Файл: Лалетин К.Н. Практическая аэродинамика вертолета Ка-26 учеб. пособие.pdf

ло оборотов или скорость полета при возникновении флаттера ка­ тегорически запрещается.

При выводе вертолета из флаттера следует учитывать, что кри­ тические параметры вывода меньше, чем параметры ввода, и по­ этому исчезновение признаков флаттера будет происходить с за­ паздыванием. Если признаки флаттера прекратятся, то можно продолжить полет до ближайшего вертодрома или подобрать пло­ щадку для вынужденной посадки. При продолжении флаттера следует принять все меры для быстрейшего выполнения вынужден­ ной посадки. При затруднениях в пилотировании посадку произво­ дить прямо перед собой.

§ 7. СРЫВ ПОТОКА С ЛОПАСТЕЙ НЕСУЩИХ ВИНТОВ

Расчетным режимом работы двигателя в поступательном поле­ те вертолета является первый номинальный режим, когда окружная скорость концевого элемента лопасти равна 174 м/сек. -В этом слу­ чае лопасти несущих винтов‘ вертолета Ка-26 практически не по­ двержены срыву потока во всем эксплуатационном диапазоне ско­ ростей, потому что у наступающих лопастей в азимуте 90° крити­ ческая скорость обтекания профилей практически не достигается. Но срыв потока может наступить и при достижении элементами лопастей критических углов атаки. Развитие срыва потока на про­ филе приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы, зна­ чительному приросту коэффициента сопротивления, изменению моментальных характеристик лопастей и значительному приросту вибраций, что не может не повлиять на полет.

Как правило, срыв потока развивается на отступающих лопастях, так как при взмахе лопастей вниз углы атаки элементов лопастей увеличиваются. Чем больше относительный радиус элемента лопасти, тем больше скорость его перемещения при взмахе. Поэтому на режимах полета с работающими двигателями срыв пото­ ка начинается на концевых элементах лопасти. Но маховые движения лопастей увеличиваются при росте числа ц, т. е. при увеличении скорости полета и умень­ шении числа оборотов винта. Поэтому и зона срыва потока будет увеличиваться при увеличении скорости полета или уменьшении числа оборотов. Углы атаки элементов отступающих лопастей могут также увеличиваться при увеличении их углов установки или при уменьшении угла тангажа.

Потребные углы установки лопастей, углы атаки, коэффициент подъемной силы профиля отступающей лопасти и коэффициент тяги винта возрастают при увеличении скорости и высоты полета, полетного веса и вредного сопротивления вертолета, температуры и влажности наружного воздуха. К увеличению углов установки одного из винтов может привести и отклонение педалей. В этом случае

развитие срыва потока усугубляется.

Для исключения срыва потока с лопастей устанавливают ограничения по максимальной скорости полета на рекомендуемых оборотах в зависимости от плотности воздуха, полетного веса и полетной конфигурации вертолета. Расчет­ ным ограничением является достижение на элементе лопасти коэффициента подъ­ емной силы 1, 2, что соответствует углу атаки у профиля меньше критического (см. рис. 2). Дополнительным запасом су по срыву потока является увеличение динамического максимального коэффициента подъемной силы при колебаниях профиля с некоторой частотой относительно «статического» значения, что объяс­ няется различным характером течения в пограничном слое при изменении углов

атаки.

177

Относительные коэффициенты тяги, соответствующие критиче­ скому значению характеристики режима по срыву потока, изобра­ жены на рис. 119. Используя эту зависимость, можно определить критическое число ц и скорость полета при конкретном коэффици­ енте тяги винтов и коэффициенте подъемной силы профиля (в дан­

ном случае 1,2). л На малых высотах критическая скорость по срыву потока боль­

ше чем максимально допустимая скорость по флаттеру, а ограни­ чение по срыву потока в основном относится «к большим» высо­ там Для различных вариантов применения вертолета с различны­ ми полетными весами при разной плотности воздуха и числе обо­ ротов несущих винтов 82% максимально допустимые скорости по­

лета показаны на рис. 120—124.

Из графиков видно, что изменение температуры наружного воз­ духа на 10° С изменяет максимально допустимую скорость пример­ но на 10 км/ч. А максимально допустимая скорость уменьшается

179

при увеличении температуры наружного воздуха, высоты полета, полетного веса и вредного сопротивления вер­ толета.

