Cтраница 3
Наиболее тяжелыми для прочности рулевого винта режимами являются развороты вертолета на висении, резкое отклонение педалей при маневрировании и полет на малой скорости. [31]
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. [32]
Основным недостатком фенестрона является значительно большая мощность, потребляемая им на режиме висения вертолета и большое аэродинамическое сопротивление корпуса фенестерона на режиме горизонтального полета вертолета. Лопасти и кольцо фе-иестрона выполняются из КМ. Конструирование втулки и лопастей феыестрона аналогично процессу конструирования жесткого многолопастного маршевого винта. [33]
Важным дополнительным требованием является высокая приемистость, так как положение самолета на режиме висения определяется вектором тяги его силовой установки. Кроме того, силовая установка СВВП ( СКВП) должна обладать повышенной надежностью, которая обеспечивается увеличением числа двигателей, создающих вертикальную составляющую тяги, чтобы при выключении одного из них тяговооруженность оставалась больше единицы. Наконец, скорость истечения газовых струй из силовой установки на взлете и при посадке не Должна приводить к разрушению аэродромного или палубного покрытия и сопровождаться чрезмерным шумом. [34]
Рассмотрим теперь нагрузку на диск, при которой несущий винт будет иметь на режиме висения минимальную удельную мощность. [35]
Тот факт, что число лопастей конечно, при полете вперед, как и на висении, приводит к ухудшению аэродинамических характеристик винта, которое схема активного диска не учитывает. Нагрузка может быть любым способом распределена по диску вплоть до его кромки, тогда как на реальной лопасти подъемная сила сечения в концевой части постепенно падает до нуля. В результате уменьшается сила тяги или возрастает индуктивная мощность. Уменьшение нагрузки концевой части можно учесть с помощью коэффициента концевых потерь В, предположив, что при г BR сечения лопасти не создают подъемной силы, но имеют сопротивление. [36]
Сравнительные данные показывают, например, что нагрузки на агрегатах хвостовой трансмиссии вертолета Ми-8 на режиме висения изменяются в достаточно широких пределах. [37]
Они обеспечивают изменение направления вектора тяги в процессе взлета и посадки самолета, в условиях режимов висения и перехода к горизонтальному полету. [38]
Создаваемый несущим винтом поток обдувает фюзеляж, что приводит к появлению силы сопротивления фюзеляжа, которая на режимах висения и вертикального полета направлена по вертикали. Существование этого сопротивления требует увеличения силы тяги винта при заданном полетном весе и, следовательно, ухудшает аэродинамические характеристики вертолета. Чтобы оценить сопротивление фюзеляжа, рассмотрим скорость потока в полностью развитом следе винта. [39]
Под несущим винтом воздух также поступает в струю, а вблизи диска существует возвратное течение, особенно на висении. Принятая в импульсной теории схема обтекания винта не учитывает эти явления, но их влияние на индуктивную мощность имеет второстепенное значение. [40]
Учитывая приближенность таких оценок, можно, по-видимому, просто принять сопротивление фюзеляжа при наборе высоты равным сопротивлению на висении. [41]
Здесь по-прежнему и Т / 2рА, а АР - избыток мощности по сравнению с той, которая нужна для висения. Так как эта формула получена по импульсной теории, она применима и при малых скоростях снижения. Таким образом, уменьшение индуктивной скорости вследствие увеличения потока сквозь винт при наборе высоты удваивает эффективность использования заданного избытка мощности. [42]
На рис. 3 и 4 нриведены аналогичные результаты для вертолета № 2 в режиме горизонтального крейсерского нележа, и режиме висения. [43]
Величина допустимых эксплуатационных центровок вертолета Ми-6 выбрана так, что запас управления достаточен для выполнения всех режимов полета, в том числе и висения при попутном ветре. [44]
Конструктивные особенности такого класса двигателей обусловлены специфичностью летательного аппарата, требующего от силовой установки создания необходимой тяги для вертикального взлета и посадки, режима висения и переходных режимов к горизонтальному полету, а также обеспечения необходимой энергии для управления и стабилизации самолета в условиях малых и нулевых скоростей полета, когда действие аэродинамических рулей неэффективно. [45]