8. Изменение угла атаки в зависимости от увеличения n_секВВ.

Рис. 11.10. График зависимости Р от частоты вращения ВВ.

Полезная мощность ВВ.

Полезной мощностью (тяговой мощностью) называется работа силы тяги за одну секунду.

A_ceк=N_тв =PV; (11.9.)

где: А_сек - работа силы тяги;

N_тв - полезная мощность (тяговая мощность) винта;

Р - сила тяги винта; V - скорость самолета.

Мощность, развиваемая винтом, называется полезной потому, что она затрачивается на полезную работу - передвижение самолета в воздухе.

Из формулы (11.9.) видно, что при V=0, полезная мощность (тяговая мощность) равна нулю N=0, при определенной скорости называемой расчетной, произведение PV максимальное, при дальнейшем увеличении скорости полета, тяга падает до нуля и на этой скорости полезная мощность равна нулю.

При постоянной скорости полёта и увеличении частоты вращения ВВ увеличивается тяга (Рис.1.8) и полезная мощность воздушного винта, при уменьшении частоты вращения ВВ тяга и полезная мощность уменьшается.

Рис.11.11. График зависимости полезной мощности от скорости полёта.

Мощность, потребная на вращение винта. Мощность, необходимая для преодоления работы сил сопротивления вращению винта за единицу времени называется мощностью, потребной на вращение винта.

N_П.B.=KX_вU (11.10.)

где: Х_в - сила сопротивления вращению лопасти винта;

U - окружная скорость;

К - количество лопастей винта.

Для данного винта мощность потребная на вращение N_п.в. зависит от:

- скорости полета;

- высоты полета;

- частоты вращения ВВ;

С увеличением скорости полета, угол атаки лопастей уменьшается, поэтому сопротивление Х_в и потребная мощность N_Н.B. также уменьшается. С увеличением частоты вращения ВВ, при постоянной скорости полёта, окружная скорость увеличивается, увеличиваются и углы атаки лопастей, поэтому увеличиваются сопротивление винта и мощность потребная на вращение винта. С увеличением высоты полета плотность воздуха уменьшается, а следовательно уменьшается сопротивление и потребная мощность.

Мощность, которая снимается с носка вала называется эффективной мощность N_e. Для того, чтобы при определенной V и Н двигатель поддерживал постоянную частоту вращения необходимо, чтобы эффективная мощность двигателя была равна мощности, потребной на вращение винта.

N_e= N_Н.B. (11.11.)

Коэффициентом полезного действия ВВ. Коэффициентом полезного действия (КПД) винта называется отношение полезной мощности (тяговой мощности) винта к эффективной мощности двигателя

ηв = N_TB/N_e; (11.12.)

Максимальный КПД современных винтов равен 0,8÷0,9.

На КПД ВВ влияют пpoфиль и форма лoпacти в плане. Больший КПД имеют тонкие симметричные профили с симметричной формой лопасти в плане т.к. у таких лопастей профильное и индуктивное сопротивление меньше, чем у толстых профилей. На КПД ВВ также влияют скорость, высота полета и частота вращения ВВ. При изменении скорости, высоты полета и частоты вращения ВВ, но при постоянной эффективной мощности двигателя, КПД винта меняется также как и полезная мощность винта (из Рис.10.11) При увеличении скорости полета от 0 до расчетной скорости КПД (рис.11.12) растет за счет увеличения относительной поступи λ, при увеличении скорости выше V расчетной, КПД падает в результате возрастания волновых потерь на концах лопасти и падения силы тяги. Увеличение КПД на больших скоростях полёта можно добиться увеличением М_крит лопасти и уменьшением частоты вращения ВВ. М_крит лопасти увеличивается за счет уменьшения относительной толщины профиля лопасти, для чего делают широкие, прямоугольные концы лопастей. Возможно придание лопасти саблевидной формы в плане. В этом случае лопасть работает аналогично стреловидному крылу.

Для уменьшения скорости обтекания лопасти уменьшают частоту вращения ВВ, чем добиваются уменьшения волнового сопротивления. Для этой цели применяются редукторы, которые уменьшают частоту вращения винта, не меняя частоту вращения двигателя. Для предотвращения падения тяги с увеличением скорости полёта применяют винты изменяемого шага о которых речь пойдёт в дальнейшем.

