книги / Теория вертолета. Кн. 1

302 Глава 7

до получения требуемого значения полетной массы. Оптимиза­ ция конструкции производится с учетом стоимостных парамет­ ров (таких, как эксплуатационные расходы или даже полетная масса, определяющая первоначальную стоимость вертолета) и различных эксплуатационных характеристик (таких, как даль­ ность полета, максимальная скорость или уровень шума) в функ­ ции основных параметров несущего винта и вертолета. Если анализ ЛТХ и полетной массы проводится достаточно детально, то в процессе оптимизации могут быть выбраны даже тип несу­ щего винта и схема вертолета.

Основными параметрами несущего винта, подлежащими вы­ бору на стадии предварительного проектирования, являются на­ грузка на ометаемую поверхность, концевая скорость и коэффи­ циент заполнения. Для заданной полетной массы нагрузка на ометаемую поверхность определяет радиус несущего винта. На­ грузка является также основным фактором, от которого зависит потребная мощность, в частности индуктивная мощность на ре­ жиме висения. Нагрузка влияет на скорость скоса потока и ско­ рость снижения на режиме авторотации. Концевая скорость выбирается с учетом явлений срыва и сжимаемости. Высокая концевая скорость приводит к увеличению числа Маха на насту­ пающей лопасти, а следовательно, к увеличению профильных потерь мощности, нагрузки на лопасть, вибраций и шума. Низ­ кая концевая скорость ведет к увеличению угла атаки на от­ стающей лопасти, при котором начинается недопустимый рост профильных потерь мощности, нагрузок в проводке управления к вибраций вследствие срыва. Таким образом, существует огра­ ниченный диапазон приемлемых концевых скоростей, который сужается по мере увеличения скорости полета вертолета (см. разд. 7.4). Если радиус винта задан, то концевая скорость опре­ деляет угловую скорость вращения винта. Высокая угловая ско­ рость обеспечивает хорошие характеристики авторотацни и низкий крутящий момент (и, следовательно, малую массу транс­ миссии). Коэффициент заполнения и соответственно площадь лопасти определяются ограничениями нагрузки на ометаемую поверхность из-за срыва. Пределы, ограничивающие эксплуата­ ционное значение коэффициента подъемной силы, а следова­ тельно, и Ст/а, требуют некоторого минимального значения (£2Я)2Лл для заданной полетной массы. Масса несущего винта и профильные потери возрастают с увеличением хорды лопасти, поэтому выбирается наименьшая площадь лопасти, удовлетво­ ряющая ограничениям по срыву. Такие параметры, как крутка лопасти, ее форма в плане, число и профиль лопастей, выби­ раются из соображений оптимизации аэродинамических харак­ теристик винта. Окончательный выбор является компромиссным для различных рассматриваемых эксплуатационных режимов вертолета. В процессе предварительного проектирования исполь­

зуются эти и другие параметры с соответствующим представлен нием их влияния на массу и характеристики вертолета. Однако имеются и многие другие факторы, которые не фигурируют в предварительном анализе в явном виде, но влияют на важные особенности конструкции вертолета. Например, выбор типа несу­ щего винта в большей мере зависит от его влияния на характе­ ристики управляемости вертолета, аэроупругости и технического обслуживания, чем от его влияния на летно-технические харак­ теристики и массу вертолета. Эти и другие соображения долж­ ны учитываться проектировщиком при оптимизации.

Определяющее значение при предварительном проектирова­ нии имеет оценка масс различных агрегатов вертолета по основ­ ным параметрам конструкции. На стадии предварительного про­ ектирования оценки масс агрегатов могут быть получены только' интерполяцией и экстраполяцией характеристик существующих конструкций. Для этого обычно используются аналитические зависимости, полученные путем обработки статистических дан­ ных о массе агрегатов. Основная проблема, связанная с таким подходом, заключается в надежности статистических данных, особенно в случаях, когда необходима экстраполяция далеко за пределы существующих конструкций. Эмпирические формулы, надежно отражающие тенденции изменения данных о массе конструкций, можно успешно применять при предварительном проектировании.

Установленная на основе анализа существующих конструк­ ций зависимость веса W агрегата от некоторого параметра k в логарифмической шкале изображается, как правило, прямой ли­ нией, так что в обычной шкале формулы имеют вид W = C\kc2, где Ci и Сг — эмпирические коэффициенты. Параметр k является функцией величин, оказывающих наибольшее влияние на массу агрегата. Например, в случае несущего винта k зависит по мень­ шей мере от радиуса винта, концевой скорости и площади ло­ пасти. Определение параметра k требует сочетания анализа, эмпирических данных и интуиции. Эмпирических выражений мо­ жет быть немало, нельзя и определить наилучшее выражение. Поэтому при предварительном проектировании обычно исполь­ зуется большое количество формул для масс агрегатов.

