книги из ГПНТБ / Лалетин К.Н. Практическая аэродинамика вертолета Ка-26 учеб. пособие

На режиме висения индуктивная мощность может быть определена по формуле

по ометаемой поверхности вызывает дополнительную неравномер­ ность индуктивного потока, а поэтому индуктивная мощность уве­ личивается на величину поправочного коэффициента. Кроме того, необходимо учесть уменьшение индуктивного сопротивления соос­ ной несущей системы вследствие проявления в косом потоке по тео­ рии индукции эффекта биплана. И в горизонтальном полете индук­ тивная мощность может быть определена по формуле

зонтальном полете индуктивная скорость при аэродинамическом расчете опреде­ ляется по формуле

у, = 0,5<üÄ V V с т2 + (2р2)2_ 2р2,

где

тр (ü>R)2F Д(uR)2F

рис. 62.

На режиме висения профильная мощность определяется как

ЛГр СХра

А(<вДѴ> 4800

В режиме горизонтального полета профильная мощность увеличивается с ростом неравномерности потока по ометаемой поверхности. И чем больше величи­ на ц, тем больше неравномерность воздушного потока, что и учитывается введе­ нием поправочного коэффициента. Формула для подсчета профильной мощности в горизонтальном полете принимает вид:

Д (со/?)3

ЛЛрГ = (1 + 5р2) с -Лра 4800 F ,

где коэффициент с%р определяется по профильным полярам как функция сУ0 (рис. 63).

Рис. 62. Зависимость относительной индук­ тивной скорости иде­ ального винта от ко­ эффициента тяги и характеристики ре­ жима полета

Коэффициент подъемной силы связан с коэффициентом тяги соотношением:

3,2сг

Су0= о(1 + 1,2^2)•

Мощность движения определяется по формуле

Величину ~Z,cxS можно определить по рис. 17.

98

0 W SO 120 V, кп/ч О 40 80 120 Ѵ,кп/ч

Если уменьшить полетный вес, уменьшится требуемая подъемная сила, а сле­ довательно, индуктивная и профильная мощности и мощность, потребная для го­ ризонтального полета. Образовавшийся же дополнительный избыток мощности может быть использован для увеличения теоретического диапазона скоростей, т. е. теоретическая максимальная скорость увеличивается, а теоретическая минималь­ ная скорость уменьшается. При значительном уменьшении полетного веса теоре­ тическая минимальная скорость становится равной нулю, а потому висение воз­ можно при первом номинальном режиме работы двигателя. Если же на нулевой скорости при этом появится избыток мощности, то мощность двигателей должна быть меньше мощности 1-го номинального режима. При увеличении полетного веса, наоборот, теоретическая минимальная скорость увеличивается, а максималь­ ная уменьшается.

В диапазоне полетных весов вертолета Ка-26 при изменении по­ летного веса изменение соотношения между индуктивной и про­ фильной мощностями и мощностью движения практически не ска­ зывается на величине экономической скорости горизонтального полета.

Баланс мощностей горизонтального полета транспортного ва­ рианта вертолета Ка-26 с подвесной кабиной на высоте, соответст­ вующей уровню моря, с различными полетными весами показан на рис. 66.

При увеличении вредного сопротивления вертолета увеличи­ вается мощность движения и тем больше, чем больше скорость по­ лета.

Изменение потребной мощности горизонтального полета верто­ летов в транспортном и сельскохозяйственных вариантах на высо­ те, соответствующей уровню моря, с полетным весом 3250 кГ пока­ зано на рис. 67.

Как видно из графика, на малых скоростях полета потребная мощность практически одинакова во всех вариантах применения вертолета. Это объясняется тем, что прирост мощности движения в сельскохозяйственном варианте незначителен и компенсируется уменьшением индуктивной и профильной мощностей при уменьше­ нии отрицательной подъемной силы вертолета (см. рис. 13) по

100

сравнению с транспортным вариантом с подвесной кабиной. Л по­ этому теоретическая минимальная скорость практически одинако­ ва на вертолетах во всех вариантах применения. Но на скоростях больше 50 км/ч при увеличении скорости полета мощность, потреб­ ная для полета вертолета в варианте опрыскивателя, становится больше, чем в варианте опыливателя и транспортном варианте.

И чем больше скорость полета, тем больше увеличение мощности

вварианте опрыскивателя, так как мощность движения пропор­ циональна кубу скорости, в то время как индуктивная и профиль­ ная мощности пропорциональны лишь квадрату скорости полета.

Увеличение потребной мощности и уменьшение избытка мощ­ ности приводят к уменьшению максимальной теоретической ско­ рости горизонтального полета и теоретического диапазона скоростей вертолета.