Работа винта фиксированного шага (ВФШ) на различных режимах.

При постоянной частоте вращения винта мощность двигателя N_e равна мощности потребной на вращение винта N_Н.B.. При увеличении скорости полёта N_e и N_Н.B. меняются. Эффективная мощность поршневых двигателей с увеличением скорости полета немного увеличивается, (Рис.11.13) а мощность потребная на вращение винта с увеличением скорости, уменьшается т.к. уменьшаются силы сопротивления вращению винта (уменьшается угол атаки а винта и, следовательно, индуктивное сопротивление.)

Рис. 11.12. График зависимости КПД винта фиксированного шага от V и n сек.

Мощность потребная для вращения винта с поднятием на высоту уменьшается пропорционально массовой плотности воздуха. При анализе двух графиков (рис.11.14.) видно, что винт и двигатель соответствуют друг другу на одной расчетной высоте Н_расч. На меньших и больших высотах винт оказывается «тяжелым».

Для анализа совместной работы винта и двигателя совместим графики (11.13) N_e=f(V) и N_Н.В.=f(V). Из графика (рис.10.13.) видно, что только на расчетной скорости V_расч винт фиксированного шага и двигатель соответствуют друг другу, т.е. N_e =N_Н.В.

При уменьшении скорости полета винт требует большую мощность для вращения, чем ему может дать двигатель. Это приводит к уменьшению частоты вращения винта. Такой винт называется «тяжелым». На скорости большей V_расч винт требует меньшей мощности, чем развивает двигатель, поэтому идет увеличение частоты вращения, т.е. винт становится «легким».

При увеличении высоты полета эффективная мощность до расчетной высоты увеличивается, а затем уменьшается. На самолете Ан-2 расчетная высота 1500м мощность у земли номинальная 606,8 кВт (820л.с.) на расчетной высоте 621,6 кВт (840 л.с.)

Таким образом, видно, что ВФШ обеспечивает равенство N_e и N_Н.В. только на одной высоте и скорости т.е. на одном расчетном режиме полета. Применение такого винта на современных самолетах нецелесообразно. Устраняется этот недостаток применением винтов изменяемого шага (ВИШ).

Рис. 11.13. К объяснению совместной работы ВФШ и двигателя.

Рис. 11.14. График зависимости N потребного для вращения винта от высоты полёта.

Рис. 11.15. Рабочие характеристики ВФШ.

Винты фиксированного шага (ВФШ) имеют несколько характерных режимов работы (рис.11.15.) К ним относятся:

- режим максимальной тяги (точка 1) Скорость ровна нулю, угол атаки равен углу установки, тяга максимальна;

- режим положительной тяги (точки 1-3). Угол атаки α - положительный, тяга положительна;

- режим нулевой тяги (точка 3). Небольшой отрицательный угол атаки, тяга отрицательна, вся мощность идет на преодоление тормозящего момента;

- режим авторотации (правее точки 4) угол атаки α - отрицателен, тяга Р - отрицательна, мощность потребная на вращение ровна нулю. Винт потребляет энергию от набегающего воздушного потока и в результате этого происходит раскрутка винта. Этот режим опасен тем, что под действием набегающего потока превышение предельной частоты вращения винта может вызвать поломку двигателя

Принцип работы винта изменяемого шага (ВИШ).Принцип работы ВИШ состоит в том, что винт связан с работой регулятора постоянства оборотов (РПО), который автоматически меняет угол установки лопастей в полете, в результате этого меняется угол атаки и мощность потребная для вращения ВВ. Изменение угла установки производится с таким расчетом, чтобы при новом значении скорости полёта V и угла атаки α, мощность потребная на вращение винта была равна эффективной мощности на данной высоте и скорости, при этом увеличение угла установки φ считается переводом винта на «большой шаг», уменьшение φ - перевод на «малый шаг».

По принципу перевода лопастей на новый установочный угол φ винты делятся на прямую, обратную и двойную схемы.

Прямая схема: винт переводится на малый шаг под действием масла а на большой шаг - под действием центробежных сил.

Обратная схема: перевод винта на малый шаг производится под действием центробежных сил, на большой шаг - под действием масла. Эта схема в практике не встречается т.к. в случае отказа РПО произойдет раскрутка винта.