При рабочем проектировании детализируется конструкция всех агрегатов вертолета. Каждый агрегат проектируется так, чтобы он выполнял требуемые функции и соответствовал резуль­ татам предварительного проектирования. Главной задачей здесь является расчет на прочность всех элементов конструкции, для чего необходимы детальное определение аэродинамических и инерционных нагрузок и полный расчет летных характеристик вертолета. Этот этап проектирования вертолета связан с наибо-* лее сложными инженерными расчетами.

7.4. ОГРАНИЧЕНИЯ СКОРОСТИ ПОЛЕТА

Как и в случае самолета, максимальная скорость вертолета в горизонтальном полете ограничена располагаемой мощностью, но для винтокрылого летательного аппарата имеется и целый ряд других ограничений скорости, обусловленных, в частности, эффектами срыва, сжимаемости и аэроупругости. Основным ог­ раничением для многих современных вертолетов является срыв потока на отстающей лопасти, приводящий на больших скоро­ стях полета к резкому увеличению нагрузок на несущий винт и систему управления и росту вибраций вертолета. Вследствие этого расчетная крейсерская скорость вертолета без вспомога­ тельных движителей при современном уровне развития техники лежит в пределах 280—370 км/ч. Для достижения более высо­ ких скоростей требуется либо улучшение аэродинамики несу­ щего винта и фюзеляжа, либо существенное изменение конфигу­ рации вертолета.

При максимальной скорости горизонтального полета потреб­ ная мощность вертолета равна располагаемой. На больших ско­ ростях основные затраты мощности связаны с вредным сопро­ тивлением. Если максимальная скорость ограничена распола­ гаемой мощностью, то нужно увеличить мощность силовой установки вертолета или уменьшить сопротивление втулки и фюзеляжа. Поскольку мощность, обусловленная вредным со­ противлением, пропорциональна V3, значительное уменьшение вредного сопротивления или увеличение располагаемой мощ­ ности приводит лишь к небольшому увеличению скорости. Про­ фильная мощность несущего винта также резко увеличивается при больших скоростях полета вследствие эффектов срыва и сжимаемости.

Мерой влияния сжимаемости на характеристики несущего винта служит число Маха на конце наступающей лопасти:

на концевую скорость и мощность несущего винта зависит в ос­ новном от того, выше или ниже Мь 90 критического числа Маха при угле атаки концевого сечения наступающей лопасти. Сжи­ маемость приводит к увеличению профильных потерь мощности вследствие роста аэродинамического сопротивления при числах Маха выше критического, а большие переменные силы на ло­ пасти увеличивают вибрации вертолета и нагрузки на несущий винт. Возможно и возникновение проблем, связанных с динами­ ческой неустойчивостью (маховое движение, или крутильно-ма- ховый флаттер), вызванной сжимаемостью. Величину Mi,д0 огра­ ничивает также уровень шума несущего винта, причем это огра­

ничение становится все более важным. Потребная мощность и вибрации возрастают только после того, как значительная часть диска несущего винта начинает работать с числом Маха выше предельного, так что может быть допущено значение М\, 90, на 5 -н 10% превышающее критическое число Маха концевого се­ чения. С точки зрения шума несущего винта могут потребовать­ ся существенно более низкие концевые скорости. Нежелатель­ ных эффектов сжимаемости можно избежать не только уменьше­ нием концевой скорости, но и увеличением критического числа Маха путем использования тонких профилей в концевой части лопасти. Поскольку ограничение числа Маха на конце насту­ пающей лопасти по сжимаемости ставит предел сумме QR + V, конструктор должен ограничить либо концевую скорость, либо скорость почета.

