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

Уменьшение подъемней силы лопастей при уменьшении углов уста­ новки и постоянном числе оборотов приведет к еще меньшим \глам конусности лопастей. При уменьшении же числа оборотов винтов и сохранении подъемной силы лопастей (вследствие увеличения их углов установки) углы конусности увеличатся, потому что величи­ на центробежной силы прямо пропорциональна числу оборотов. Кроме того, уменьшение числа оборотов и центробежных сил кон­ цевых элементов лопасти приводит к изгибу консолей лопастей вниз. Чтобы обеспечить безопасное расстояние от концов^ лопастей нижнего винта до планера вертолета установлен нижний ^пор го­ ризонтального шарнира (ограничитель свеса, который относитель­ но конструктивной плоскости вращения винта расположен под углом 3°,5). Для уменьшения сближения лопастей верхнего и ниж­ него винтов на малых числах оборотов втулка верхнего винта име­ ет центробежные ограничители (упоры) свеса лопастей. При умень­ шении числа оборотов несущего винта центробежные упоры свеса верхней втулки входят в зазор между вертикальным ограничителем и корпусом втулки, уменьшая свес лопасти. Начало входа центро­ бежных ограничителей свеса соответствует числам оборотов винта

центробежные упоры свеса под действием центробежных сил гру­ зов выходят из зазоров и Ке препятствуют маховому перемещению вниз лопасти верхнего винта. Начало выхода центробежных огра­ ничителей свеса верхней втулки соответствует числу оборотов вин­ та 55,3 + 3,3%, а конец — числу оборотов 75,2—6,5%. В этом случае значительному перемещению лопасти верхнего винта вниз препят­ ствует упор, аналогичный втулке нижнего винта.

Как отмечалось ранее, геометрические и массовые характеристики лопастей верхнего или нижнего винта одинаковы, а при правильных регулировках углов установки одинаковы и аэродинамические силы. Если же силы, действующие на все лопасти одного комплекта, будут одинаковы, то будут одинаковы и углы конусности лопастей. Винт с одинаковыми углами конусности лопастей называют с о к о н у с н ы м . В эксплуатации несоконусность лопастей недопустима, так как вызывает дополнительные вибрации, пульсации давлений в гидросистеме и т. д. Для достижения соконусности изменяют углы установки лопастей и используют отгиб триммерных пластин, расположенных между относительными радиусами

При соконусности лопастей и нейтральном положении органов управления в осевом потоке ось конуса вращения винта будет совпадать с его конструктивной осью вращения. Следовательно, аэродинамическая сила винта, проходя по оси вращения конуса, в осевом потоке явится силой тяги. В плоскости вращения, как и у жесткого винта, будет действовать момент сопротивления вращению.

§ 4. РАБОТА ВИНТА С ШАРНИРНЫМ КРЕПЛЕНИЕМ ЛОПАСТЕЙ В ПЛОСКОМ ПОТОКЕ

Маховые движения лопастей. В зависимости от конструкции втулки, ^требова­ ний аэродинамики, динамики движения лопастей, прочности, устойчивости, управляемости вертолета горизонтальные шарниры лопастей могут быть либо совмещенными, либо разнесенными. Под разносом горизонтальных шарниров понимают расстояние от оси вращения винта до оси горизонтального шарнира. На вертолете Ка-26 разнос горизонтальных шарниров 90 мм, что соответствует

18

плоском или косом потоке разносом горизонтальных шарниров можно пренебречь и считать горизонтальные шарниры условно совмещенными.

Маховые движения лопастей возникают под действиями внешних возмуще­ ний. Такими возмущениями могут быть либо изменения скорости эффективного воздушного потока в плоскости вращения, либо изменения углов атаки элементов лопасти, а также отклонения органов управления. Так, если на вращающийся винт подействует плоский поток, то лопасть в азимуте 90° получит максимальный прирост скорости воздушного потока (см. § 3) и максимальный прирост подъем­ ной силы. Если же пренебречь инерционными силами, то под действием дополни­ тельного прироста подъемной силы лопасть начнет сразу же перемещаться вверх, вращаясь относительно горизонтального шарнира. Чем больше прирост подъемной силы и меньше демпфирование (гашение возмущенного движения), тем энергич­ нее будет отклонение лопасти от плоскости вращения вверх. Величина прироста подъемной силы будет зависеть от скорости плоского потока и аэродинамических характеристик элементов лопасти. Демпфирование же, называемое иногда аэро­ динамической компенсацией взмаха, определяется угловой скоростью махового движения лопасти. И чем быстрее перемещается лопасть вверх, тем больше умень­ шаются углы атаки элементов лопасти и тем больше дополнительные аэродинами­ ческие силы и моменты, препятствующие перемещению.