Двойная схема - перевод на большой и малый установочный угол производится под действием центробежных сил и масла.

Рис. 11.16. Схемы перевода угла установки φ лопастей.

На самолёте Ан-2 применяются винты АВ-Г и АВ-7Н-161 - двойная схема и В509-Д-9А - прямая схема.

Применение ВИШ уменьшает длину разбега (l) и увеличивает вертикальную скорость набора (V_y) высоты, увеличивает потолок самолета, увеличивает платную загрузку на 15%, увеличивает дальность и продолжительность полета на 20%.

Работа и управление винтом изменяемого шага (ВИШ) на различных режимах полета.

- На взлете устанавливается малый шаг для того, чтобы винт не был тяжелым и двигатель мог развить частоту вращения винта соответствующему взлётному режиму.

- На разбеге по мере роста скорости и уменьшения угла атаки РПО переводит угол установки на увеличение угла установки φ, в результате этого увеличивается угол атаки лопастей и, следовательно, увеличивается потребная мощность на вращение винта, при этом угол атаки α будет несколько меньше исходного.

- Набор высоты. В этом случае устанавливается наивыгоднейшая скорость, а затем наивыгоднейшая частота вращения винта для получения наибольшей мощности. До расчетной высоты эффективная мощность N_l увеличивается, а мощность потребная для вращения винтаN_a.B уменьшается, но частота вращения винта остается постоянной т.к. РПО переводят лопасти большие углы атаки.

- Горизонтальный полет. РПО сохраняет частоту вращения винта n_сек постоянной.

- Расчетные высота и скорость. РПО устанавливает лопасти на большой шаг и при максимальном установочном угле φ ВИШ работает как ВФШ.

- Заход на посадку. Устанавливается малый шаг для улучшения условий ухода на второй круг.

Во избежание детонации двигателя требуется соблюдать следующее правило управлением силовой установкой:

- При увеличении мощности двигателя, установить обороты, затем наддув.

- При уменьшении мощности двигателя уменьшить наддув и установить обороты.

Сопротивление винта при отказе двигателя.

При отказе двигателя на самолете Ан-2 сопротивление винта увеличивается. Если винт переходит на авторотацию, то частота вращения винта падает, что приводит к возникновению отрицательных углов атаки на лопастях винта, что может привести к отрицательной тяге. Сопротивление винта снижает качество самолета. Величина сопротивления зависит от:

- угла установки лопастей;

- скорости полета;

- авторотирует или остановлен винт;

При снижении на средних скоростях авторотирующий винт имеет меньшее сопротивление, чем остановленный.

При снижении на малых скоростях (на посадке) авторотирующий винт имеет большее сопротивление.

-Сопротивление винта остановленного на малом шаге, больше чем у винта на большом шаге на 40-50%.

-Для достижения большой дальности при отказе двигателя лопасти винта должны быть установлены на большой шаг.

Скорость планирования наивыгоднейшая V=160 км/час. Скорость планирования экономическая V=140км/ч.

Влияние работы винта на аэродинамические характеристики самолёта. Наибольшее влияние на улучшение аэродинамических характеристик самолёта оказывает двигатель на максимальном режиме работы и на большом угле атаки крыла.

В условиях когда на углах атаки выше наивыгоднейшего винт работает в условиях косой обдувки сила тяги винта делится на две составляющие одну из которых P_q расходуется на преодоление сопротивления самолета, а другая Р_у действует по направлению подъемной силы, увеличивая ее.

При работе винта аэродинамические силы самолета увеличиваются за счет увеличения местной скорости обтекания частей самолета на величину скорости струи отбрасываемой винтом. Качество самолета при этом практически не меняется т.к.лобовое сопротивление и подъёмная сила меняются пропорционально квадрату скорости набегающего потока. Меняется аэродинамические характеристики самолета за счет увеличения подъемной силы крыла на величину составляющей Р_у.

При работе винта:

- коэффициент С_у резко увеличивается с увеличением углов атаки;

- чем больше режим работы двигателя, тем большее влияние оказывает на прирост С_у составляющая тяги двигателя Р_у;

- увеличение С_х происходит значительно меньше чем С_у.

Рис. 11.17. Влияние косой обдувки винта на подъёмную силу крыла.