Для более быстрого оп­ ределения максимально до­ пустимой скорости исполь­ зуют таблицу максимально допустимой скорости полета грузо-пассажирского вариан­

тока. У соосного вертолета чаще всего срыв начинается на одном из винтов и скорее всего вызывается отклонени­ ем педали. И если суммар­ ный воздушный поток на­ правлен к комлю лопасти, то срыв ускоряется. Срыв мо­ жет также наступить в зоне

болтанки, особенно при создании пикирующего момента, увеличе­ нии вертикальной перегрузки или в полете со скольжением на ско­ ростях, близких к максимально допустимым. При нормальной лет­ ной эксплуатации возникновение срыва потока маловероятно, потому что эксплуатационные перегрузки меньше, чем перегрузки, на которых развивается срыв потока.

Если же допущено непреднамеренное превышение максимально допустимой скорости полета, то возникновение срыва потока на вертолете сопровождается резким увеличением вибраций вследст­ вие возрастания неравномерных шарнирных моментов лопастей. Увеличение профильных потерь при срыве потока приводит к рос­ ту потребной мощности и возможно снижение вертолета. Но ухуд­ шение устойчивости и управляемости соосного вертолета меньше, чем одновинтового, потому что аэродинамическая схема соосного вертолета менее асимметрична.

Полет в режиме срыва потока увеличивает усталостные напря­ жения в узлах конструкции, поэтому преднамеренный вывод верто­ лета на этот режим и длительное нахождение в нем запрещаются. При появлении же срыва потока в случае непреднамеренного пре­ вышения максимально допустимой скорости полета необходимо уменьшить углы атаки элементов лопастей плавным уменьшением общего шага, увеличить число оборотов несущих винтов в допусти-

180

при вертикальном снижении с рабо­ тающими двигателями

мом диапазоне и одновременно уменьшить скорость полета до тре­ буемой. Если вибрации не прекращаются, то следует произвести вынужденную посадку. При прекращении вибраций можно продол­ жать полет.

§ 8. ВИХРЕВОЕ КОЛЬЦО

Режим вихревого кольца может возникнуть при вертикальном снижении вер­ толета с работающими двигателями, на что было впервые указано русскими уче­ ными. Но при анализе режима вихревого кольца можно рассматривать не снижение вертолета в неподвижном воздухе, а обдувку вертолета снизу потоком воздуха, так как по принципу обратимости движения процессы будут равнознач­

ны. Соосные винты приближенно можно рассматривать как эквивалентный несу­ щий винт.

При анализе принципиально можно рассматривать наложение индуктивного потока от винтов на поток от вертикального снижения, что и приводит к образо­ ванию вокруг несущего винта условной воздушной поверхности, на которой суммарная воздушная скорость равна нулю. Схематически обтекание эквива­ лентного несущего винта и эпюра скоростей показаны на рис. 125.

Внутри образовавшегося воздушного тела индуктивный поток, израсходовав­ ший свою энергию на преодоление противодавления от потока снизу и трение, вновь подсасывается винтом. Таким образом, вокруг несущего винта образуется циркуляция воздушного потока, которая показана на рис. 126.

На поддержание вихревого кольца затрачивается дополнительная энергия. Поэтому мощность, потребная для вертикального снижения в эксплуатационном диапазоне вертикальных скоростей, мало отличается от мощности, потребной для висения. Если же возникает дефицит мощности, то вертикальная скорость увели­ чивается более значительно, чем по теории идеального винта. При отказе одного из двигателей на вертикальных режимах дополнительные затраты мощности на вихревое кольцо создают значительные вертикальные скорости снижения, соизме­ римые с вертикальной скоростью режима самовращения несущих винтов. Зависи­ мость вертикальной скорости снижения от относительной мощности, подводимой к винту, полученная по формулам В. И. Шайдакова [13], показана на рис. 127.

Увеличение индуктивных потерь мощности на режиме вихревого кольца при­ водит к самопроизвольному увеличению вертикальной скорости снижения. И чем больше вертикальная скорость снижения, тем ближе граница раздела воздушных потоков (см. рис. 126), а интенсивность вихревого кольца увеличивается. При

181