Угол, образующийся между продольной осью лопасти и плоскостью вращения под действием внешнего возмущения, называют углом взмаха.

В азимуте 90° лопасть будет иметь максимальную скорость взмаха, а в ази­ муте 180° скорость взмаха будет равна нулю, так как плоский поток не создает дополнительной подъемной силы (рис. 7). Следовательно, наибольший угол взма­ ха соответствует азимуту 180°, а запаздывание в реакции лопасти на действие воз­ мущающей силы составляет по азимуту 90° (180—90). При положении лопасти в азимуте 270° максимальная скорость взмаха направлена вниз вследствие умень­ шения подъемной силы при вычитании скорости плоского потока из окружного. В азимуте 360° скорость взмаха отсутствует по той же причине, что и в азиму­ те 180°. Следовательно, в азимуте 360° лопасть будет опущена относительно своего исходного положения на максимальную величину вниз. Запаздывание в реакции лопасти на действие возмущающего импульса составит 90° (360—270°).

Для винта с совмещенными горизонтальными шарнирами величина запазды­ вания в реакции лопасти на действие возмущающего импульса с учетом инерци­ онных и демпфирующих сил также составляет 90°. И, следовательно, движение лопасти от изменения эффективной обдувки в азимутах 90 и 270° будет анало­ гичным отмеченному.

Но плоский поток изменяет не только эффективную обдувку элементов лопа­ стей, но и их углы атаки. Так, у винтов с шарнирным креплением лопастей в азимуте 180° плоский поток набегает на лопасть снизу, увеличивая углы атаки элементов лопастей, а в азимуте 0 набегает сверху, уменьшая углы атаки. По­ этому в азимуте 180° лопасть получает дополнительный импульс на взмах вверх вследствие увеличения подъемной силы при увеличении угла атаки, и максималь­ ный угол взмаха будет в азимуте 270°. В азимуте же 0 лопасть получает допол­ нительный импульс на взмах вниз вследствие уменьшения подъемной силы при уменьшении углов атаки элементов лопастей, и в азимуте 90° образуется мини­

мальный угол взмаха.

При соконусности винта аналогично будут вести себя все лопасти и в резуль­ тате конус вращения отклонится относительно потока назад и в сторону наступа-

19

ющей лопасти (см. рис. 7). Чем больше угол конусности лопастей (меньше массо­ вая характеристика), тем больше боковой завал конуса вращения.

Движение лопасти по новому конусу относительно конструктивной плоскости вращения может быть записано уравнением угла взмаха. Изменение угла взмаха в зависимости от азимутального положения можно выразить с помощью ряда Фурье:

вращения могут быть выражены с помощью угла между осью вращения винта и осью конуса вращения (см. рис. 7), называемой аэродинамической осью.

Уменьшение углов атаки элементов у наступающих лопастей при взмахе вверх и увеличение у отступающих лопастей при взмахе вниз приводит к умень­ шению неравномерности аэродинамических сил по ометаемой поверхности.

Установка вертикальных шарниров. Уменьшение неравномерности силы тяги и силы сопротивления вращению по ометаемой поверхности способствует пони­ жению уровня вибраций, но в тоже время маховые движения лопастей приводят к появлению дополнительных периодических инерционных сил, так называемых сил Кориолиса. Образование сил Кориолиса объясняется законом сохранения вращательного момента: A4=Kr = const, т. е. при уменьшении (увеличении) рас­ стояния от центра масс (центра тяжести) вращающегося тела до оси вращения на тело действует дополнительная сила, увеличивающая (уменьшающая) угловую скорость вращения. Дополнительная инерционная сила, возникающая в результате вращательного и поступательного движения центра тяжести, и называется силой Кориолиса. Таким образом, силы Кориолиса при взмахе лопасти вверх будут стремиться сместить ее по направлению вращения, а при движении лопасти к плоскости вращения силы Кориолиса будут стремиться сместить лопасть против направления вращения. Знакопеременные силы в плоскости вращения винта снова вызовут повышенные вибрации вертолета и повысят напряжения в конструкции.