Улучшение аэродинамических свойств самолета Ан-2 за счет работы силовой установки позволило уменьшить скорость отрыва, длину разбега и взлетную дистанцию.

Особенности устройства ВИШ самолетов с ТВД Винты самолетов с ТВД должны иметь следующее дополнительные устройства:

- автоматическое управление поворотом лопастей;

- широкий диапазон углов установки лопастей;

- автоматическую установку ВВ во флюгер при отказе двигателя;

- иметь реверс винта при посадке;

- иметь минимальный установочный угол лопастей при запуске с целью уменьшения крутящего момента двигателя в первоначальный момент разгона;

- иметь промежуточный упор для обеспечения безопасности полета, при этом обеспечить снятие с промежуточного упора на посадке для создания отрицательной тяги для уменьшения длины пробега;

- иметь автоматические устройства, предохраняющие раскрутку воздушного винта и выход его на частоту вращения выше максимально допустимого;

- иметь большой КПД на важных режимах полета.

Контрольные вопросы.

1. Дайте объяснение характеристикам воздушного винта: профиль, хорда,
средняя линия.

2. Что такое геометрический шаг, поступь и скольжение воздушного винта?

3. Назовите аэродинамические силы элемента лопасти.

4. Есть ли разница между углом атаки и углом установки лопасти?

5. Что создаёт реактивный момент винта?

6. Как влияет скорость полёта на угол атаки В.В.?

7. Как изменяется тяга при увеличении скорости полёта?

8. Что такое эффективная и потребная мощности?

9. Что называется КПД В.В.?

10. Какие преимущества имеет ВИШ перед ВФШ?

11. Какие особенности имеют ВИШ на самолётах с ТВД?

Особенности аэродинамики несущего винта (НВ)

Общие положения.

Несущий винт вертолета (НВ) предназначен для создания подъемной силы, движущей (пропульсивной) силы и управляющих моментов.

Несущий винт состоит из втулки, лопастей, которые крепятся к втулке с помощью шарниров или упругих элементов.

Лопасти несущего винта, благодаря наличию на втулке трех шарниров (горизонтального, вертикального и осевого), совершают в полете сложное движение: - вращаются вокруг оси НВ, перемещаются вместе с вертолетом в пространстве, изменяют свое угловое положение, поворачиваясь в указанных шарнирах, поэтому аэродинамика лопасти несущего винта сложнее аэродинамики крыла самолета.

Характер обтекания НВ зависит от режимов полета.

Основные геометрические параметры несущего винта (НВ).

Основными параметрами НВ являются диаметр, ометаемая площадь, число лопастей, коэффициент заполнения, разнос горизонтального и вертикального шарниров, удельная нагрузка на ометаемую площадь.

Диаметр D - диаметр окружности по которой движутся концы лопастей при работе НВ на месте. У современных вертолетов диаметр составляет 14-35 м.

Ометаемая площадь F_om - площадь круга, который описывают концы лопастей НВ при его работе на месте.

Коэффициент заполнения σ равен:

σ = (Z_л/F_л) / F_ом (12.1);

где: Z_л - количество лопастей; F_л - площадь лопасти; F_ом - ометаемая площадь НВ.

Характеризует степень заполнения лопастями ометаемой площади, изменяется в пределах σ = 0,04÷0,12.

При увеличении коэффициента заполнения тяга НВ растет до определенного значения, в связи с увеличением реальной площади несущих поверхностей, затем падает. Падение тяги происходит из-за влияния скоса потока и вихревого следа от идущей впереди лопасти. При увеличении о, необходимо увеличить и мощность, подводимую к НВ из-за увеличения лобового сопротивления лопастей. При увеличении о уменьшается шаг, необходимый для получения заданной тяги, что отдаляет НВ от срывных режимов. Характеристика срывных режимов и причины их возникновения будут рассмотрены далее.

Разнос горизонтального l_г и вертикального ĺ_в шарниров - расстояние от оси шарнира до оси вращения НВ. Может рассматриваться в относительных величинах

ĺ_г=l_г/R (12.2.)

Находится в пределах ĺ_г=0,02÷0,05, ĺ_в=0,04÷0,06. Наличие разноса шарниров улучшает эффективность продольно-поперечного управления.

Удельная нагрузка на ометаемую площадь определяется как отношение веса вертолета к площади ометаемого НВ.

