книги / Теория вертолета. Кн. 1
.pdfАэродинамика несущего винта I |
431 |
меняют множеством конечных вихревых элементов, что эквива лентно предположению о ступенчатом изменении интенсивности присоединенного вихря по азимуту и радиусу. Такая схема хо рошо отображает наличие концевого вихревого жгута, возни кающего при сворачивании пелены. Замена сходящих с внутрен них участков лопасти продольных и поперечных распределенных вихрей дискретными приводит к особенностям поля индуктив ных скоростей вблизи каждого элемента вихря. Однако путем специального выбора точек, в которых вычисляются индуктив ные скорости, могут быть получены достаточно точные резуль таты. Периодическое приближение к лопасти свободных вих рей, созданных другими лопастями, приводит к тому, что аэро динамические нагрузки сильно изменяются во времени. Даже в случае установившегося полета вперед нагрузки вращаю щихся лоп.астей оказываются периодическими, й для их опреде ления требуется применение нестационарной теории. Более по дробное обсуждение расчетов переменных индуктивных скоро стей проведено в гл. 13.
Лопасть несущего винта вертолета обычно имеет большое удлинение, так что это условие применимости теории несущей линии соблюдается практически всегда. Однако для справедли вости такой теории необходимо еще одно, более тонкое требо вание, а именно — резкие изменения местных условий обтекания не допускаются. Это условие для лопасти несущего винта обычно не выполняется, несмотря на большоеудлинение. Имеются важные случаи нарушений указанного условия; вопервых, при обтекании концевых сечений лопастей и, во-вторых, при обтекании участков лопасти, к которым приближаются концевые вихри. Конечно, вблизи конца крыла на небольшом участке нагрузка тоже всегда резко падает до нуля. Однако в случае лопасти винта, где из-за больших скоростей вращения концевые сечения существенно более нагружены, градиент изме нения подъемной силы вблизи конца особенно велик, и даже небольшие изменения нагрузок вследствие пространственное™ обтекания оказываются важными. На некоторых режимах по лета лопасти подходят очень близко к концевому вихрю, сходя щему с впереди идущей лопасти. В таких случаях индуктивные скорости весьма резко изменяются по длине лопасти, и теория несущей линии существенно завышает соответствующие на грузки. Таким образом, для описания ряда важных явлений обтекания лопастей винта теория несущей линии должна быть несколько модифицирована. Требуемые поправки могут быть как весьма простыми (например, введение коэффициента кон цевых потерь), так и весьма сложными (например, переход к теории несущей поверхности при расчете характеристик винта).
432 |
Глава 10 |
10.2. НЕСТАЦИОНАРНАЯ ТЕОРИЯ ПРОФИЛЯ
Поскольку условия обтекания лопасти несущего винта при полете вперед и при неустановившихся движениях меняются во времени, в теории несущей линии приходится использовать не стационарные аэродинамические характеристики профиля. Сна чала рассмотрим задачу обтекания профиля равномерным не возмущенным потоком. Будем следовать обычным допущениям линейной теории тонкого профиля в несжимаемой среде, когда профиль и его след заменяются слоем точечных вихрей, распо ложенным вдоль прямой, параллельной скорости невозмущен ного потока. Нагрузки, обусловленные толщиной и формой профиля в линейной теории, могут быть определены независимо
|
Уь** |
ywdi |
~Ь |
Профиль Ъ |
----------------Н--------------------- |
След |
Рис. 10.1. Модель профиля и следа в нестационарной теории тонкого про филя.
от нагрузок, связанных с наличием угла атаки или нестацио нарным движением. Здесь рассматриваются только последние. Линейная теория нестационарного движения* тонкого профиля будет обобщена на случай вращающейся лопасти. Эти обобще ния рассмотрены в последующих разделах данной главы.
Рассмотрим профиль с хордой 2Ь, который находится в рав номерном потоке, имеющем скорость U. Поскольку циркуляция присоединенных вихрей изменяется во времени, профиль и его след описываются слоем плоских вихрей, показанных на рис. 10.1. За профилем вниз по потоку тянется пелена, состоя щая из поперечных вихрей. Погонную интенсивность слоя вих рей на профиле обозначим уь, а в следе — Движение про филя зададим, указав вертикальное перемещение h (положи тельное вниз) точки профиля с координатой x = ab и геометри ческий угол атаки а (положительный при движении носка про филя вверх, см. рис. 10.2). Аэродинамический момент профиля
также |
будем |
определять |
относительно |
точки |
с |
координатой |
||
х = |
ab. |
Вследствие движения |
профиля |
возникает |
относитель |
|||
ная |
скорость |
протекания |
wa |
(положительная |
вверх), равная |
ша == Uа + h + а (х — ab).