Мерой влияния срыва на несущем винте служит отношение коэффициента силы тяги к коэффициенту заполнения Ст/а, ко­ торое определяет средний по диску винта коэффициент подъем­ ной силы лопасти. На режиме висения могут быть получены достаточно высокие значения Ст/о до наступления срыва и уве­ личения профильных потерь мощности. Однако при полете впе­ ред на стороне отступающей лопасти углы атаки увеличиваются для обеспечения той же нагрузки, что и на стороне наступаю­ щей лопасти (см. разд. 5.6), так что срыв начинается при суще­ ственно меньших Ст/о. Профильная мощность увеличивается, если в срыве находится значительная часть диска винта. Важно отметить, что нарастание вибраций и нагрузок на винт происхо­ дит резко в результате больших переменных составляющих шар­ нирных. моментов лопасти, периодически попадающей в срыв. Срыв на несущем винте вертолета подробно рассмотрен в гл. 16. Предельная величина Ст/о, определяемая при полете вперед срывом, уменьшается при увеличении скорости полета или пропульсивной силы винта, поскольку оба эти фактора увеличи­ вают неравномерность распределения углов атаки по диску. С другой с’ороны, для заданного Ст/о влияние срыва прояв­ ляется при некотором критическом значении р, которое увеличи­ вается при снижении нагрузки на лопасть. Поскольку наимень­ шее допустимое значение Ст/о ограничено возможностями увеличения площади лопасти (по соображениям ухудшения мас­ совых и летных характеристик), предельная величина р, об­ условленная срывом, является важным конструктивным пара­ метром вертолета.

Максимальное значение р, при котором полет вертолета воз­ можен, зависит от ряда факторов. При увеличении р ухудшает­ ся аэроупругая устойчивость, возрастают нагрузки на лопасть и систему управления из-за асимметрии обтекания, а аэродина­ мическая эффективность несущего винта и его способность соз­ давать пропульсивную силу снижаются. Срыв потока на отсту­

пающей лопасти часто является главным фактором, ограничи­ вающим р. Для увеличения скорости вертолета и достижения заданного значения р = V/QR конструктор должен увеличивать концевую скорость. Однако предел по сжимаемости ограничи­ вает допустимую концевую скорость и, следовательно, скорость вертолета.-

Влияние сжимаемости на наступающей и срыв на отступаю­ щей лопастях ограничивают максимальную скорость полета впе­ ред. Число Маха на конце наступающей лопасти и характери­ стика режима опреде­ ляют сумму концевой скорости и скорости по­ лета, а также их отноше­

ние:

Мьво^у+адусз.,

р = V/QR.

больших значениях 7Wi, 90 и р. Это иллюстрируется диаграммой

мальную скорость вертолета для заданных предельных значе­ ний Mi, до и р. Например, для критического числа Маха Mi, 90 = = 0,9 и максимальной характеристики режима р = 0,5 полу­ чаем концевую скорость QR = 200 м/с и максимальную скорость V = 370 км/ч.

Имеется много возможностей изменения конфигурации вер­ толета с целью повышения скорости горизонтального полета. Если на вертолете имеется крыло, то его подъемная сила при полете вперед позволяет снизить нагрузку на диск и оттянуть появление срыва. Поскольку сила тяги несущего винта создает и пропульсивную силу вертолета, для снижения нагрузки на диск до очень низких значений требуется дополнительное уст­ ройство, создающее пропульсивную силу. В результате полу­ чается комбинированный вертолет.

Вертолету с шарнирным несущим винтом для обеспечения управляемости при низкой тяге винта необходимы управляю­ щие поверхности (самолетные рули). Для устранения влияния

сжимаемости при больших скоростях полета, возможно, потре­ буется уменьшение частоты вращения винта. Медленно вращаю­ щийся разгруженный винт имеет то достоинство, что при боль­ шой скорости полета он может быть полностью остановлен и убран для уменьшения сопротивления летательного аппарата. Можно также останавливать несущий винт и использовать его в качестве крыла на больших скоростях полета вперед. Дру­ гой подход заключается в повороте осей несущих винтов впе­ ред таким образом, чтобы при полете вперед они превраща­ лись в тянущие винты. В этом случае снимаются многие проб­ лемы аэродинамики несущего винта, работающего при косой обдувке. В конце этой главы даны ссылки на литературу, ка­ сающуюся летательных аппаратов нетрадиционных конфигура­ ций. Ни один из таких аппаратов до сих пор не достиг уровня

в гражданской или военной сфере применения, для которых прирост скорости в рассматриваемом диапазоне оправдывал бы проигрыш в весовой отдаче и усложнение конструкции.

7.5. ПОСАДКА НА РЕЖИМЕ АВТОРОТАЦИИ ПРИ ОТКАЗЕ ДВИГАТЕЛЯ

При отказе двигателя вертолет имеет возможность совершить посадку на режиме авторотации; в этом случае при снижении вертолета с постоянной скоростью тяга несущего винта остается постоянной. Установившаяся скорость снижения вертолета на этом режиме даже при полете вперед весьма велика, поэтому режим авторотации используется обычно как аварийный. Край­ не важно, чтобы летчик выполнял своевременные и правильные действия, обеспечивающие оптимальную траекторию полета в начале и конце маневра.

