Профильная мощность

Cтраница 3

Кривая мощности, потребной вертолету для горизонтального полета на заданной высоте с заданным полетным весом. [31]

Поэтому полная потребная мощность велика на висении, достигает минимума в середине диапазона скоростей вертолета и снова возрастает при больших скоростях вследствие роста вредных потерь. При очень больших скоростях срыв и сжимаемость воздуха вызывают также рост профильной мощности. Воздушная подушка значительно уменьшает потребную мощность на режимах висения и очень малых скоростей полета, но при больших скоростях ее влияние невелико. Полетный вес влияет главным образом на индуктивную мощность, пока нагрузка не возрастет настолько, что возникает срыв, который вызывает рост профильной мощности. [32]

Некоторые усовершенствования теории сохраняют возможность аналитического определения характеристик. Например, если коэффициент сопротивления сечения задать в виде сл - 60 - f - Sict - - 8 2х2, то расчет профильной мощности будет уточнен и в то же время соответствующие интегралы можно найти аналитически. Но получаемые формулы оказываются все-таки весьма сложными, и потому результаты часто представляют в виде графиков характеристик, построенных для какого-либо типичного винта. Вследствие сложности аэродинамики несущего винта большинство методов расчета характеристик, кроме тех, которые основаны на простейших формулах, сопряжено с большим объемом вычислений. Поэтому результаты таких расчетов удобно и экономично представлять в виде графиков или таблиц характеристик. Если использовать быстродействующие ЦВМ, то численный анализ характеристик практически приемлем и для конкретных винтов. Такой анализ необходим, когда в нем учитываются многие конкретные особенности данного винта, такие, как форма лопасти в плане и набор ее профилей. [33]

На рис. 6.3 приведен схематический график изменения мощности, потребной для горизонтального полета вертолета, в зависимости от скорости его полета. Индуктивная мощность Р - доминирует на висении, но быстро убывает со скоростью. Профильная мощность Р0 слегка возрастает с увеличением скорости. [34]

Эта формула описывает, основные закономерности изменения аэродинамических характеристик винта на висении и имеет приемлемую точность, если при расчете индуктивной мощности взять подходящую величину коэффициента k, а при расчете профильной мощности - подходящую величину среднего коэффициента сопротивления cda. График зависимости коэффициента мощности от коэффициента силы тяги ( или зависимости Ср / аот С7 / а) называют полярой несущего винта. Поляра идеального винта ( профильная мощность равна нулю, индуктивная мощность минимальна, и, следовательно, коэффициент совершенства М равен 1) задается уравнением Ср Сг / 2 / Л / 2 - Реальная поляра расположена выше идеальной из-за наличия профильных потерь и поднимается с увеличением Ст быстрее вследствие того, что индуктивные затраты больше. Примеры поляр несущего винта на висении приведены в разд. [35]

При малых величинах силы тяги доминирующую роль играет профильная мощность, при умеренных величинах силы тяги СР растет как с / 2 вследствие увеличения идуктив-ной мощности, а при больших силах тяги профильная мощность резко возрастает вследствие срыва потока с лопастей. Максимальному коэффициенту совершенства винта соответствует точка, в которой отношение Ср / Ст2 минимально; в этой точке поляра касательна к кривой Ср / Ст const. Однако вследствие влияния срыва на профильную мощность максимум М достигается при величине Ст / о, немного превосходящей ту, при которой начинается срыв. Минимальным затратам мощности на единицу силы тяги соответствует точка, в которой прямая, проходящая через начало координат, касается поляры. [36]

Мерой влияния срыва на несущем винте служит отношение коэффициента силы тяги к коэффициенту заполнения Ст / а, которое определяет средний по диску винта коэффициент подъемной силы лопасти. На режиме висения могут быть получены достаточно высокие значения Ст / а до наступления срыва и увеличения профильных потерь мощности. Однако при полете вперед на стороне отступающей лопасти углы атаки увеличиваются для обеспечения той же нагрузки, что и на стороне наступающей лопасти ( см. разд. Профильная мощность увеличивается, если в срыве находится значительная часть диска винта. Важно отметить, что нарастание вибраций и нагрузок на винт происходит резко в результате больших переменных составляющих шарнирных моментов лопасти, периодически попадающей в срыв. Срыв на несущем винте вертолета подробно рассмотрен в гл. Предельная величина Ст / а, определяемая при полете вперед срывом, уменьшается при увеличении скорости полета или про-пульсивной силы винта, поскольку оба эти фактора увеличивают неравномерность распределения углов атаки по диску. С другой стороны, для заданного Ст / а влияние срыва проявляется при некотором критическом значении ц, которое увеличивается при снижении нагрузки на лопасть. Поскольку наименьшее допустимое значение Ст / а ограничено возможностями увеличения площади лопасти ( по соображениям ухудшения массовых и летных характеристик), предельная величина ц, обусловленная срывом, является важным конструктивным параметром вертолета. [37]