Кроме этой скорости в плоскости сечения лопасти имеются еще индуктивная скорость Я, вызванная поперечными вихрями следа, и скорость wt, индуцируемая вихрями на профиле (по ложительная вниз). Интегрируя скорости от вихрей профиля
Аэродинамика несущего винта 1 |
433 |
и следа, получим |
|
|
|
wbw - i |
S 3 ? |
|
4wdZ |
b |
x - t ‘ |
||
|
-b |
|
Граничным условием непротекания потока через поверхность профиля является равенство wb + А,— wa = 0, которое дает сле-
Рис. 10.2. Нестационар ное движение профиля по вертикали и углу ата ки.
дующее интегральное уравнение для полной интенсивности уь вихрей на профиле1):
|
|
ъ |
|
|
|
|
|
|
|
УЪ*I |
wa —А,. |
|
|
||
|
|
-ъ Х - 1 |
|
|
|
|
|
Зная интенсивность |
вихрей |
на |
профиле, можно определить |
||||
и нагрузки. Интенсивность уь |
вихрей следа определяется произ- |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
ь |
водной по |
времени |
от суммарной |
циркуляции |
Г = |
^ yb dx |
||
вихрей на профиле, согласно формуле |
|
|
-ъ |
||||
|
|
|
|||||
|
|
= |
1 |
dT |
|
|
|
|
|
Ya,— |
U |
dt |
' |
|
|
написанной |
для момента времени t — (х — b)/U |
схода |
с про |
филя данного вихревого элемента. Таким образом, индуциро ванная вихрями следа скорость А, также определяется интен сивностью вихрей на лопасти. Условие отсутствия перепада дав лений поперек пелены требует, чтобы после схода с лопасти вихри следа перемещались со скоростью невозмущенного по
тока, из |
чего |
следует |
равенство |
yw — yw(x— Ut). |
Наконец, |
|||||
условие |
Кутта — Жуковского о |
конечности скорости |
на задней |
|||||||
кромке |
дает |
уь = 0. С |
учетом |
этого |
условия2) |
приведенное |
||||
*) Хотя |
автор всюду |
называет |
\ь |
интенсивностью |
присоединенных |
|||||
(.bound) вихрей, |
это — полная интенсивность вихрей, в состав которых вхо |
|||||||||
дят и образующиеся на поверхности |
профиля |
свободные |
вихри. — Прим, |
|||||||
перев. |
|
|
|
|
кромке соблюдается условие уш(6+0) = |
|||||
2) В действительности на задней |
||||||||||
■= yw(b— 0), |
которое и обеспечивает |
конечность |
скорости иа |
ней. В против |
||||||
ном случае из-за |
скачка в у(х) при х = Ь там имелась бы логарифмическая |
|||||||||
особенность скорости. — Прим, перё'в. |
|
|
|
|
|
|
434 |
Г ла ва 10 |
выше интегральное уравнение имеет следующее решением
|
2_ j Ь — х |
| |
Wg — X |
Уь = |
п V Ь + х -Sft |
V £ t |
* - t |
|
Индуктивную скорость следа и скорость протекания от движе ния профиля представим выражениями
оо |
оо |
Х = ]Г Хп cos пд, wa= |
£ wn cos «0, |
га—0 |
га—О |
где х — Ь cos 0. В этом случае решение для уь получается в виде
Уь = 2 |
£ (о»„ - |
А,„) /„ (0), |
|
|
га-0 |
|
|
где fn— функции в ряде Глауэрта: |
|
|
|
= |
ftg (0/2) |
при л — О, |
|
|
(.sin «0 |
при |
1. |
Если перейти от 0 к х, то разложение нормальной скорости принимает вид
Wg — Wo + Wi (x/b) - f w2(2x2/b2— 1) + . . . . |
|
|
Для рассматриваемого движения лопасти имеем w0= |
Ua, + |
|
+ b — aba (Wo = w a в центре профиля), W\ = |
b a и w„ = 0 при |
|
2. Первые несколько функций fn в ряде |
Глауэрта |
таковы: |
^ = л /ттт - fi = Vl ~(Ф?,
h = 2(*/&) д/l _ ( xlbf.