По данным испытаний, максимальная скорость вертолета в сельскохозяйственном варианте меньше, чем в грузо-пассажирском на 15—20 км/ч и составляет у земли около 145 км/ч.

Значительное увеличение мощности движения на больших ско­ ростях полета вертолета в сельскохозяйственном варианте меняет соотношение между индуктивной, профильной мощностями и мощ­ ностью движения. А поэтому экономическая скорость полета умень­ шается. И если в полете на высоте, соответствующей высоте уров­ ня моря, в транспортном варианте расчетная экономическая ско­ рость 90 км/ч, то в варианте с опыливателем 80, а в варианте с опрыскивателем 76 км/ч.

Вследствие большего вредного сопротивления минимальная потребная мощность в варианте опрыскивателя больше, чем в ва­ рианте опыливателя, а в варианте опыливателя больше, чем в транспортном варианте, поэтому и наименьший максимальный из­ быток мощности будет в варианте опрыскивателя.

При изменении плотности воздуха меняется как потребная, так и располагаемая мощность. Баланс мощностей для вертолета в транспортном варианте при полетном весе 2870 кГ на различных высотах представлен на рис. 68.

Как видно из графика, на всех скоростях полета при увеличе­ нии высоты потребная мощность увеличивается. Это обусловлено тем, что при меньшей плотности воздуха для создания постоянной силы тяги требуется большая индуктивная мощность. Мощность движения при увеличении высоты полета вследствие уменьшения вредного сопротивления при уменьшении плотности воздуха умень­ шается. Но относительная величина мощности движения меньше, чем вентиляторной мощности, и основное влияние на характер из­ менения мощности, потребной для полета, оказывает в этих случа­ ях вентиляторная мощность.

На больших скоростях полета относительная величина мощно­ сти движения возрастает, а поэтому и увеличение потребной мощ­ ности горизонтального полета при подъеме на высоту на больших скоростях меньше.

101

Увеличение потребной мощности двигателей и уменьшение их располагаемой мощности приводит при увеличении высоты полета к значительному уменьшению теоретического диапазона скоростей как вследствие увеличения минимальной скорости, так и вследст­ вие уменьшения максимальной.

Полет на высоте теоретического потолка возможен лишь на эко­ номической скорости. Экономическая же скорость горизонтального полета вертолета Ка-26 при увеличении высоты полета изменяется незначительно. Но все же при подъеме на высоту экономическая скорость уменьшается за счет изменения соотношения между ин­ дуктивной мощностью и суммой профильной мощности и мощно­ сти движения.

Полученные по кривым потребных и располагаемых мощностей (см. рис. 68) характерные скорости горизонтального полета изо­ бражены на рис. 69. Здесь же показано эксплуатационное ограни­ чение минимальной скорости полета для получения устойчивых по­ казаний указателя скорости УС-250К-

Для определения скорости невозмущенного воздушного потока замеряют полное и статическое давления. Получаемый таким об­ разом от приемников воздушного давления скоростной напор и по­

102

Прибор проградуирован для значения плотности на уровне мо­ ря в стандартных атмосферных условиях, а поэтому при отличиях плотности воздуха от стандартной истинная скорость полета будет отличаться от приборной даже у идеального прибора, у которого

отсутствуют погрешности. Скорость по идеальному прибору назы­ вают индикаторной.

Для вертолета Ка-26 поправками на сжимаемость воздуха мож­ но пренебречь, и поэтому индикаторная скорость для всех высот будет неизменной при постоянном скоростном напоре. А воздушная скорость при увеличении высоты полета с постоянной индикатор­ ной скоростью будет увеличиваться, так как уменьшится плотность воздуха.

Плотность воздуха на высоте связана с плотностью воздуха у

земли соотношением рн = А, поэтому

Ро

Указатели скорости, установленные на вертолете Ка-26 при из­ мерениях, дают погрешности, и приборная скорость отличается от индикаторной на величину поправок:

Уі — ѴПр -Ь бѴинс -f- бѴзал + бѴа,

где бКине — инструментальная поправка, учитывающая техноло­ гические неточности и конструктивные особенности, определяе­ мая для каждого прибора путем тарировки; бКзап — поправка на запаздывание показаний приборов, связанная с длиной тру­ бопроводов и объемом корпусов приборов; бКа — аэродинами­ ческая поправка, характеризующая искажения потока, вноси­ мые как вертолетом, так и самим приемником воздушного дав­ ления.

Инструментальные поправки прикладываются в виде графика к каждому экземпляру прибора. Согласно техническим условиям, погрешности показаний прибора УС-250К при скоростях от 20 до 40 км/ч составляют ±3 км/ч, а при скорости от 40 до 250 км/ч —

±5 км/ч.