P_уд=G/F_HB (12.3.)

Основные кинематические параметры НВ.

К основным кинематическим параметрам НВ относятся частота или угловая скорость вращения, угол атаки НВ, углы общего или циклического шага.

Частота вращения n_с - число оборотов НВ в секунду; угловая скорость вращения НВ - ω = 2π_nc определяет его окружную скорость ω_R.

Величина ω_R на современных вертолетах равна 180-^220 м/сек.

Рис. 12.1 Углы атаки несущего винта и режимы его работы.

Угол атаки НВ (А) измеряется между вектором скорости набегающего потока и плоскостью вращения НВ (рис. 12.1). Угол А считается положительным, если воздушный поток набегает на НВ с низу. На режимах горизонтального полёта и набора высоты А -отрицательный, на снижении А- положительный.. Различают два режима работы НВ - режим осевого обтекания, когда А=±90° (висение, вертикальный набор или снижение) и режим косой обдувки, когда А≠±90°.

Угол общего шага - угол установки всех лопастей НВ в сечении на радиусе 0,7R.

Угол циклического шага НВ зависит от режима работы НВ, подробно этот вопрос рассматривается при анализе косой обдувки НВ.

Основные параметры лопасти НВ.

К основным геометрическим параметрам лопасти относятся радиус, хорда, угол установки, форма профиля сечений, геометрическая крутка и форма лопасти в плане.

Текущий радиус сечения лопасти г определяет его расстояние от оси вращения НВ. Относительный радиус определяется

ř=r/R (12.4);

Хорда профиля - прямая соединяющая наиболее удаленные точки профиля сечения, обозначается b (рис. 12.2).

Рис. 12.2. Параметры профиля лопасти.

Угол установки лопасти φ - угол между хордой сечения лопасти и плоскостью вращения НВ.

Угол установки φ на ř=0,7 при нейтральном положении органов управления и отсутствии махового движения считается углом установки всей лопасти и общим шагом НВ.

Профиль сечения лопасти представляет собой форму сечения плоскостью, перпендикулярной к продольной оси лопасти, характеризуется максимальной толщиной с_mах, относительной толщиной č= с_mах/в; вогнутостью f и кривизной f=f/в. На несущих винтах применяют, как правило, двояковыпуклые, несимметричные профили с небольшой кривизной.

Геометрическая крутка производится уменьшением углов установки сечений от комля до конца лопасти и служит для улучшения аэродинамических характеристик лопасти. Лопасти вертолетов имеют прямоугольную форму в плане, которая в аэродинамическом смысле не оптимальна, но проще с точки зрения технологии.

Кинематические параметры лопасти определяются углами азимутального положения, взмаха, качания и углом атаки.

Угол азимутального положения Ψ определяется по направлению вращения НВ между продольной осью лопасти в данный момент времени и продольной осью нулевого положения лопасти. Линия нулевого положения в горизонтальном полете практически совпадает с продольной осью хвостовой балки вертолета.

Угол взмаха β определяет угловое перемещение лопасти в горизонтальном шарнире относительно плоскости вращения. Считается положительным при отклонении лопасти вверх.

Угол качания ξ характеризует угловое перемещение лопасти в вертикальном шарнире в плоскости вращения (pиc.l2.13) Считается положительным при отклонении лопасти против направления вращения.

Угол атаки элемента лопасти α определяется углом между хордой элемента и набегающим потоком.

Лобовое сопротивление лопасти.

Лобовым сопротивлением лопасти называется аэродинамическая сила, действующая в плоскости вращения втулки и направленная против вращения НВ.

Лобовое сопротивление лопасти состоит из профильного, индуктивного и волнового сопротивлений.

Профильное сопротивление, вызывается двумя причинами: разностью давления перед лопастью и за ней (сопротивление давления) и трением частиц в пограничном слое (сопротивление трения).

Сопротивление давления зависит от формы профиля лопасти т.е. от относительной толщины (č) и относительной кривизны ( f ) профиля. Чем больше č и f тем больше сопротивление. Сопротивление давления не зависит от угла атаки на эксплуатационных режимах, но возрастает на критических α.