Разгрузка узлов крепления лопасти от знакопеременных изгибающих момен­ тов в плоскости вращения может быть выполнена с помощью вертикального шар­ нира. Вертикальные шарниры применяются только разнесенными, так как при совмещенном вертикальном шарнире на вертолетах невозможно было бы передать к несущему винту крутящий момент от двигателей, размещенных на планере. Разнос вертикальных шарниров определяется динамикой движения лопастей и

лопасть, пройдет через ось вертикального шарнира, т. е. 2 М = Н х = 0 при х = 0. Графически условие равновесия лопасти относительно вертикального шарни­

ра в осевом потоке при постоянном числе оборотов изображено на рис. 8.

Угол, заключенный между продольной осью лопасти и перпендикуляром к оси горизонтального шарнира, называют углом отставания.

Если лопасть работает в плоском или косом потоке, то под воздействием периодических инерционных сил и изменяющейся силы сопротивления вращению она станет совершать колебания. И чем меньше разнос вертикальных шарниров, тем больше будет амплитуда колебаний. На вертолете Ка-26 разнос вертикальных шарниров равен 350 мм, что составляет 5,38% радиуса винта. Аэродинамическое демпфирование колебаний в плоскости вращения весьма незначительно, и чтобы не вызвать большой амплитуды колебаний лопасти относительно вертикального шарнира, устанавливают гидродемпферы. Максимальная величина момента демп­ фера на вертолете Ка-26 составляет 35—38,5 кГм. Кроме того, на вертикальном

20

Рис. 8. Равновесие лопасти относительно вертикального шарнира в прямом потоке

шарнире установлены упоры, которые допускают максимальный угол отклонения лопасти вперед (по вращению) на 1°45', а назад (против вращения) на 11°15'.

Установка упоров вертикальных шарниров и демпфирование колебаний ста­ новятся особенно необходимыми при отсутствии регулятора взмаха, потому что при некоторых конструкциях втулки колебания лопасти относительно вертикально­ го шарнира вызывают дополнительные маховые движения лопастей и возможно появление неустойчивости маховых движений. Неустойчивость маховых движе­ ний лопастей в этом случае вызывается тем, что при наличии угла отставания (см. рис. 8) продольная ось лопасти неперпендикулярна оси горизонтального шарнира, а поэтому передние кромки элементов лопасти перемещаются относительно плос­ кости вращения на большую величину, чем задние кромки. Это и приводит к до­ полнительному кинематическому увеличению угла установки лопасти при взмахе вверх. И чем больше угол отставания и угол взмаха, тем больше увеличение угла установки лопасти.

§ 5. РАБОТА ВИНТА С РЕГУЛЯТОРОМ ВЗМАХА ЛОПАСТЕЙ

Принцип работы регулятора взмаха. Регуляторы взмаха предназначены для дополнительной компенсации махового движения лопастей. Принцип работы регу­ лятора взмаха основан на уменьшении пути, проходимого при взмахе передними кромками элементов лопасти по сравнению с их задними кромками. Это дости­ гается либо поворотом оси горизонтального шарнира (кинематическая компенса­ ция взмаха), либо поводковой компенсацией взмаха. Принцип работы поводковой компенсации взмаха изображен на рис. 9.

Если продольная ось лопасти перпендикулярна оси горизонтального шарни­ ра, а точка 1 крепления к лопасти тяги управления углами установки находится на оси горизонтального шарнира, то при взмахе передняя и задняя кромки эле­ мента лопасти будут проходить равные пути, и угол установки не изменится. Но если точку крепления к лопасти тяги управления переместить с оси горизонтально­ го шарнира ближе к лопасти, например в точку 2, то относительно новой оси взмаха передняя кромка элемента лопасти будет проходить меньший путь, чем задняя кромка. Поэтому при взмахе вверх угол установки будет уменьшаться, а при перемещении вниз — увеличиваться. И чем больше угол 0 і между осью гори­ зонтального шарнира и осью взмаха, тем значительнее изменение угла установки лопасти при взмахе.

