Аэродинамические характеристики несущего винта 1. Аэродинамические характеристики профилей лопасти

На рис. 16 и 17 представлены аэродинамические характери­стики профилей лопасти несущего винта вертолета Ми-8 при различных числах М. На рис. 16 показано изменение коэффици­ента подъемной силы с_У от углов атаки отдельно для профиля ЫАСА-230 (рис. 16, а) и МАСА-230М (рис. 16,6). Как видно по кривым, для профиля ЫАСА-230 (см. рис. 16, а) на малых уг­лах атаки (до 11°) и при малых числах М (до 0,5) коэффициент подъемной силы изменяется лишь от углов атаки и не меняется от изменения числа М, так как при этом не проявляется явление «сжимаемости» воздуха. И лишь на больших углах атаки (боль­ше 11°) или при числах М больше 0,5—коэффициент подъемной

силы Су явно уменьшается при тех же углах атаки. Исключение составляет лишь для числа М = 0,8 на малых углах атаки (до 2°): здесь с_У несколько больше, чем при числах М меньше 0,8. Явление срыва потока для числа М = 0,3 наступает при угле ата­ки 15°. Чем больше число М, тем на меньшем угле атаки насту­пает срыв потока.

Су

1,25 1,00

					м=о,з
					А
				//
			А		0,6
		0,5-	ш		'щ
			ь		V
	0,6	ш	А
	/1/.	и	У\
	У	0,8
#	А 0,85
	9
г

ОС'

5. 10

Рис. 16. Изменение коэффициента подъемной силы от углов атаки и числа

М профиля лопасти вертолета Ми-8: а— для профиля МАСА-230; б—для профиля МАСА-230М

Характер изменения коэффициента подъемной силы в зави­симости от углов атаки для профиля МАСА-230М, расположен­ном на концевых частях лопастей, несколько отличается от характера изменения с_у профиля МАСА-230 (см. рис. 16,6). Вели­чина коэффициента подъемной силы на тех же углах атаки мень­ше, чем у профиля ИАСА-230. При числах М до 0,3 срыв потока наступает на очень больших углах атаки (более 15°). При чис­лах М выше 0,4 срыв потока наступает на меньших углах ата­ки, чем у профиля ЫАСА-230. У этого профиля на большем диа­пазоне углов атаки коэффициент подъемной силы с_у увеличи­вается с ростом числа М.

На рис. 17 представлено семейство поляр профилей лопасти вертолета Ми-8 в зависимости от числа М отдельно для профиля МАСА-230 (рис. 17, а) и КАСА-230М (рис. 17,6). Как видно по

коивым, у профиля ИАСА-230 коэффициент профильного сопро­тивления с_хр при тех же значениях коэффициентов подъемной силы Су больше, чем у профиля ЫАСА-230, следовательно, аэро-

0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30 схр

0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30 с_хр

6)

Рис. 17. Поляры профилей лопасти вертолета Ми-в:

а—для профиля КАСА-230; б—для профиля ЫАСА-230М

Динамическое качество профиля ИАСА-230М ниже, чем профи­ля ЫАСА-230. У профиля ЫАСА-230М уменьшение коэффициен­та подъемной силы с_у за критическими углами атаки происходит в меньшей степени, чем у профиля ЫАСА-230. Этим и объясня­ется лучшие срывные характеристики данного профиля.

2. Поляра несущего винта на режиме висения

Аэродинамическая характеристика всего несущего винта на режиме висения представляется в виде поляры его. Полярой не­сущего винта называется кривая, показывающая зависимость ко­эффициента тяги 1_У и коэффициента крутящего момента т_кр от величины общего шага несущего винта ф, аналогично (поляре крыла самолета. Здесь коэффициент тяги и аналогичен коэффи­циенту подъемной силы, а коэффициент крутящего момента т_Щ}

/

0,20

0,Ю

0,016

О

О О? О

Рис. 18. Поляра несущего винта верто­лета Ми-8 на режиме висениЯ: У—без влияния земли: 2 —с влиянием земли

аналогичен коэффициенту ло­бового сопротивления кры­ла с_х. Поляра несущего вин­та на режиме пвисения для вертолета Ми-8 представле­на на рис. 18 отдельно для случая без влияния земли (воздушной подушки) и с влиянием земли. Как видно по шюляре, чем больше об­щий шаг несущего 'винта,, тем больший коэффициент крутящего момента. Значит,, чем больший крутящий мо­мент приложен к несущему винту, тем больше будет ко­эффициент тяги, а значит, и больше тяга несущего вин­та на режиме висения. При наличии «воздушной подуш­ки» коэффициент тяги бу­дет больше, чем без нее при том же шаге несущего винта

и том же коэффициенте крутящего момента. И чем больше об­щий шаг винта, тем больше будет разница в коэффициентах тяги.

