Лекция 8.

8.2 Установившийся набор высоты. Скороподъемность ла

Воспользуемся методом тяг. q¹0, V = const,

по (7.6) .

Отсюда

, (8.13)

т.к. с изменением высоты Р_нб. изменяется, то sinq также должен быть переменным. Однако темп изменения q обычно невелик и в уравнении (7.2), полагая (Rз + H)®¥, , получаем

или (8.14)

Отсюда можно выразить потребное значение коэффициента подъемной силы С_уа.нб и следовательно a_нб при наборе на данном q, учитывая (8.4)

, (8.15)

где ; n_ya определяется по (8.14) для q из (8.13), а коэффициент тяги С_p соответствует заданному режиму работы двигателя

. (8.16)

Решая совместно (8.15), (8.16) при известных C_xa (C_ya) и Р_нб (V,H) можно при заданных V, H найти угол q, а значит и V_y, т. к.

V_y=Vsinq (8.17)

и значение C_{уа нб}. Решение, как и ранее, удобно, проводить методом последовательных приближений. Последовательность расчетов следующая.

В первом приближении при заданных V и H для по поляре определяется

,

далее определяется sinq по (8.13). В этом случае

,

что позволяет использовать кривые потребных тяг, построенные ранее. – определяется графически. Найдя sinq₁ в первом приближении, можно по (8.15) определить С_{уа нб}. Затем по поляре рассчитать С_ха(C_{ya нб}) и повторить весь расчет снова по уточненному С_ха.

Учитывая, что , можно построить ( - обозначен относительный избыток располагаемой мощности) зависимости V_y(V) (рис. 33) и зависимости H (V_ymax) (рис. 34).

Рис. 33

Рис.34

Решая уравнение (6.2) , с учетом (8.17) вычислим

(часто решают графо-аналитически)

Здесь V_y=V_{y max}, т.к. принимаются max значения, чтобы получить t_min= t_нб.

Зная V_{у max}(V) для различных Н_i, можно нанести зависимость Н(V), где будет скорейший подъем (t_min) (рис. 35).

Рис. 35

8.3 Особенности летных характеристик и динамики вертолета

Рассмотрим схему сил, действующих на вертолет в вертикальной плоскости. (Проекции представлены на траекторные оси координат, , полет без крена и скольжения, рис.36)

Рис. 36

- полная аэро­динамическая сила;

- пропульсивная сила;

- подъемная сила несущего винта;

- подъемная сила фюзеляжа ( планера);

- вредное лобовое сопротивление фюзеляжа (планера).

Согласно (5.6), (5.8) и (5.9)

(8.18)

Для расчета и анализа летных характеристик вертолета применяют метод мощностей. Располагаемая мощность вертолета . Потребная мощность равна

. (8.19)

Здесь – мощность, затрачиваемая на преодоление вредного сопро- тивления; - мощность, затра-чиваемая на преодоление профильного сопротивления лопастей несущего винта;

Рис.37

Рис. 37

- мощность, затрачиваемая на преодоление индуктивного сопротивления лопастей несущего винта.

З ависимости , для вертолета в прямолинейном горизонтальном полете приведены на рис. 37.

На малых скоростях велика;´ из-за большого индуктивного сопротивления лопастей. Однако даже при V=0, в отличие от самолета, может быть меньше располагаемой. Это обеспечивает висение вертолета. При больших скоростях потребная мощность увеличивается из-за роста сопротивления и профильного сопротивления лопастей. При экономической скорости потребная мощность минимальна.