После отказа двигателя вращение несущего винта замед­ ляется, так как единственным источником энергии для покры­ тия профильных и индуктивных потерь до начала снижения вертолета является кинетическая энергия несущего винта. По мере возрастания скорости снижения увеличивается скорость протекания потока через диск винта; следовательно, увеличи­ ваются углы атаки лопастей. В принципе вертолет может до­ стичь установившейся скорости снижения, при которой увеличе­ ние угла атаки будет компенсировать уменьшение частоты вра­ щения винта и поддерживать величину силы тяги, равную полетному весу. Однако срыв кладет предел увеличению угла атаки, а кинетическую энергию винта необходимо сохранить для конечного этапа посадки. При срыве потока на несущем винте поддерживать установившееся снижение невозможно. По­ этому для обеспечения небольших углов атакц лопастей и под­ держания частоты вращения несущего винта при переходе на

та. На переходном режиме сила тяги несущего винта превы­ шает ее величину на установившемся режиме (см. обсуждение динамического срыва в гл. 16), что дает летчику некоторое дополнительное время на реакцию. Тем не менее летчик дол­ жен уменьшить общий шаг в течение 2 —3 с после отказа дви­ гателя во избежание чрезмерного уменьшения оборотов несу­ щего винта. Для режима авторотации обычно достаточно небольшое положительное значение угла общего шага. На одно­ винтовом вертолете потеря крутящего момента требует еще и изменения положения педалей управления для уменьшения тяги рулевого винта. После первоначальных управляющих воз­ действий летчик должен выдерживать режим установившегося безмоторного снижения с минимально возможной вертикальной скоростью. Минимальная вертикальная скорость снижения на режиме авторотации достигается при скорости полета вперед, соответствующей минимальной потр'вбной для горизонтального полета мощности (см. разд. 6.3.4). Эта скорость составляет около половины скорости вертикального снижения при авторо­ тации.

Таким образом, летчик после отказа двигателя должен выполнять снижение, поддерживая нужные значения горизон­ тальной и вертикальной скоростей. Вблизи земли летчик дол­ жен осуществить подрыв и уменьшить вертикальную и горизон­ тальную скорости для мягкого приземления.-В идеальном слу­ чае в момент касания земли скорость вертолета равна нулю. Подрыв заключается в том, что летчик резко увеличивает об­ щий шаг с целью увеличения тяги (и уменьшения скорости снижения вертолета), а затем отклоняет на себя рычаг про­ дольного управления для уменьшения поступательной скорости вертолета (при этом возникает значительный угол тангажа на кабр.-рование). Во время подрыва несущий винт потребляет накопленную кинетическую энергию вращения. Этот источник энергии ограничен, так что летчик должен тщательно контро­ лировать протекание подрыва во времени. Поскольку при уве­ личении общего шага частота вращения несущего винта падает, срыв на лопастях ограничивает возможности подрыва. Полная кинетическая энергия (КЭ) несущего винта равна (1/2)N1„Q2

скорости несущего винта в начале и конце подрыва. В пред­ положении, что сила тяги несущего винта остается постоянной, имеем

ходном режиме).

Если отказ двигателя происходит вблизи земли, то уста­ новившийся режим снижения невозможен. В этом случае могут реализовываться различные траектории полета, а весь процесс безмоторной посадки будет неустановившимся. В случае отказа двигателя на режиме висения минимальная вертикальная ско­ рость в момент касания земли достигается при вертикальном снижении. Таким образом, летчик не должен пытаться выдер­ живать скорость полета вперед, соответствующую минималь­ ной скорости снижения; желательна скорость, обеспечивающая обзор посадочной площадки и достаточная для того, чтобы не попасть в режим вихревого кольца.

Скорость снижения на режиме авторотации определяется нагрузкой на диск, которая, очевидно, должна быть неболь­ шой. Отсюда следует, что малая скорость снижения на ре­ жиме авторотации определяется низкой потребной мощностью на режиме висения. Возможность маневра подрыва для безмо­ торной посадки вертолета более важна, чем установившаяся скорость снижения, поскольку выбор нагрузки на диск опреде­ ляется в основном требуемыми летно-техническими характери­ стиками. Возможности подрыва зависят от кинетической энер­ гии несущего винта, возрастающей при увеличении угловой ско­ рости и момента инерции лопасти. Предел по срыву должен быть высоким как с точки зрения характеристик подрыва, так и в отношении минимальной потери оборотов в период от мо­ мента отказа двигателя до момента уменьшения общего шага. Таким образом, эксплуатационное значение Ст/о должно быть низким. Момент инерции винта является параметром, наиболее эффективно влияющим на характеристики авторотации верто­ лета. Ему соответствует безразмерная массовая характеристика лопасти, которая должна быть низкой. Однако для получения большого момента инерции нужны тяжелые лопасти.