Сопротивление трения зависит от частоты вращения НВ и состояния поверхности лопастей. Индуктивное сопротивление — это сопротивление, вызванное наклоном истинной подъемной силы вследствие скоса потока. Индуктивное сопротивление лопасти зависит от угла атаки а и возрастает с его увеличением. Волновое сопротивление возникает на наступающей лопасти при превышении скорости полёта выше расчетной и появлении на лопасти скачков уплотнения. Лобовое сопротивление, как и сила тяги, зависит от плотности воздуха.

Импульсная теория создания тяги несущего винта.

Физическая сущность импульсной теории заключается в следующем. Работающий идеальный винт отбрасывает воздух, предавая его частицам определенную скорость. Перед винтом образуется зона подсасывания, за винтом - зона отбрасывания и устанавливается воздушный поток через винт. Основные параметры этого воздушного потока: индуктивная скорость и прирост давления воздуха в плоскости вращения винта.

На режиме осевого обтекания воздух подходит к НВ со всех сторон, а за винтом образуется сужающая воздушная струя. На рис.12.3. изображена достаточно большая сфера с центром на втулке НВ с тремя характерными сечениями - сечение 0, - плоскость вращения винта, сечение 1 со скоростью потока V₁ (скорость подсасывания) и сечение 2 со скоростью потока V₂ (скорость отбрасывания).

Поток воздуха отбрасывается НВ с силой Т, но и воздух давит на винт с этой же силой. Эта сила и будет силой тяги несущего винта. Сила равна произведению массы тела на ускорение, которое тело получило под действием этой силы. Следовательно, тяга НВ будет равна

T = m_sa (12.5.)

где: m_s - секундная масса воздуха, проходящая через площадь НВ равная

m_s = ρFV₁ ( 12.6.)

где ρ - плотность воздуха;

F - площадь, отметаемая винтом;

V₁ - индуктивная скорость потока (скорость подсасывания); а - ускорение в потоке.

Рис. 12.3. К объяснению импульсной теории создания тяги.

Формулу (12.5.) можно представить в другом виде

T = 2ρFV₁² (12.7.)

так как по теории идеального винта скорость отбрасывания воздуха V₂ винтом в два раза больше скорости подсасывания V₁ в плоскости вращения НВ.

V₂=2V₁ (12.8.)

Практически удвоение индуктивной скорости происходит на расстоянии равном радиусу НВ. Скорость подсасывания V₁ у вертолетов Ми-8 равна 12м/с, у Ми-2 -10м/с.

Вывод: Сила тяги несущего винта пропорциональна плотности воздуха, ометаемой площади НВ и индуктивной скорости (частоте вращения НВ). Перепад давления в сечении 1-2 по отношению к атмосферному давлению в невозмущенной воздушной среде равен трем скоростным напорам индуктивной скорости

ΔP₀=P_1-2-P₀=3(ρV²/2) (12.9.)

что вызывает увеличение сопротивления элементов конструкции вертолета, находящимися за НВ.

Теория элемента лопасти.

Сущность теории элемента лопасти заключается в следующем. Рассматривается обтекание каждого малого участка элемента лопасти, и определяются элементарные аэродинамические силы dy_э и dx_э действующие на лопасть. Подъемная сила лопасти У_л и сопротивление лопасти Х_л определяются в результате сложения таких элементарных сил, действующих по всей длине лопасти от ее комлевого сечения (r_к) до концевого (R):

Аэродинамические силы действующие на несущий винт определяются как сумма сил действующих на все лопасти.

Для определения тяги несущего винта пользуются формулой аналогичной формуле подъемной силы крыла.

T=Cm(ρ(ωR)²/2) (12.10.)

Согласно теории элемента лопасти, сила тяги развиваемая несущим винтом, пропорциональна коэффициенту тяги, ометаемой площади НВ, плотности воздуха и квадрату окружной скорости конца лопастей.

Выводы сделанные по импульсной теории и по теории элемента лопасти взаимно дополняют друг друга.

На основании этих выводов следует, что сила тяги НВ в режиме осевого обтекания зависит от плотности воздуха (температуры), установочного угла лопастей (шага НВ) и частоты вращения несущего винта.

Режимы работы НВ.

