Профилировка, крутка лопасти НВ

Форма лопасти НВ в плане

Хорда лопасти НВ

Длина хорды b лопасти НВ может быть определена по формуле

. (3.25)

Лопасти НВ вертолетов могут иметь прямоугольную, трапециевидную или смешанную форму в плане.

Выгодными считаются лопасти трапециевидной формы с сужением к концу (η = 2…3). Но поскольку влияние формы лопасти на величину тяги НВ относительно невелико (сравнительно с влиянием других параметров), то наиболее распространены в вертолетостроении лопасти НВ прямоугольной формы.

В целях получения наилучшего аэродинамического качества лопасти НВ ее проектируют с переменным по размаху профилем (аэродинамическая крутка лопасти) и/или с переменным углом (Δφ) установки профилей в сечениях лопасти (геометрическая крутка).

В комлевом сечении лопасти, как правило, используют профили с большей толщиной (например, профиль NACA 23015), чем на законцовке (профиль NACA 23012). Лопасти НВ вертолетов имеют отрицательную, обычно линейную крутку, так что у комля они работают на больших углах атаки (рис. 3.6). Это дает более равномерное распределение аэродинамических сил вдоль лопасти и уменьшает индуктивные потери НВ, вызываемые неравномерностью распределения потока. Геометрическую крутку задают, ориентируясь на статистические данные. Чаще всего на легких вертолетах крутка лопасти НВ составляет Δφ = -5…-9°.

Таким образом, недостаточная эффективность из-за малой окружной скорости ωr комля по сравнению с окружной скоростью конца лопасти частично компенсируется: ростом коэффициента подъемной силы с_у (посредством увеличения угла атаки α за счет переменного профиля (рис. 3.7)) и/или увеличением хорды лопасти.

Рис. 3.6. Геометрическая крутка лопасти НВ вертолета

Рис. 3.7. Зависимость су от α профилей лопасти НВ

3.4.10. Относительное аэродинамическое сопротивление
легкого вертолета

Относительное (удельное) аэродинамическое сопротивление легкого вертолета с полозковым шасси (на этапе предварительного проектирования вертолета) может быть определено по графикам рис. 3.8 [11] или по формулам* [28, 99]:

, (3.26)

где и ‒ эмпирические коэффициенты:

; ,

= 0,018, = 0,5646 – вертолеты с неубирающимся шасси;

= 0,0174, = 0,5364 – вертолеты с убирающимся шасси;

= 0,0102, = 0,5364 – перспективные вертолеты;

= 0,0061, = 0,5364 – вертолеты-самолеты.

.............................

* ‑ размерность в формулах (3.26): ‑ в кг; Σс_хS_Э ‑ в м².

Рис. 3.8. Изменение сопротивления "вредной" пластинки, эквивалентной вертолету в зависимости от его взлетного веса: 1 – типовые вертолеты; 2 ‑ вертолеты нового поколения и перспективные; 3 ‑ самолеты; 4 ‑ Сикорский СН-53А; 5 ‑ Боинг-Вертол СН-47; 6 ‑ Аэроспасьяль SA.321; 7 ‑ Сикорский S-61N; 8 ‑ Белл UH-1B; 9 ‑ Аэроспасьяль ²Алуэтт III²; 10 ‑ Аэроспасьяль SA.341; 11 ‑ Аэроспасьяль SA.330J; 12 ‑ Сикорский S-76; 13 ‑ Белл 222; 14 ‑ Агуста А.109

3.5. Потребная энерговооруженность вертолета

Для современных вертолетов характерными (расчетными)
режимами полета [90] принято считать: висение на статическом
потолке = 1000...1500 м; полет на динамическом потолке ; полет с максимальной скоростью = 250…300 км/ч на высоте = 500 м; продолженный взлет при отказе одного двигателя (другой работает на чрезвычайном режиме). Каждый из расчетных случаев характеризуется потребной мощностью для привода НВ и РВ и величиной потерь мощности. Потребная энерговооруженность вертолета
определяется максимальным значением мощности двигателя на
заданном режиме полета.

Мощность силовой установки (мощность двигателя) для каждого
режима рассчитывают через удельную мощность ,
потребную для привода несущего винта на соответствующем режиме полета. При этом удельную мощность приводят к мощности на
высоте = 0 () и при = 0 () с учетом степени дросселирования двигателей в зависимости от режима и коэффициента
использования мощности :

, (3.27)

где “ 0 ”‑ индекс приведения; ‑ коэффициенты, учитывающие изменение располагаемой мощности двигателя в зависимости от высоты, скорости полета и дросселирования двигателя:

= 1 – 0,0695· ( в км); (3.28)

= 1 + 5,5·10^-7· ( в км/ч). (3.29)

При вычислении и используются значения и ,
соответствующие рассматриваемому расчетному режиму (табл. 3.5).

