Контрольные вопросы

1. Каково назначение рулевого винта?

2. Перечислить основные технические характеристики РВ.

3. Объяснить схему путевого равновесия вертолета. Назвать причи­ны нарушения данного равновесия.

4. Перечислить факторы, влияющие на силу тяги РВ.

5. Какое влияние на тягу РВ оказывает боковой ветер справа? слева?

6. Что такое интерференция? Каково ее влияние на эффективность работы РВ?

7. При каких условиях возможны потеря эффективности путевого управления, неуправляемое вращение вертолета?

8. Назвать основные ограничения, связанные с аэродинамикой РВ.

5. Аэродинамические характеристики фюзеляжа

К ним откосятся подъемная сила фюзеляжа Уф и лобовое сопротивление Хф фюзеляжа:

уф=Суф∙V²/2∙Sф; xф=Схф∙V²/2∙Sф.

Подъемная сила по своему значению невелика и в расчетах не учитывается.

Лобо­вое сопротивление зависит от угла атаки фюзеляжа ф, поступатель­ной скорости V и индуктивного потока НВ Vi.

Продувки фюзеляжа в аэродинамической трубе показывают, что сопротивление будет минимальным Хфmin на углах атаки, близких к нулевым: ф = 0.

На углах атаки ф<0 и ф>0 коэффициент лобово­го сопротивления Схф возрастает.

На висении и малых скоростях полета сопротивление фюзеляжа неве­лико. При увеличении скорости набегающего потока и индуктивного по­тока НВ за фюзеляжем и хвостовой балкой возрастает зона срыва пото­ка и пониженного давления.

Сила лобового сопротивления фюзеляжа воз­растает пропорционально V², причем торможение потока фюзеляжем бо­лее интенсивное на отрицательных углах атаки (моторные режимы) по сравнению с положительными углами атаки (режим самовращения НВ), так как влияет затенение фюзеляжем хвостовой балки.

Чем больше лобовое (вредное) сопротивление фюзеляжа, тем больше должна быть потребная мощность НВ, затрачиваемая на создание пропульсивной силы НВ. Эта часть потребной мощности называется мощностью движения.

Мощность движения определяется по формуле: Nдв=ХфV=Cхф((V³)/2)Sф, следовательно, для увеличения скорости требуется значительное, про­порциональное V³ увеличение мощности движения.

Вывод: За фюзеляжем происходит торможение и скос потока, влияю­щие на эффективность стабилизатора и РВ. На скоростях, близких к Vmax, уменьшаются скосы потока, так как нарушается плавное обтека­ние фюзеляжа.

На режиме самовращения НВ хвостовая часть вертолета находится в зоне затенения фюзеляжем. Следовательно, на указанных режимах полета фюзеляж оказывает отрицательное влияние на баланси­ровку, устойчивость и управляемость вертолета.

Для снижения вредного сопротивления фюзеляжа на крейсерских ско­ростях полета необходимо, чтобы угол атаки фюзеляжа был близок к нулю. С этой целью ось вала главного редуктора НВ имеет наклон впе­ред на 4°30'.

4.1 Аэродинамические характеристики стабилизатора

Стабилизатор предназначен для обеспечения продольной устойчивос­ти и балансировки вертолета. Аэродинамические характеристики стаби­лизатора определяются его подъемной силой У_ст = Су_ст∙∙V²/2∙Sст , где Су_ст-коэффициент подъёмной силы стабилизатора, Sст - площадь стабилизатора.

Чем больше подъемная сила стабилизатора, тем больше восстанавли­вающий момент, действующий на вертолет в возмущенном движении. При этом эффективность ста­билизатора должна быть одинаковой как на положительных, так и на отрицательных углах атаки. С этой целью профиль стабилизатора выполнен сим­метричным.

На подъемную силу стабилизатора оказывают влияние: угол атаки ст, скорость полета V, площадь Sст.

Увеличение угла атаки приводит к положительному приращению подъ­емной силы, а его уменьшение - к отрицательному. В первом случае стабилизирующий момент действует на пикирование, во втором - на каб­рирование.

На режиме висения под влиянием индуктивного потока НВ скос потока на стабилизаторе максимальный, подъ­емная сила Уст будет направлена вниз и создает кабрирующий момент Мкаб.

При висении с встречным ветром Мкаб возрастает, при висении с по­путным - появляется момент на пикирование. Следовательно, при дос­таточно большой площади стабилизатора Sст затрудняется процесс ба­лансировки вертолета, особенно с передними центровками− увеличиваются расходы продольного управления.

В установившемся полете с поступательной скоростью стабилизатор создает отрицательную подъемную силу и кабрирующий момент. Это обеспе­чивает балансировку на данном режиме полета. В то же время подъ­емная сила Уст увеличивается пропорционально V².

При переходе НВ на режим самовращения вертолёт снижается с повышенной вертикальной скоростью. Балансировка вертолёта осуществляется на положительных углах атаки. На стабилизатор начинает действовать воздушный поток снизу, поэтому он создаёт положительную подъёмную силу и момент пикирования.

Выводы: I, Эффективность стабилизатора влияет на запасы продоль­ной устойчивости и управляемости. На висении и малых скоростях по­лета эффективность стабилизатора низка, а с ростом скорости значи­тельно повышается.

2. Для получения приемлемых характеристик устойчивости вертолета на режиме самовращения НВ угол установки стабилизатора выбран −6 ^º.

3. Площадь стабилизатора обеспечивает необходимые запа­сы отклонения РЦШ "на себя" на висении с предельно передними цент­ровками и ветром сзади.