Коэффициенты wn определяются движением профиля. Для за вершения решения задачи нужно определить коэффициенты разложения скорости X, индуцированной пеленой.
Используя разложение уь, получим для циркуляции вихрей на профиле выражение
ь
|
Г = |
jj ybd x — 2nb [(te>0 + j te>i) — (я,0 + ~ |
|
. |
|||
|
|
-b |
|
|
|
|
|
Представим теперь уь в виде суммы двух |
частей — циркуля |
||||||
ционной |
интенсивности уь, ц |
(для которой |
Г ф |
0, |
но wb = О, |
||
так что |
граничные условия |
не затрагиваются) |
и |
бесциркуля |
|||
ционной |
уь, бц (которая |
удовлетворяет граничным условиям, |
|||||
но для |
нее |
Г = 0). Согласно определению, |
уь = |
уь, ц + уь, б«. |
|||
Как нетрудно убедиться, |
сформулированным |
условиям удовле |
Аэродинамика несущего винта I |
436 |
творяют выражения |
|
|
|
|
|
|
Y6’« = |
[(“>о+ у |
*»i) ~ (*<> + |
ъ Л,)], |
|
||
У йбц = — - ^ 0- [(two — А-о) cos 0 + -i- (и»! — Я,) cos2 е] + |
|
|||||
|
|
|
|
00 |
|
|
|
|
|
-(- 2 2] (i^n Кп) /„ (0), |
|||
ибо |
|
|
|
п-2 |
|
|
|
г> |
|
|
|
|
|
ь |
_1_ |
|
|
|
|
|
|
Уг» ц |
= |
0, |
|
||
-ь |
2л |
-6 |
|
|
||
ъ |
|
|
|
|||
|
|
|
УЬ би |
|
||
|
|
|
_1_ |
|
||
|
|
|
2я -ь * - 1 d% = wa - Л . |
|||
Справедливость |
двух последних |
равенств |
|
устанавливается |
||
с использованием соотношения |
|
|
|
|
|
|
Я |
|
|
|
|
|
|
1/я ^ cos nQdd/(cos 0 — cos ср) = |
sin шр/эшф. |
|
||||
о |
|
|
|
|
|
|
Линеаризация |
интеграла Коши — Лагранжа |
приводит |
к со |
|||
отношению |
|
|
|
|
|
|
|
Р = — Р |
|
|
|
|
|
где ф — потенциал скорости. Отсюда |
можно |
определить |
раз |
ность давлений на верхней и нижней поверхностях профиля:
Поскольку касательная скорость и на профиле равна ду/дх,
аинтенсивность вихрей у» равна Ди, имеем
дА ф
д х |
= Д« = Уь, |
X |
X |
—оо |
— Ь |
так что выражение для разности давлений принимает вид
х
- A p = p(U yb + -?T \ y b 6udx). -ь
Отметим, что в dq>/dt входит только интенсивность вихрей бес циркуляционного решения. Интенсивность вихрей циркуляцион ного решения влияет на давление через индуцируемую следом скорость Я.
436 |
Глава 10 |
Суммарные аэродинамические силы на профиле представим в виде подъемной силы L (положительна вверх) и момента относительно точки х = ab (положителен на кабрирование), для которых имеем
ь |
ь |
L = ^ (— S.p)dx, М = $ ( - Др){— х + ab)dx |
|
- Ь |
—Ь |
Подстановка Др дает
где
Г(га) = J xnybdx,
-ь
ь
ГЙ = J хпуb'tadx. -ь
Подставляя выражения для уь, получим
|
Г = 2 я 6 ^ а у 0 + у |
— ( а„ + |
- |
||
Г 11 |
(гг+ а) ((^0 + ’2 wi) ~ |
(^о + 4 ^ 0 ) |
|||
|
|
|
+ |
7 |
( ( “ >1 +Щ) ~ ( ^ i + А * ))]» |
|
Гбц=2яй £— |
----2 |
“Ь ~2 (^ о ----2^ 2) ] ’ |
Гбц = 2лЬг [а ( ( “'0 — 4 “'г) — (*-о — 4 *«)) — 4 ^“'1— шз) —
— (Я.,—A,3))J.