Таблица 3.5

Параметры полета	Висение на статическом потолке	Полет на динамическом потолке	Горизонтальный полет на максимальной скорости	Продолженный взлет при отказе одного двигателя
, км
, км/ч

Коэффициент использования мощности в общем случае
является функцией скорости (рис. 3.9).

Рис. 3.9. Зависимость

На режиме висения для легких вертолетов можно принять [28]:

x = 0,84…0,86 при m₀ < 10000 кг.

На экономической скорости горизонтального полета, обеспечивающей минимальный расход топлива, следует принять = 0,865;
на максимальной ‑ = 0,875; на крейсерской ‑ = 0,872.

В табл. 3.6 приведены значения постоянных и переменных
потерь эффективной мощности двигательной установки при передаче ее на несущий винт трансмиссией [28]: .

Таблица 3.6

Характеристики потерь	Виды потерь эффективной мощности двигателя при передаче ее на несущий винт вертолета	Коэффициенты потерь мощности,
Постоянные потери мощности	Привод рулевого винта: ‑ на режиме висения; ‑ на режиме горизонтального полета	0,08...0,12 0,02...0,04
Привод агрегатов двигателя и вертолета	0,01
Трение в трансмиссии	0,03
Привод вентилятора охлаждения	0,015
Гидравлические сопротивления входных устройств	0,025
Временные потери мощности	Воздушно-тепловая противообледенительная система	0,04
Пылезащищенное устройство (ПЗУ): ‑ ПЗУ выключено; ‑ ПЗУ включено	0,025 0,06

Значения коэффициентов мощности, характеризующих степень дросселирования двигателя на различных режимах его работы,
приведены в табл. 3.7.

Таблица 3.7

Степень дросселирования	Чрезвычайный режим	Номинальный режим	Крейсерский режим
=	= 1,07…1,1	= 0,9	= 0,76…0,81

3.5.1. Мощность для висения вертолета
на статическом потолке

Удельная приведенная мощность, потребная для висения
вертолета на статическом потолке [64, 90]:

Вт/Н, (3.30)

где ‑ относительный КПД НВ (на режиме висения » 0,75); ‑ относительная плотность воздуха на статическом потолке; ‑ относительная величина полной тяги несущего винта, уравновешивающая силу веса вертолета G₀ и аэродинамические сопротивления: фюзеляжа , горизонтального оперения (стабилизатора) и крыла , которые находятся в потоке от НВ:

, (3.31)

где , , ‑ относительные величины проекции фюзеляжа, горизонтального оперения и крыла на горизонтальную плоскость, соответственно (принимаются по статистическим данным или по результатам замеров 3D-моделей предварительных компоновок вертолета): ;

‑ относительный размах крыла, .

Для легких вертолетов одновинтовой схемы ≈ 0,003…0,007.

При предварительном и эскизном проектировании одновинтового вертолета можно принять [88].

3.5.2. Мощность для горизонтального полета
вертолета на

В предварительных расчетах энерговооруженности вертолета используется приближенный метод, в соответствии с которым
удельная приведенная мощность, потребная для горизонтального полета вертолета (в том числе и на ), может быть определена
по формуле [64, 72, 90]

(3.32)

где ‑ коэффициент индукции несущего винта; – суммарное
относительное лобовое сопротивление (3.26) ненесущих элементов
конструкции вертолета (фюзеляжа, оперения, шасси и т.п.).

Величины коэффициентов индукции в зависимости от
скорости горизонтального полета одновинтового вертолета можно определить по формуле [85]

(3.33)

Контрольные значения коэффициента индукции , определенные по (3.33) в зависимости от скорости полета, даны в табл. 3.8.

Таблица 3.8

, км/ч
	1,09	1,1	1,12	1,18	1,28	1,38

3.5.3. Мощность для полета вертолета
на динамическом потолке

Удельную приведенную мощность, Вт/Н, потребную для полета вертолета на динамическом потолке, определяют по данным работ [64, 72, 90]:

(3.34)

где ‑ экономическая скорость полета на динамическом потолке:

; (3.35)

‑ относительная плотность воздуха на динамическом потолке.