На вертолете должна иметься муфта свободного хода (об­ гонная муфта), при которой привод двигателя от несущего вин­ та исключается. При отказе двигателя она автоматически от­ ключает последний от несущего винта, который, таким образом, при авторотации не тормозится двигателем. Рулевой винт вер­ толета одновинтовой схемы должен быть механически связан трансмиссией с несущим винтом, что обеспечивает путевое уп­ равление при отказе двигателя.

Если отказ двигателя происходит на большой высоте, то лет­

винта можно восстановить кратковременным увеличением ско­ рости снижения, так что подрыв может быть начат при макси­ мально возможной энергии, накопленной несущим винтом. Од­ нако эту операцию не удается проделать при отказе двигателя вблизи земли, поскольку в этом случае обороты винта падают в начале маневра, а время реакции летчика усугубляет это па­ дение. В результате на большинстве вертолетов подрыв не мо­ жет быть выполнен при достаточной кинетической энергии не­ сущего винта и скорости снижения, достаточно малой для того,

Рис. 7.2. Диаграмма вы­ сота — скорость для го­ ризонтального полета.

чтобы избежать чрезмерной вертикальной скорости в момент касания земли. Поэтому на диаграмме 'высота — скорость (рис. 7.2) имеется область малых скоростей, в которой верто­ лет не должен эксплуатироваться ввиду невозможности выпол­ нения безопасной посадки при отказе двигателя. Эта область называется запретной зоной. На высотах, превышающих соот­ ветствующие точке А (обычно 100 -f- 150 м), частота вращения несущего винта может быть восстановлена, а скорость сниже­ ния может поддерживаться достаточно низкой для выполнения безопасной посадки. При больших высотах возможна устано­ вившаяся авторотация. При очень малых высотах (точка В на рис. 7.2, обычно 3-f-5 м) вертолет касается земли прежде, чем он достигнет чрезмерной скорости снижения. В случае доста­ точной горизонтальной скорости (точка С на рис. 7.2, обычно 40-^65 км/ч) также возможна безопасная посадка вследствие уменьшения вертикальной скорости при полете вперед. Обычно также имеется ограничение по большим горизонтальным ско­ ростям вблизи земли, как показано на рис. 7.2: если отказ дви­ гателя случится на малой высоте при большой скорости по­ лета, то у летчика не окажется достаточно времени для умень­ шения горизонтальной скорости настолько, чтобы избежать по­ ломки шасси, особенно для вертолетов с лыжным шасси. Две запретные зоны на диаграмме высота — скорость образуют до­ пустимый «коридор» для режимов взлета и посадки вертолета.

Тем не менее эксплуатационные режимы полета вертолета не слишком ограничены. Строго вертикальные взлет или посадка обычно не применяются из-за наличия запретной зоны, и лет­ чик после вертикального набора высоты около 5 м начинает разгонять вертолет. При наличии двух или более двигателей запретная зона существенно уменьшается или исчезает совсем. Для многодвигательных вертолетов гораздо более актуальны летные характеристики при одном неработающем двигателе, чем при полном отказе силовой установки.

Рассмотрим начальную стадию снижения и падения оборо­ тов винта до начала вмешательства летчика в управление, т. е. при неизменном общем шаге [М.20, К.6 , М.44, W.3]. Движение

масса вертолета. Уравнение движения несущего винта верто­

и угловая скорость винта постоянна. После отказа двигателя момент сопротивления несущего винта уже не уравновешивает­ ся крутящим моментом двигателя, и частота вращения винта падает. Если рассматривать начальную стадию, когда величина общего шага соответствует горизонтальному полету, а скорость снижения не успела возрасти настолько, чтобы значительно из­ менить коэффициент протекания, то коэффициенты силы тяги и момента (Сти CQ), являющиеся функциями 00, 75 и X, должны оставаться такими же, как и в момент отказа двигателя. Тогда

крутящий момент, требуемый для горизонтального полета, так что мощность, необходимая для горизонтального полета, равна QoQoУравнение движения несущего винта при t > 0 приобре­