Поляра несущего винта строится на основе расчетов и ре­зультатов летных испытаний. Она дает возможность рассчитать тяговые характеристики несущего винта по известным форму­лам аэродинамики.

3. Максимальная тяга несущего винта на режиме висения

Тяга несущего винта на режиме висения определяется в об­щем виде по формуле Н. Е. Жуковского со степенью 2/3, полу­чившей широкое применение в практической аэродинамике вер­толета:

гл\2/3

_где 33,25 т]о — коэффициент Велльнера; А = р_н/$о — относитель­ная плотность воздуха; ^ —.коэффициент использования мощно­сти; #_е —эффективная мощность двигателей; О — диаметр несу­щего винта.

Для вертолета Ми-8 тяга несущего винта на режиме висения определялась аэродинамическим расчетом согласно поляре не­сущего винта (см. рис. 18) по следующей формуле:

где Рош — площадь, ометаемая несущим винтом; со/?— окружная

3000 2000 1000

11000 5)

10000 11000 Т,кгс 9000 10000

 

X
		N
N		\	\

8000 9000

 

	V
\	\ \	\

12000 Г кг С

Рис. 19. Максимальная тяга несущего винта вертолета Ми-8 в зависимости от высоты и температуры;

а —вые зоны влияния воздушной подушки; б —в зоне влияния воздушной подушки

скорость конца лопасти винта; г_у — коэффициент тяги; а — коэф­фициент заполнения несущего винта.

У вертолета Ми-8 площадь, ометаемая винтом Р_Ом, коэффи­циент заполнения несущего винта а и окружная скорость конца лопасти со/? •— величины постоянные и не меняются на всех ре­жимах полета. Следовательно, тяга несущего винта согласно по­следней формуле будет изменяться лишь от плотности воздуха р, зависящей от атмосферных условий и высоты, и от коэффици­ента тяги г_у, который зависит от общего шага несущего винта и ему соответствующего крутящего момента (см. рис. 18),

На рис. 19 представлены максимальные тяги несущего винта вертолета Ми-8 на режиме висения на взлетной мощности, по­лученные расчетом с помощью поляры и приведенной выше фор­мулы. Как видно по рис. 19, а, в стандартной атмосфере на взлетном режиме двигателей над уровнем моря без влияния воз-

· В этой формуле не использован коэффициент С_т, известный из общей ^аэродинамики вертолета, а принят коэффициент тяги г_у = С_т1<з, поэтому в формулу тяги входит коэффициент заполнения несущего винта а.

душной подушки винт вертолета Ми-8 развивает максимальную тягу, равную 11200 кгс. С увеличением высоты полета до 1400 м тяга уменьшается незначительно ввиду того, что до этой высоты мощность двигателей ТВ2-117А на взлетном режиме в стандарт­ной атмосфере увеличивается. Уменьшение тяги до этой высоты объясняется резким падением относительной плотности воздуха,, что видно по формуле Н. Е. Жуковского со степенью 2/3. На вы­соте 1400 м тяга равна 11000 кгс. При дальнейшем увеличении высоты тяга значительно уменьшается как за счет уменьшения мощности, так и за счет уменьшения плотности воздуха. На вы­соте 750 м тяга равна 11 100 кгс. Эта высота и будет потолком висения вертолета Ми-8 с нормальным взлетным весом в стан­дартной атмосфере. С повышением температуры выше стандарт­ной максимальная тяга будет уменьшаться за счет уменьшения мощности двигателей и плотности воздуха.

Максимальная тяга, развиваемая винтом вертолета Ми-8 в зоне влияния воздушной подушки, будет значительно выше (см: рис. 20,6). Над уровнем моря в стандартной атмосфере на взлет­ном режиме винт развивает тягу, равную 12 400 кгс. На высоте 1400 м она уменьшается на 200 кгс. На высоте 1500 м тяга вин­та будет равна 12 000 кгс. Эта высота и является потолком висе­ния для вертолета с максимальным взлетным весом в стандарт­ной атмосфере с учетом влияния земли, т. е. вертолет может взлетать с максимальным взлетным весом на воздушной подуш­ке с вертодромов, расположенных до высоты 1500 м над уровнем моря. С нормальным же весом 111000 кг вертолет может взле­тать в этих условиях с вертодромов, расположенных до «высоты 2000 м над уровнем моря.