Для рассматриваемого здесь движения профиля имеем
wQ+ 4 w\— Ua+ h + |
(4— a) b& — wa на TPex четвертях хорды, |
w0— ^ w 2 = Ua |
h —abd = wa в центре профиля, |
W\ + w2 — ba, W[ — wз = ba.
Выражая коэффициенты Kn в разложении распределения инду цированной скорости по хорде через интенсивность вихрей
438 Г ла ва 10
так что выражение для подъемной силы будет следующим:
L — pU2nb (и а + Н + Ьа |
—а) ) + ряб2 (Ua + И—aba) + |
|
|
оо |
|
+ |
— |
+ ^-бц + |
Здесь L Q — квазистационарная подъемная сила, сохраняющаяся |
||
и в стационарном случае |
(L = 2npU2ba), |
когда другие состав |
ляющие исчезают. Величина Ьвц — бесциркуляционная подъем ная сила, соответствующая d T ^ d l, a Lw — подъемная сила
вследствие индукции следа. Примечательно, что в нестационар ном случае величина LQ зависит лишь от угла атаки, подсчи
танного по скорости в точке, расположенной на трех четвертях хорды. Поскольку циркуляция вокруг профиля определяется выражением
ь
|
|
|
оо |
а условие сохранения |
завихренности |
дает Г = — J ywd%, по- |
|
лучаем |
|
|
ь |
оо |
|
|
|
|
|
|
|
LQ= |
— pU $ д |
/ |
ywd l |
и |
ь |
|
|
|
оо |
|
|
|
|
|
|
Lu= L Q+ Lw = - p U |
j |
|
Отсюда выражение для подъемной силы может быть записано в следующем виде:
оо
$ V | t &2
L = |
; ------- |
L Q + L6ц. |
] л /Ш
ь
Таким образом, влияние следа вихрей проявляется в умножении квазистационарной подъемной силы LQ на коэффициент, зави сящий от yw (т. е. от движения профиля). Для подсчета этого
коэффициента необходимо задать конкретную зависимость па раметров движения профиля от времени. Рассмотрим чисто
гармоническое движение с частотой ш, для которого а = аеш и h = Иеш . При таком движении интенсивность пелены ут
Аэродинамика несущего винта 1 |
4 3 9 |
также является периодической функцией времени и может быть
представлена в виде yw= утеш^-^/и\ соответствующем усло
вию переноса вихрей_со скоростью потока. Вынося в выраже нии для L величину yweiai за знак интеграла, получим
L = C(k)LQ+ Ьбц*= 2npUbC(k) [Ua + h +
+ bit (-^ — a) ) + pnb2(Ua+ h —aba),
где C(k)—некоторая функция, зависящая только от безраз мерной частоты k = ab/U. Функция C(k), определяющая не
стационарное уменьшение (дефект) подъемной силы, носит на звание функции Теодоровна. Поскольку функция C{k) при ма
лых частотах близка к 1, а при больших падает до 0,5, влияние пелены состоит в уменьшении циркуляционной составляющей подъемной силы по сравнению с ее квазистационарным зна чением.
Аналогичным путем выводятся и следующие выражения, определяющие момент относительно точки х= ab:
оо
г<1) = ~ Ъ(]- + а) Т + 1 пЬЧ+ i-J (6 - л/¥=&) X
■ х ( л / Щ - 0 *
т ж 48 — »( т + “) я- гщ - ^ *»4V4 + i + 6 (4. - «) в).+
|
+ £ S V. (I - |
|
( V | ± f - О * |
|
так что |
ь |
|
|
|
|
|
|
|
|
М —Ь(-j- + a) L+ MQ= |
|
|
|
|
—Ъ( у + a) L— у рпЬъ[2Ua -f h+ Ъ^ |
— а) а ) = |
|||
= Ъ( у + |
а) С (k)LQ+ pnb3 |
[ah — (j —a) Ua —b(-g- + a2) a ) . |
||
Величина |
M Q представляет |
собой |
момент относительно точки, |
|
лежащей |
на расстоянии четверти |
хорды |
от носка профиля |
и соответствующей положению аэродинамического фокуса по линейной теории. Если поворот профиля происходит относи
тельно оси, отстоящей от носка профиля на |
четверть |
хорды |
(а = —1/2), то подъемная сила не создает |
момента. |
Члены, |
обусловленные влиянием присоединенных масс |
(Я и а), |
входят |
как в M Q, так и в ЕбЦ. Демпфирующий момент создается силой,