Зная полетный вес и скорость полета, можно рассчитать CL-Затем с помощью простой формулы типа приведенной выше ( или графиков характеристик винта) можно найти профильные потери ( D / L) 0, после чего расчет потребной мощности по существу заканчивается. Этот способ расчета характеристик был разработан для автожиров. Поэтому во многих ранних работах профильная мощность выражалась через ( D / L) o - Однако для вертолетов этот способ не очень подходит, так как выражение отношения сопротивления к подъемной силе D / L СР / ( цСг) на режиме висения обращается в бесконечность. [38]

Наклон кривой скоростей протекания в этой области велик. Это означает, что для компенсации профильной мощности достаточно небольшое увеличение скорости снижения. Для реального вертолета при расчете скорости ( V - - V) / VB должны также учитываться потери мощности на рулевой винт и на аэродинамическую интерференцию. Эти потери составляют от 15 до 20 % профильной мощности, так что их учет дает лишь малую поправку к величине скорости снижения. [39]

Кривая мощности, потребной вертолету для горизонтального полета на заданной высоте с заданным полетным весом. [40]

Наконец, имеются формулы, выражающие коэффициенты махового движения через 90 и АППУ - Методом Бейли можно рассчитать и характеристики вертолета, но при этом потребуются последовательные приближения. Для заданных величин силы тяги, скорости и вредного сопротивления методом баланса энергии определяется коэффициент СР потребной мощности. Если СР известно, то формула этого коэффициента опять-таки дает квадратное уравнение относительно АСШУ - Решив это уравнение и зная 9о и АППУ, можно заново рассчитать профильную мощность по формуле Бейли, а затем из условия равенства мощностей найти новую величину общей потребной мощности. Эти вычисления повторяют до тех пор, пока мощность ( а также АППУ) не перестанет изменяться. Таким образом, даже метод Бейли сопряжен с большим объемом вычислений, так как при заданных Ст и СР нужно решить два уравнения относительно 90 и ЛИПУ, а для вертолета необходимы еще последовательные приближения. [42]

При максимальной скорости горизонтального полета потребная мощность вертолета равна располагаемой. На больших скоростях основные затраты мощности связаны с вредным сопротивлением. Если максимальная скорость ограничена располагаемой мощностью, то нужно увеличить мощность силовой установки вертолета или уменьшить сопротивление втулки и фюзеляжа. Поскольку мощность, обусловленная вредным сопротивлением, пропорциональна У3, значительное уменьшение вредного сопротивления или увеличение располагаемой мощности приводит лишь к небольшому увеличению скорости. Профильная мощность несущего винта также резко увеличивается при больших скоростях полета вследствие эффектов срыва и сжимаемости. [43]

Винт с М 1 имеет минимальную индуктивную мощность, у оптимального винта к ней добавляется минимальная профильная мощ-ность. У идеального несу-щего винта профильная мощность слегка увеличивается вследствие постоянства хорды. Наконец, у реального винта затраты мощности дополнительно возрастают за счет увеличения в k раз индуктивной мощности. На рис, 2.11 приведены аэродинамические характеристики, рассчитанные по простой формуле, по теории элемента лопасти и по элементно-импульсной теории. Расхождение результатов расчета по простой формуле и по теории элемента лопасти обусловлено тем, что по-разному была найдена профильная мощность. Расхождение результатов расчета по теории элемента лопасти и по элементно-импульсной теории объясняется тем, что в последней принято неравномерное распределение индуктивных скоростей. [44]

Диаграмма авторотации. [45]

Страницы: 1 2 3 4