Аэродинамические характеристики стабилизатора

Стабилизатор предназначен для обеспечения продольной устойчивос­ти и балансировки вертолета. Аэродинамические характеристики стаби­лизатора определяются его подъемной силой У_ст = Су_ст∙r∙V²/2∙Sст, где Су_ст -коэффициент подъёмной силы стабилизатора, Sст - площадь стабилизатора.

Чем больше подъемная сила стабилизатора, тем больше восстанавли­вающий момент, действующий на вертолет в возмущенном движении. При этом эффективность ста­билизатора должна быть одинаковой как на положительных, так и на отрицательных углах атаки. С этой целью профиль стабилизатора выполнен сим­метричным.

На подъемную силу стабилизатора оказывают влияние: угол атаки aст, скорость полета V, площадь Sст.

Увеличение угла атаки приводит к положительному приращению подъ­емной силы, а его уменьшение - к отрицательному. В первом случае стабилизирующий момент действует на пикирование, во втором - на каб­рирование.

На режиме висения под влиянием индуктивного потока НВ скос потока на стабилизаторе максимальный, подъ­емная сила Уст будет направлена вниз и создает кабрирующий момент Мкаб.

При висении с встречным ветром Мкаб возрастает, при висении с по­путным - появляется момент на пикирование. Следовательно, при дос­таточно большой площади стабилизатора Sст затрудняется процесс ба­лансировки вертолета, особенно с передними центровками− увеличиваются расходы продольного управления.

В установившемся полете с поступательной скоростью стабилизатор создает отрицательную подъемную силу и кабрирующий момент. Это обеспе­чивает балансировку на данном режиме полета. В то же время подъ­емная сила Уст увеличивается пропорционально V².

При переходе НВ на режим самовращения вертолёт снижается с повышенной вертикальной скоростью. Балансировка вертолёта осуществляется на положительных углах атаки. На стабилизатор начинает действовать воздушный поток снизу, поэтому он создаёт положительную подъёмную силу и момент пикирования.

Выводы: I, Эффективность стабилизатора влияет на запасы продоль­ной устойчивости и управляемости. На висении и малых скоростях по­лета эффективность стабилизатора низка, а с ростом скорости значи­тельно повышается.

2.Для получения приемлемых характеристик устойчивости вертолета на режиме самовращения НВ угол установки стабилизатора выбран −6 ^º.

3.Площадь стабилизатора обеспечивает необходимые запа­сы отклонения РЦШ "на себя" на висении с предельно передними цент­ровками и ветром сзади.

МОЩНОСТИ НА ВЕРТОЛЕТЕ

Для выполнения полета с заданными параметрами требуется опреде­ленная мощность силовой установки. Для изменения режима полета и маневрирования требуется запас мощности, т. е. разность между рас­полагаемой и потребной мощностями НВ.

Потребной мощностью называется такая мощность, которую необходи­мо подвести для создания аэродинамической силы НВ, обеспечивающей выполнение заданного режима полета:

Nпотр=Nинд+Nпроф+Nдв+Nсж.

Nинд - индуктивная мощность, затрачиваемая на преодоление ин­дуктивного сопротивления лопастей (создание индуктивного потока):

Nинд=T·Vi=G·Vi, Vi=T/2r·Fн·V.

Nпроф - профильная мощность, затрачиваемая на компенсацию профильных потерь реального НВ: Nпроф=Mкр∙w_н.

З десь Mкр- крутящий момент НВ.

Nдв - мощность движения, затрачиваемая на создание пропульсивной силы, преодолевающей вредное сопротивление планера:

Ncж - мощность сжатия, затрачиваемая на преодоление волнового сопротивления за счет сжимаемости воздуха. Её необходимо учитывать, начиная со средних скоростей полета ≈ 120 км/час.

Формулы показывают, что потребная мощность НВ зависит от массы вертолета, высоты и скорости полета.

В полете на постоянной высоте и с данной массой потребная мощность изменяется в зависимости от скорости полета следующим образом (рис.5.1):

 

Рис. 5.1 Зависимость потребной мощности от скорости полета

При увеличении скорости до экономической Vэк уменьшается, так как индуктивная мощность Nинд уменьшается интенсивнее, чем увеличиваются остальные составляющие (профильная, движения, сжатия), являющиеся вредными затратами мощности двигателей.

При увеличении скорости V>Vэк потребная мощность увеличивается, так как Nинд уменьшается медленнее, чем возрастают вредные затраты мощности.

Минимальное значение потребной мощности Nmin соответствует полету на экономической скорости Vэк.