Известно, что продолжительный взлет и полет на динамическом потолке вертолет выполняет на экономических скоростях .
Причем разница в скоростях незначительная и объясняется изменением соотношения между индуктивной мощностью и суммой
профильной мощности и мощности движения.

3.5.4. Мощность для продолжения взлета вертолета
при отказе одного двигателя

Удельная приведенная мощность, потребная для продолжения
взлета вертолета при отказе одного двигателя [64, 72, 90]:

(3.36)

где ‑ экономическая скорость полета у земли:

; (3.37)

‑ число двигателей (при двух ГТД силовой установки [90]).

Выражения (3.30), (3.32), (3.34), (3.36) позволяют исследовать влияние нагрузки на и в области принятого диапазона изменения параметра . Результаты расчетов , , , сводят в таблицу.

3.5.5. Анализ энерговооруженности вертолета

Анализ результатов расчетов показывает, что в зависимости от назначения вертолета, заданных его ЛТХ и др., возможны различные варианты относительного расположения графиков функций , , и (рис. 3.10).

Требование обеспечения надежной эксплуатации вертолета на всех характерных режимах полета соответствует границам заштрихованных областей (рис. 3.10). При выборе параметров и характеристик проектируемого легкого вертолета используют функцию ‑ для нахождения расчетного значения :

.

Рис. 3.10. Характер зависимостей
, , и

3.6. Относительная масса конструкции планера

Относительная масса конструкции планера вертолета (3.3):

, (3.38)

где ‑ относительные массы фюзеляжа
(с капотами и хвостовой балкой), крыла, оперения, шасси и системы управления вертолета, соответственно.

3.6.1. Относительная масса фюзеляжа

Относительную массу фюзеляжа легкого вертолета можно
рассчитать по формуле [3.39]

, (3.39)

где ‒ коэффициент массы фюзеляжа, ≈1,7 кг^0,75/м^1,76 (табл. 3.9); ‒ взлетная масса первого, второго и т.д. приближений;
— площадь омываемой (наружной) поверхности фюзеляжа.

Величину принимают, учитывая статистические данные [82] (табл. 3.9), или вычисляют по одной из приближенных формул:

; (3.40)

, (3.41)

где , ‑ площади проекций фюзеляжа в плане и при виде сбоку; ‑ площадь миделевого сечения фюзеляжа; ‑ длина
фюзеляжа. Первая формула дает более точный результат.

Достаточно точную оценку величины можно получить по способу ¹⁾, согласно которому фюзеляж без надстроек разбивают на
несколько отсеков: носовой, центральный, хвостовой и хвостовая балка. В этом случае носовой и хвостовой отсеки заменяют полу-эллипсоидами, конусами или промежуточными фигурами, примыкающими к центральному отсеку. Центральную часть представляют
в виде цилиндра эквивалентного диаметра, величину которого определяют из условия равенства периметров миделевого и эквивалентного сечений; хвостовую балку ‑ в виде усеченного конуса.

..............................

¹⁾ Следует принимать во внимание, что наиболее перспективным является определение омываемой поверхности фюзеляжа вертолета по результатам
3D-моделирования общего вида (облика) вертолета и его частей в компьютерных системах: типа КОМПАС, SolidWorks, UNIGRAPHICS, CATIA и т.п.

Таблица 3.9

Вертолет	Масса фюзе-ляжа , кг	Нормальная взлетная масса , кг	Относительная масса фюзеляжа	Наружная поверхность фюзеляжа , м^2	К-нт массы фюзеляжа, кг^0,75/м^1,76
Ми-1			0,138		2,29
Ми-2			0,125		2,22
Ми-34
R-22			0,1079	9,6	1,84
Брэнтли В-2В			0,108		1,44
Брэнтли м.305			0,108	24,9	1,39
Во-105А			0,108	24,2	1,78
МВВ Во-105LS			0,108	25,4	2,15
Хиллер FH-1100, RH-1100			0,108	24,2	1,37
Хиллер RH-1100			0,108	24,2	1,44
Хьюз 369			0,108	21,7	1,36
ОН-6А Кэйюз 500			0,108	21,7	1,42
Хьюз 500 Д/Е			0,108	21,7	1,61
Хьюз 500 МД			0,108	21,7	1,61
Хьюз 530 F			0,108	22,4	1,61
Энстром F-28А			0,108	20,5	1,32
Энстром F-28F/280Шарк			0,108	20,5	1,41
SA-3160, Алуэтт III			0,108		1,6
SA-316B			0,108		1,79
SA-316C			0,108		1,82
SA-330C, Пума			0,108	69,3	1,85
SA-341G, Газель			0,108	21,4	2,01
SA-342L			0,108	21,4	2,18
AS-350В,Экюрей			0,108	33,4	1,56
Примечание. Для указанных в табл. 3.9 легких вертолетов приведены расчетные значения и

Такое внимание к величине площади фюзеляжа вертолета объясняется существенным влиянием величины на другие его характеристики.