Режим работы несущего винта определяется положением НВ в потоке воздуха (рис.12.1). В зависимости от этого определяют два основных режима работы: режим осевого и косого обтекания. Режим осевого обтекания характеризуется тем, что набегающий невозмущённый поток двигается параллельно оси втулки НВ (перпендикулярно плоскости вращения втулки НВ). В этом режиме несущий винт работает на вертикальных режимах полёта: висение, вертикальный набор высоты и снижение вертолёта. Основной особенностью этого режима является то, что положение лопасти относительно потока, набегающего на винт, не меняется, следовательно, не меняются аэродинамические силы при движении лопасти по азимуту. Режим косого обтекания характеризуется тем, что воздушный поток набегает на НВ под углом к его оси (рис.12.4.). Воздух подходит к винту со скоростью V и отклоняется вниз за счет индуктивной скорости подсасывания Vi. Результирующая скорость потока через НВ будет равна векторной сумме скоростей невозмущенного потока и индуктивной скорости

V1=V+Vi (12.11.)

В результате этого увеличивается секундный расход воздуха протекающий через НВ, а следовательно, и тяга несущего винта, которая увеличивается с ростом скорости полета. Практически рост тяги НВ наблюдается при скорости свыше 40км/ч.

Рис. 12.4. Работа несущего винта на режиме косой обдувки.

Косая обдувка. Эффективная скорость обтекания элемента лопасти в плоскости вращения НВ и ее изменение по ометаемой поверхности НВ. На режиме осевого обтекания каждый элемент лопасти находится в потоке, скорость которого равна окружной скорости элемента и =ωr_э, где r_э радиус данного элемента лопасти (Рис.12.6).

На режиме косого обтекания при угле атаки НВ не равном нулю (А=0) результирующая скорость W, с которой поток обтекает элемент лопасти, зависит от окружной скорости элемента u, скорости полета V₁ и угла азимута Ψ.

W = u +V₁ sinΨ (12.12.)

т.е. при неизменной скорости полета и постоянной частоте вращения НВ (ωr=const.) эффективная скорость обтекания лопасти будет меняться в зависимости от угла азимута.

Рис. 12.5. Изменение скорости обтекания лопасти в плоскости вращения ВВ.

Изменение эффективной скорости обтекания по ометаемой поверхности НВ.

На рис.12.6. показаны векторы скоростей потока, который набегает на элемент лопасти в результате сложения окружной скорости и скорости полета. На схеме видно, что эффективная скорость обтекания изменяется как вдоль лопасти, так и по азимуту. Окружная скорость растёт от нуля у оси втулки винта до максимальной на концах лопастей. В азимуте 90° скорость элементов лопасти равна ω_эr+υ₀, на азимуте 270° результирующая скорость равна ω_эr_н+υ₀, у комля лопасти в зоне с диаметром d поток набегает со стороны ребра обтекания, т.е. образуется зона обратного обтекания, зона, которая не участвует в создании тяги.

Диаметр зоны обратного обтекания тем больше, чем больше радиус НВ и чем больше скорость полета при неизменной частоте вращения НВ.

На азимутах Ψ=0⁰ и Ψ=180⁰ результирующая скорость элементов лопасти равна ω_эr_э.

Рис. 12.6. Изменение эффективной скорости обтекания по ометаемой поверхности ВВ.

Косая обдувка. Аэродинамические силы элемента лопасти.

При нахождении элемента лопасти в потоке возникает полная аэродинамическая сила элемента лопасти R_r, которая может быть разложена в скоростной системе координат на подъемную силу У_аr и силу лобового сопротивления Х_аr. Величина элементарной аэродинамической силы определяется по формуле:

R_r=C_R ρ(W_r²/2)S_r (12.13.)

Просуммировав элементарные силы тяги и силы сопротивления вращению, можно определить величину силы тяги и сопротивления вращению всей лопасти.

Точка приложения аэродинамических сил лопасти является центром давления, который находится на пересечении полной аэродинамической силы с хордой лопасти.

Величина аэродинамической силы R_r определяется углом атаки элемента лопасти α_r, который представляет собой угол между хордой элемента лопасти и набегающим потоком W_r (Рис.12.7).

Угол установки элемента лопасти φ есть угол между конструктивной плоскостью несущего винта (КПВ) и хордой элемента лопасти.

Угол притекания β_r есть угол между скоростями ωr_r и W_r .(Рис. 12.7.)

Рис.12.7.Аэродинамические силы элемента лопасти при косой обдувке.

Возникновение опрокидывающего момента при <