На рис. 20 представлены более подробно тяговые характери­стики несущего винта вертолета Ми-8 на взлетном режиме ра­боты двигателей, на режиме висения в зависимости от темпера­туры наружного воздуха и высоты вертодрома над уровнем мо­ря без учета и с учетом влияния воздушной подушки, получен­ные расчетом по результатам исследований. Здесь характер изменения тяги винта точно соответствует характеру изменения мощности двигателей на взлетном режиме, а характер изменения мощности соответствует работе автоматики топливной систе­мы — закону регулирования мощности на взлетном режиме, ус­тановленному для двигателя ТВ2-117А. При этом тяга несуще­го винта будет изменяться не только от характера изменения мощности по температуре и высоте, но и от характера изменения плотности воздуха, от указанных параметров согласно формуле Жуковского со степенью 2/3.

Если взять барометрическую высоту, соответствующую уров­ню моря, то тяга несущего винта в зависимости от температуры наружного воздуха будет изменяться следующим образом. В диапазоне температур от —35 до 20° С с повышением темпе­ратуры наружного воздуха тяга несущего винта уменьшается

ввиду уменьшения мощности двигателей, но уменьшение тяги происходит не интенсивно, так как в этом диапазоне температур мощность уменьшается с увеличением температуры также не интенсивно. Здесь происходит ограничение мощности по расхо­ду топлива. При температуре выше 20° С, при дальнейшем росте температуры тяга продолжает уменьшаться, но более интенсив-

т, кгс 17000

11000 10000 9000 8000 7000

V

\

\\

\ Н=4500м-

6000

Т,

12000

11000^

кгс

Н=0м -500

-1000 9000 -1500

^2000 8000 -2500

-3000 7000 -3500 Н=Ш0м _Ш0/

-40-30-20-10 0 10 20 301нв°С

-40-30-20-10 0 10 20 ЗО1_НЗ°С б)

Рис. 20. Изменение тяги несущего винта вертолета Ми-ф на взлет­ном режиме работы двигателей, на режиме висения в зависимости от температуры наружного воздуха и барометрической высоты:

а—без учета влияния воздушной подушки; б—с учетом влияния воздушной

подушки

но, так как наступает автоматическое ограничение мощности двигателей по числу оборотов турбокомпрессора, а затем и по температуре газов перед турбиной компрессора согласно закону регулирования взлетного режима двигателей. При низких тем­пературах наружного воздуха ниже —35° С с понижением тем­пературы тяга несущего винта уже не увеличивается, а уменьша­ется. Это объясняется тем, что при этих температурах автомати­чески уменьшается мощность двигателей, так как вступает в работу ограничитель степени повышения давления воздуха в по­следних ступенях компрессора.

С увеличением барометрической высоты степень повышения Давления воздуха в последних ступенях компрессора увеличива­ется, поэтому вступает в работу ограничитель повышения давле­ния при более высоких температурах, чем у земли. Мощность

двигателей и тяга винта также будут уменьшаться с понижени­ем температуры, начиная с более высоких температур; и с высо­ты 1500 м и выше это ограничение будет наступать при темпера­туре около 0°С. Кроме того, уменьшение тяги винта с пониже­нием температуры объясняется увеличением потерь мощности на сжимаемость воздуха, так как с уменьшением температуры ско­рость звука уменьшается, а число М увеличивается при постоян­ных оборотах несущего винта.

По мере увеличения высоты ограничение максимальных обо­ротов наступает при более низких температурах наружного воз­духа, так как с подъемом на высоту обороты компрессора само­стоятельно увеличиваются.

По тяговым характеристикам несущего винта на взлетном режиме двигателей видно (рис. 20), что свободная тяга (без влияния воздушной подушки) и тяга винта в зоне влияния воз­душной подушки в условиях стандартной атмосферы в диапазо­не высот от 0 до 750 м изменяются в сторону уменьшения крайне незначительно, практически можно считать ее постоянной ввиду увеличения мощности двигателей на взлетном режиме с увели­чением высоты. При дальнейшем увеличении высоты тяга несу­щего винта уменьшается в среднем на 100 кгс на каждые 1000 м высоты, так как на этих высотах происходит интенсивное умень­шение мощности.

Указанные тяговые характеристики несущего винта на взлет­ном режиме (см. рис. 20) и легли в основу созданных номограмм для расчета максимально допустимого взлетного (посадочного) веса вертолета в зависимости от барометрической высоты верто­дромов и температуры наружного воздуха.