Скорость по прибору с введением инструментальной поправ­ ки называют скоростью по самописцу. Поправкой на запазды­ вание при установившихся режимах полета пренебрегают. Аэро­ динамические поправки определяют путем тарировки прибора.

По данным государственных испытаний, для вертолета Ка-26 в транспортном варианте аэродинамические поправки возрастают с увеличением скорости полета и составляют от 7 до 14 км/ч в диа­ пазоне скоростей по прибору 30—150 км/ч. На некоторых вертоле­ тах аэродинамическая поправка может достигать 16 км/ч. Для вертолетов в сельскохозяйственных вариантах аэродинамическая поправка постоянна и составляет 12 км/ч в диапазоне скоростей 40—120 км/ч по прибору.

103

Рис. 70. Тарировка ука­

В результате проведенной конструкторским коллективом рабо­ ты аэродинамические поправки удалось несколько уменьшить, а с постановкой на приемники воздушных давлений корректирующих колец аэродинамические поправки удалось снизить практически до нуля. Тарировка приемников воздушного давления представле­ на на рис. 70.

На рис. 69 ограничение минимально допустимой воздушной ско­ рости указано из условия, что допустимая скорость по прибору — 30 км/ч, инструментальная поправка — 3 км/ч, аэродинамическая поправка — 7 км/ч. Таким образом, ограничение соответствует ин­ дикаторной скорости Ні = 30 + 3+ 7= 40 км/ч.

§3. ОСОБЕННОСТИ ПИЛОТИРОВАНИЯ

ВРЕЖИМЕ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА

Анализ балансировки вертолета в установившемся горизонталь­ ном полете может быть проведен по балансировочным кривым

(рис. 71—75).

На рис. 71 показано, что во всех вариантах применения верто­ лета на индикаторных скоростях меньше 35 км/ч в режиме гори­ зонтального полета балансировочные кривые имеют положитель­ ный наклон, т. е. для перехода на большую скорость требуется большее отклонение ручки управления от себя. При дальнейшем увеличении индикаторной скорости до 70 км/ч в грузо-пассажир­ ском варианте вертолета или до скорости 45—50 км/ч в варианте опрыскивателя или перебазирования положительный наклон ба­ лансировочных кривых сохраняется. В варианте опрыскивателя со снятыми штангами (что по полетной конфигурации с достаточной

104

точностью соответствует варианту опыливателя) на индикаторных скоростях 35—40 км/ч балансировочная кривая практически не имеет наклона.

Практически отсутствует наклон баласировочной кривой при горизонтальном полете грузо-пассажирского варианта в диапазоне индикаторных скоростей 70—90 км/ч. На индикаторных скоростях более 90 км/ч для увеличения скорости полета вновь требуется от­ клонение ручки управления от себя, т. е. индикаторные скорости более 90 км/ч характеризуются по скорости полета положитель­ ным наклоном балансировочной кривой.

Для вертолета в сельскохозяйственном варианте при индикатор­ ных скоростях 50—90 км/ч балансировочные кривые имеют отри­ цательный наклон. Для балансировки вертолета на большей ско­ рости полета в этом диапазоне требуется перемещать ручку управ­ ления на себя. Если индикаторные скорости равны 90— 120 км/ч, балансировочные кривые практически не имеют наклона, а на боль­ ших скоростях появляется незначительный положительный наклон кривых.

Рис. 71. Балансировочные кривые продольного управления для различных вариан­ тов применения вертолета:

сущих винтов

105

зависимости от скорости полета и это соответствует 40—70% хода ручки от нейтрального положения до упора.

Таким образом, если в установившемся горизонтальном полете вертолет попадает в восходящий поток, то без вмешательства пи­ лота в управление вертолет будет стремиться уменьшить перегруз­ ку и конструктивные углы атаки несущих винтов, уменьшая при этом угол тангажа. И наоборот, при попадании в нисходящий по­ ток вертолет, стремясь сохранить перегрузку горизонтального по­ лета, будет увеличивать тангаж.

Изменение центровки не приводит к каким-либо заметным из­ менениям в поведении вертолета в установившемся полете.

Чем больше скорость установившегося горизонтального полета, тем больше вредное сопротивление и больше требуемая пропуль­ сивная сила.

Следовательно, увеличивается отклонение аэродинамической силы несущих винтов вперед, и угол тангажа уменьшается. Чем больше передняя центровка, тем больше пикирующий момент от несущих винтов и меньше угол тангажа для обеспечения продоль­ ной балансировки вертолета. На скорости 170 км/ч при центровке 196 мм угол тангажа в установившемся горизонтальном полете достигает — 9°.

106