Соотношение составляющих потребной мощности в процентном выражении на различных скоростях следующее:

При V=0: Nинд(75%) + Nпроф(25%);

при Vmax: Nинд(15%) + Nпроф(40%) + Nдв(45%).

 

Выводы: - На нулевой поступательной скорости наибольшую долю составляет индуктивная мощность. Следовательно, для создания необходимой тяги требуется максимальный шаг НВ, так как НВ работает в осевом потоке.

-С увеличением поступательной скорости и, соответственно, косой обдувки НВ, затраты индуктивной мощности уменьшаются, но из-за увеличения потерь НВ становятся больше вредные потери мощности.

-Потребная мощность НВ зависит также от массы вертолета и высоты полета.

Изменяется пилотом рычагом "шаг-газ".

Располагаемой мощностью называется мощность, подводимая к НВ при работе двигателей на данной мощности двигателей вплоть до взлетной.

Nр= Nэф −N_{ПОТЕРЬ.}.

Здесь Nэф − эффективная мощность двигателей; N_ПОТЕРЬ − мощность потерь, то есть мощность, расходуемая на различные потребители.

Мощность потерь представляет собой сумму:

Nвс(2,5%)+Nохл(1,15%)+Nтр(3,0%)+Nагр(0,8%)+Nрв(9,5¸6,5),

где Nвс - потери на всасывание, затрачиваемые на завихрения во входном тракте двигателей;

Nохл - потери на охлаждение, затрачиваемые на вращение венти­лятора для охлаждения агрегатов двигателей;

Nтр - потери на трение в трансмиссии;

Nагр - потери на приводы агрегатов;

Nрв - потери на привод РВ.

При включении ПОС двигателей возрастают временные потери из-за отбора воздуха с VШ или X ступеней компрессора (3,0¸4,5%).

Все ви­ды потерь не зависят от скорости и являются постоянными. Потери на работу рулевого виннта Nрв с ростом скорости уменьшаются из-за работы РВ в условиях косого обтекания.

На рис. 5.2 представлена графическая зависимость располагаемой мощности от скорости полета:

 

 

Рис.5.2 Зависимость располагаемой мощности от скорости полета

 

 

График показывает, что эффективная мощность двигате­лей Nе практически не изменяется при увеличении скорости. Nр с увеличением скорости незначительно увеличивается за счет снижения потерь на работу РВ.

Зная количественное влияние потерь мощности двигателей, можно вывести формулу: Np=ξ·Ne, где ξ - коэффициент использования мощности (ξ=0,83¸0,86), который показывает, какая часть мощнос­ти двигателей подводится к НВ, т.е. расходуется на работу несущего винта.

Вывод: Зная характер зависимостей Nпотр и Nр от скорости, мож­но построить совмещенный график мощностей Np, Nпот в зависимости от скорости полёта, c помощью которого определяются запасы мощности на различных скорос­тях и высотах полета в режиме горизонтального полета: DN=Np-Nпотр. Для вертолета МИ-8 такой совмещенный график рассматривается в разделе «Установившиеся режимы полёта».

Контрольные вопросы

1. Какое влияние оказывает на лобовое сопротивление фюзеляжа скорость полета? угол атаки фюзеляжа?

2. Какими способами снижается вредное сопротивление фюзеляжа?

3. Каково назначение стабилизатора?

4. Какие моменты действуют на вертолет со стороны стабилизатора на висении? на повышенных скоростях? на режиме самовращения НВ?

5. Какое влияние на эффективность стабилизатора оказывает угол установки стабилизатора? поступательная скорость?

 

6. Что понимается под потребной мощностью НВ? Из каких составля­ющих она складывается?.

7. Как влияет скорость полета на изменение потребной мощности?

8. Что понимается под располагаемой мощностью НВ? Как происходит распределение мощности двигателей на вертолете?

9. Как влияет скорость полета на изменение располагаемой мощ­ности?

10. Что такое баланс мощностей? Определить изменение запаса мощ­ности на вертолете в зависимости от скорости, высоты полета, полетной массы.

 

 

ИСПОЛЬЗОВАННАЯ ЛИТЕРАТУРА

1. В.Ф.Ромасевич и Самойлов Г.А. Практическая аэродинамика вертолётов. М: Воениздат.1980.

2. Володко А.М. Основы аэродинамики и динамики полёта вертолётов. М: Транспорт. 1988.

3. Руководство по летной эксплуатации вертолёта Ми-8. М.: Воздуш­ный транспорт, 1988.

4. Практическая аэродинамика вертолёта МИ-8: Методические указания к изучению основ аэродинамики несущего винта и вертолёта. Омск. ОЛТК ГА, 1989.

5. Сборник "Схемы и графики по практической аэродинамике вертоле­та Ми-8".