На рис. 21 показано влияние (воздушной подушки на величи­ну тяги несущего винта вертолета Ми-8 в зависимости от высо­ты и мощности двигателей. На рис. 21, а дано изменение относи­тельной тяги Т/Тоо несущего винта вертолета Ми-8 на взлетном режиме работы двигателей в стандартной атмосфере над уров­нем моря в зависимости от высоты висения. Неоднократными экспериментами установлено, что влияние воздушной подушки начинает проявляться с высоты 15 м от колес до земли. По мере приближения к земле эффект воздушной подушки возрастает и на высоте 2 м относительная тяга составляет 1,15, т. е. тяга вбли­зи земли на 15% больше тяги, развиваемой винтом вне зоны влияния земли (свободной тяги Гоо).

На рис. 21,6 и в показано изменение максимальной тяги вин­та вертолета Ми-8 от высоты зависания (от колес до земли) в стандартной атмосфере над уровнем моря на взлетном и номи­нальном режимах двигателей, полученное в результате летных испытаний. Как видно из рис. 21,6, на высоте 20 м и выше винт развивает на взлетном режиме двигателей тягу, равную 11 500 кгс. По мере уменьшения высоты зависания тяга при тех

же условиях увеличивается за счет влияния эффекта воздуш­ной подушки и на высоте 9 м она будет равна 12 000 кгс, а на высоте 2 м — 13 000 кгс.

Как видно, на взлетном режиме двигателей за счет эффекта воздушной подушки тяга увеличилась на 1500 кгс.

На номинальном режиме работы двигателей (см. рис. 21, в) винт развивает тягу вне зоны влияния воздушной подушки око-

1,15 1,10, 1,05 1,00

Т,кгс /5000

12000

11000,

о

Т,кгс 11000

10000 9000

 

		^^---------
1 5 10 15 20Нв,М п Я)
		**- —

15

20 Н,М

\
		^—	— —	—I II -

10 15 Н,м до колес

б)

Рис. 21. Зависимость максимальной тяги, развиваемой винтом вертолета Ми-8 на режиме висения в стандарт­ной атмосфере над уровнем моря в зависимости от высоты колес до земли:

а —относительная тяга для взлетного ре­жима работы двигателей; б—абсолютная тяга для взлетного режима работы дви­гателей; в —абсолютная тяга для номи­нального режима работы двигателей

ло 9750 кгс, по мере приближения к земле тяга растет и на вы­соте 2 м она составит 11 000 кгс.

Как видно, тяговые характеристики несущего винта верто­лета Ми-8 на режиме висения для установленного веса, как рас­четные, так и летные, вполне удовлетворительные, и даже есть резерв на дальнейшее увеличение максимального взлетного ве­са вертолета по мере накопления опыта эксплуатации и улучше­ния конструкции.

Летными испытаниями установлено, что установка резиновой защиты на носках лопастей от абразивного их износа практиче­ски не изменяет тяговые,характеристики несущего винта, а зна­чит, практически не меняет летно-технические характеристики вертолета.

4. Аэродинамические силы винта в поступательном полете

В поступательном полете аэродинамическая сила, создавае­мая реальным несущим винтом, определяется по той же форму­ле, что и для режима висения: \

С ростом скорости полета и началом косой обдувки аэроди­намическая сила винта при прочих равных условиях увеличива­ется до скорости экономической. При дальнейшем разгоне ско­рости за экономическую она уменьшается из-за ухудшения усло­вий работы винта на больших скоростях полета, как по причине уменьшения углов атаки несущего винта, так и за счет расшире­ния зоны обратного обтекания.

За счет завала конуса вращения назад и вправо аэродина­мическая сила, как и у вертолета Ми-4, отклоняется вслед за ко­нусом вращения несущего винта. В связанной системе координат она раскладывается на тягу Т, продольную силу Н и боковую си­лу 5. Роль и назначение этих сил такие же, как и у любого одно­винтового вертолета.

Так как на экономической скорости располагаемая тяга не­сущего винта максимальная, а на скоростях больше или меньше экономической тяга уменьшается, поэтому потребный коэффици­ент тяги будет изменяться в обратном порядке: на экономиче­ской скорости он будет минимальным, а на скоростях больше или меньше экономической коэффициент тяги будет увеличи­ваться. На рис. 22 даны потребные коэффициенты тяги от ско­рости горизонтального полета, веса и высоты полета (рис. 22, а), а также на режиме авторотации (рис. 22,6). Как видно по ри­сунку, чем больше вес вертолета и высота полета, тем больше потребный коэффициент для создания необходимой тяги для данного полета. Коэффициент может быть увеличен только при помощи увеличения общего шага несущего винта. На режиме авторотации коэффициент тяги от скорости полета практически не меняется, так как не меняются обороты несущего винта, а следовательно, и потребный шаг, от которого зависит коэффици­ент тяги.

