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

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