3.6.2. Относительная масса оперения

Массу оперения (вертикального (ВО), горизонтального (ГО))
вертолета приближенно можно определить (см. (2.3)) по формуле

, (3.42)

где – удельная масса (средняя масса 1 м²) оперения, кг/м²;

– площадь оперения (ВО и/или ГО), м².

Поскольку удельная масса оперения вертолета по статистичес-ким данным имеет довольно большой разброс ( = 5,6 ... 12,4 кг/м²) *, а площадь оперения на начальных этапах проектирования еще не определена, на практике можно использовать эмпирическую зависимость массы оперения от взлетной массы вертолета:

, (3.43)

‒ относительная масса оперения: ≈ 0,001…0,002 для стабилизатора, ≈ 0,002…0,004 для киля легкого вертолета.

Относительную массу стабилизатора легкого вертолета в зависимости от удельной нагрузки на НВ также определяют по формуле

, (3.44)

где – коэффициент массы ГО, = 70…131,4 Н /м²;

(где ), на этапе предварительного и эскизного проектирования легкого вертолета можно принять ≈ 0,004.

Площадь ВО на вертолетах одновинтовой схемы составляет (0,6...1,5) % ометаемой площади НВ. На вертолетах, у которых
вместо обычного рулевого винта установлен многолопастный винт в канале – «фенестрон», площадь вертикального оперения увеличена до 2,5...3,5 % ометаемой площади НВ.

....................................

* ‒ У легких вертолетов Ми-34 и АК1-3 ‒ и кг/м², соответственно.

3.6.3. Относительная масса шасси

, (3.45)

где ‑ коэффициент относительной массы шасси: для полозкового шасси = 0,012…0,027; для неубирающегося колесного шасси
= 0,02…0,028; для убирающегося шасси ≈ 0,03…0,035
(бóльшие значения для вертолетов категории Е-1-Л1).

Масса хвостовой опоры одновинтового вертолета обычно не превосходит 0,1 % взлетной массы вертолета.

Известные статистические данные по зарубежным вертолетам дают несколько отличающиеся значения коэффициента массы (рис. 3.11) [96].

Полозковое шасси

Колесное шасси

Рис. 3.11. Зависимость коэффициента массы шасси k_ш
от взлетной массы m₀ (веса G₀) вертолетов и

3.6.4. Относительная масса управления

При оценке массы системы управления вертолетом ее условно разделяют на две части: ручную (проводка управления от командных рычагов до бустеров) и бустерную (автомат перекоса, бустеры с их креплением, проводка управления от бустеров до автомата
перекоса, основная гидросистема). Относительную массу системы управления в общем виде определяют по формуле [92]

, (3.46)

где ‑ относительные массы ручного (2.2) и бустерного управления вертолетом:

, (3.47)

где ‑ коэффициент массы ручного управления: = 7…10,5 кг/м ‑ для вертолетов транспортной категории, не имеющих вспомогательной системы управления; = 18…25 кг/м ‑ для вертолетов, имеющих вспомогательное управление для открытия грузовых створок, трапов, капотов, выпуска шасси и др.:

, (3.48)

здесь ‑ коэффициент относительной массы системы бустерного управления, ≈ 129,5 (кг/(м²·с²)); ‑ удлинение лопасти НВ
(для лопастей отечественных вертолетов = 17,5…20,5; для лопастей ряда зарубежных вертолетов = 12,4…20,3).

Легкие вертолеты весьма часто не оснащаются гидравлической системой управления. В этом случае масса всех элементов системы управления будет зависеть от величины шарнирных моментов лопастей, размеров и схемы вертолета, количества командных рычагов, типа проводки и автомата-перекоса. Определение массы управления сводится к расчету массы ручного управления, достигнутый уровень коэффициента массы которого подтверждается статистикой:

≈ 7,3…8,2 кг/м.

Масса элементов проводки управления зависит от ее длины,
изменяется пропорционально радиусу лопасти для легкого вертолета одновинтовой схемы. Так как длины всех проводок, кроме проводки
к РВ, невелики, то можно ограничиться простой (типовой) механической системой управления.

Дата добавления: 2014-11-29