Эффективность компенсации взмаха определяют величиной /Сст= tg аі, н а з ы ­

Для вертолета Ка-26 угол а, = 36°, поэтому Кя = 0,73.

Как известно, при отсутствии регулятора взмаха маховые дви­ жения лопастей увеличиваются при увеличении скорости полета,

21

что приводит и к увеличению завала конусов вращения винтов на­ зад и в сторону наступающей лопасти. И если считать индуктивный поток равномерным, то величина завала конуса вращения связана с характеристикой режима полета линейной прямо пропорциональ­ ной зависимостью. Однако на малых скоростях полета при значи­ тельных индуктивных скоростях воздушный поток, проходя по диску винта, отклоняется вниз и увеличивает коэффициент протека­ ния на задней части ометаемой поверхности, что приводит к допол­ нительному изменению углов атаки лопастей в азимуте 360° по сравнению с азимутом 180°, и поэтому боковой завал конуса уве­ личивается. При ц>0,05-у0,1 неравномерность потока сквозь винт уменьшается, так как большая часть потока протекает через на­ клонный конус вращения. Поэтому и интенсивность бокового зава­ ла конуса вращения вновь уменьшается. Приближенное изменение коэффициента махового движения Ьх при изменении характеристи­ ки режима полета показано на рис. 10.

Увеличение характеристики регулятора взмаха приводит к уменьшению амплитуды махового движения и бокового завала ко­

ния, но и изменение направления завала конуса вращения в сто­ рону отступающей лопасти.

Аэродинамические силы соосных винтов в плоском потоке. Относительно аэродинамической оси винта положение лопастей симметрично (см. рис. 7), по­ этому суммарная аэродинамическая сила винта направлена по оси конуса вра­ щения. Отклонение оси конуса вращения несущего винта в плоском потоке от конструктивной оси вращения вызывает изменение действия аэродинамической силы винта на вертолет.

Для облегчения анализа воздействия плоского или косого потока на верто­ лет аэродинамическую силу винта условно раскладывают на три взаимно пер­ пендикулярных составляющих. Составляющая аэродинамической силы на конст­ руктивную ось вращения винта явится силой тяги (хотя иногда под силой тяги понимают аэродинамическую силу, направленную вдоль аэродинамической оси винта). Составляющую аэродинамической силы, направленную в конструктивной плоскости вращения вдоль линии действия невозмущенного воздушного потока,

перпендикулярно к невозмущенному набегающему потоку и направлена в сторо­ ну бокового завала конуса вращения.

22

Соосные несущие винты вращаются в разные стороны, и поэто­ му при заданной скорости воздушного потока боковые завалы ко­ нусов вращения будут в диаметрально противоположных направ­ лениях. Знак коэффициента махового движения будет зависеть от характеристики режима работы несущего винта.

При р^0,15 конусы вращения винтов вертолета Ка-26 будут от­ клонены в сторону наступающих лопастей, а при большей харак­ теристике режима полета — в сторону отступающих лопастей (см. рис. 10).

Завалы конусов вращения и аэродинамические силы соосных несущих винтов в продольной и поперечной плоскостях относитель­ но потока показаны на рис. 11.

Величина составляющих полной аэродинамической силы может быть найдена с помощью коэффициентов маховых движений или ос­ новного закона сопротивления воздуха, если известны их аэроди­ намические коэффициенты.

Определив аэродинамические силы каждого винта, можно най­

Боковые силы S B и SH противоположны по направлению, но при помощи управления можно подобрать их одинаковую величину и считать 5 = 0.

Сближение лопастей. Завалы конусов вращения в бок по диа­ метрально противоположным направлениям и взаимовлияние вин­ тов приводят к сближению их лопастей.

Для оценки расстояния между лопастями верхнего и нижнего винтов вводится параметр К, называемый коэффициентом сближе­ ния или просто сближением.

Рис. 11. Завалы конусов вращения и аэродинамические силы соосных несущих винтов в плоском потоке

23

Величина сближения определяется по формуле

H— h

к= тт 100%,

н

где Н — конструктивное расстояние между концами лопастей верх­ него и нижнего винтов без учета деформации, т. е. расстояние между их конструктивными плоскостями вращения; h — дейст­ вительное расстояние между концами лопастей верхнего и ниж­ него винтов.