Так как несущий винт в поступательном полете выполняет роль крыла, создавая подъемную силу, и одновременно явля­ется движителем вертолета, то несущие и пропульсивные свой­ства характеризуют его как крыло с помощью качества и как тянущий винт с помощью коэффициента полезного действия,

Работу несущего винта можно представить условно в следую­щем плане. На режиме самовращения подъемная сила создает­ся несущим винтом без подвода мощности, как у крыла самоле­та. Но при этом режиме у винта есть сопротивление. На режиме полета с подведенной мощностью несущий винт создает пропуль-сивную силу, которая уравновешивает сопротивление винта и

сопротивление вертолета. При этом винт создает также подъем­ную силу без подвода мощности, как крыло самолета. Вся мощ­ность расходуется на создание пропульсивной силы, как при тянущем винте самолета.

Аэродинамическое качество несущего винта определяется от­ношением подъемной силы его к сопротивлению на режиме ав­торотации или как отношение коэффициентов этих сил:

/у- Туг у

0,20

0,15

0,10

0,25

0,20

0,15

0,10

100

150

200

■Н=5000м

УЧООО

угооо уГооо

250 V, км/ч

 

 

			3000м
			500м

100

150

200 5)

250 V, км/Я'

Рис. 2'2. Потребные коэффициенты тяги несущего винта в за­висимости от скорости, веса вертолета и высоты полета:

а—для горизонтального полета; б—для режима авторотации- ---------- 0 =

= 11 100 кг, 0 = 12 000 кг

Аэродинамическое качество несущего винта ниже качества крыла размаха, равного диаметру, |В(виду того, что ери той же скорости полета у несущего винта больше профильное сопротив­ление из-за больших окружных скоростей всех сечений лопастей. Поэтому иногда выгодно ставить на вертолет крыло, особенно для вертолетов, имеющих относительную скорость более М = 0,3, так как на относительных скоростях более 0,3 качество винта уменьшается ввиду приближения явления срыва потока. Тогда качество всей несущей системы будет больше, чем системы с од­ним винтом.

Качество винта зависит от формы лопастей в плане, средней окружной скорости обтекания лопастей и от скорости полета вертолета. У винта с трапециевидными лопастями качество вы­ше, чем у винта с прямоугольными лопастями. Чем меньше окружная скорость лопастей, тем выше качество винта. Наи­большее качество винта —на скоростях, близких к максималь-

ным. На скоростях, менее максимальной, качество снижается за счет увеличения индуктивного сопротивления, а на скоростях более максимальной, — за счет роста профильного сопротивле­ния, объясняемого явлением срыва потока. Максимальное каче­ство современных винтов, в том числе и винта вертолета Ми-8, достигает 9—10.

:] 100 150 200 250 V, км/ч

100 150 200 250 V, км/ч 5)

 

Рис. 23. Изменение углов атаки несущего винта от ско­рости, веса вертолета и высоты полета:

а—для горизонтального полета; б—для режима авторотации;
------------------------------------- 0 = 11 100 кг;------- 0 = 12 000 кг

Качество вертолета определяется отношением подъемной си­лы к сопротивлению несущего винта (продольной силы) и со­противлению корпуса вертолета. Сопротивления несущего винта и корпуса вертолета в горизонтальном полете будут равны про-пульсивной силе несущего винта, на создание которой и уходит вся мощность, подведенная к несущему винту с учетом некото­рых потерь.

Качество вертолета определяется по следующей формуле:

СУ

где т] — пропульсивный к. п. д. несущего винта *.

Качество всего вертолета приближенно можно считать мень­ше качества несущего винта в два раза.

Углы атаки несущего винта А в основном изменяются от ско­рости полета: чем больше скорость, тем меньше углы атаки, и

· См. гл. III.

наоборот (рис. 23). На режимах полета с подведенной мощно­стью к несущему винту углы атяки могут быть как отрицатель­ными, так и положительными, а на режиме авторотации — толь­ко положительными. Как видно по кривым, углы атаки несуще­го винта мало изменяются от полетного веса вертолета и высо­ты полета.