Таким образом, расстояние между концами лопастей верхнего и нижнего винтов уменьшается при увеличении параметра К. При К = Ю (100%) расстояние между концами лопастей равно нулю. Сближение лопастей считается безопасным, если расстояние меж­ ду ними не менее 20% от конструктивного. А поэтому в эксплуата­

117 мм.

Конструктивное расстояние между винтами является компро­ миссным для требований аэродинамики, прочности, веса, так как увеличение расстояния между винтами утяжеляет конструкцию, ухудшает условия работы нижнего винта, усложняет борьбу с виб­ рациями и пр., а при уменьшении конструктивного расстояния тре­ буются специальные меры, чтобы обеспечить безопасное сближение лопастей с шарнирным креплением.

На вертолете Ка-26, имеющем шесть лопастей (по три в каж­ дом винте), получается шесть точек их встречи. Положение точек встречи задается азимутом по нижнему несущему винту:

При работе несущего винта на месте без воздействия управле­ ния при эксплуатационных оборотах углы конусности верхних и нижних лопастей примерно одинаковы. Поэтому сближение ло­ пастей практически незначительно. Уменьшение числа оборотовнесущих винтов вызывает уменьшение индуктивного потока и уве­ личение эффективности нижнего несущего винта, имеющего к тому же более легкие лопасти, и расстояние между концами лопастей

24

верхнего и нижнего винтов уменьшится. Аналогичное явление бу­ дет сопровождать и поступательный полет вертолета. Исследова­ ниями установлено, что уменьшение числа оборотов несущих вин­ тов с 96 до 77% приводит к дополнительному сближению на 5%'.

Абсолютная величина сближения зависит от скорости полета, так как завалы конусов вращения винтов определяют характери­ стики режима работы несущего винта и регулятора взмаха (см. рис. 10). А в зависимости от направления завала конуса вращения

верхнего несущего винта можно определить и точки встречи ло­ пастей (ем. рис. 11).

Для вертолета Ка-26 характеристика регулятора взмаха выб­ рана таким образом, чтобы обеспечить примерно равное сближе­ ние на малых скоростях полета в точках встречи Б и б и больших скоростях в точках встречи 2 и 3. При отсутствии регулятора взма­ ха с ростом скорости полета можно было бы получить опасное

сближение в точках встречи 5 и 6 уже на относительно небольшой скорости полета. И упругая деформация изгиба вверх под дейст­ вием аэродинамической нагрузки у консолей отступающих лопас­ тей нижнего винта также будет способствовать встрече лопастей в этом случае. При работе же регулятора взмаха, упругая дефор­ мация отступающей лопасти верхнего винта на больших скоростях полета способствует расхождению лопастей. Величины сближения лопастей вертолета Ка-26 на различных режимах полета будут указаны в гл. II.

§6. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПЛАНЕРА

ИРАСПОЛАГАЕМАЯ МОЩНОСТЬ НЕСУЩИХ

ВИНТОВ ВЕРТОЛЕТА

Аэродинамические характеристики планера вертолета обычно задаются коэффициентами аэродинамических сил сх, су, сг. Рас­ считывают аэродинамические коэффициенты по формулам основ­ ного закона сопротивления воздуха:

За характерную площадь S принимается площадь миделя фю­ зеляжа, которая на вертолете Ка-26 равна 2,6 м2.

Аэродинамические коэффициенты для принятой в летной экс­ плуатации полетной конфигурации в зависимости от угла атаки фюзеляжа показаны на рис. 12—15.

Показанные характеристики, как и коэффициенты моментов, получены при испытаниях модели вертолета без несущих винтов в аэродинамической трубе. Модель была изготовлена в масштабе 1:4. Отсчет угла атаки производился между направлением невоз­ мущенного воздушного потока и строительной горизонталью. Для связи угла атаки фюзеляжа со скоростью полета вертолета можно

25

Рис. ІІ2. Зависимость коэффициента лобового сопротивления планера от угла атаки фюзеляжа:

Рис. 13. Зависимость коэффициента подъемной силы планера от угла

Рис. 14. Зависимость коэффициента боковой силы планера вертолета в транспортном варианте с подвесной кабиной от углов скольжения и атаки фюзеляжа