книги / Теория вертолета. Кн. 1
.pdf242 Глава 5
направленная противоположно качанию; 2) центробежная сила т й 2г, направленная по радиусу от оси вращения и имеющая, следовательно, плечо х(е/г) = x\t,(e/r)\ 3) аэродинамическая сила Fx с плечом г — е, совпадающая по направлению с силой
сопротивления сечения; 4) кориолисова сила 2Qzz'm — 2mQr|3 р с плечом г — е, направление которой совпадает с направлением инерционной силы. Заметим, что центробежная сила не создает момента относительно оси ВШ, если относ ВШ отсутствует. Ко риолисова сила пропорциональна произведению частоты враще ния й винта на радиальную скорость zz' сечения, направлен ную к оси вращения. Эту радиальную скорость можно рассмат
ривать как составляющую скорости взмаха z = г|3, лежащую в плоскости диска и возникающую при взмахе лопасти на угол
г' = р. При (3(3 > О кориолисова сила направлена в сторону вра щения лопасти.
Условие равновесия всех моментов относительно оси ВШ, включая момент /Cj£, создаваемый пружиной, дает уравнение качания:
R
J l(mr\t) ( г — е) + m,Q2r (е/г) т)£ + 2QrmPP (г — е)] dr + К& =
eR
R
— 5 Fx(r — e)dr.
eR
После почленного деления на 1 — е и перехода к безразмерным величинам уравнение принимает вид
I I |
+ (е J /ил dr + |
т - е ) + 21М = $ цFx dr, |
|
|
i |
е |
|
где / л = |
J mtfdr. Если массовую характеристику лопасти пред- |
е
ставить в виде у = pacR*/lл, то |
дифференциальное уравнение |
качания лопасти можно записать следующим образом: |
|
|
1 |
£ + V|£ + 2PP = |
Y $ T| |
Качание описывается тем же уравнением, что и колебания си стемы масса — пружина, возбуждаемые аэродинамическими си лами в плоскости диска (профильным и индуктивным сопро тивлениями) и кориолисовой силой, которая обусловлена махо вым движением лопасти. Аэродинамические силы демпфируют качание, но значительно менее эффективно, чем движение в пло скости взмаха. Однако шарнирные винты имеют механические
Полет вперед II |
243 |
демпферы ВШ. Квадрат собственной частоты качания опреде ляется выражением
vj = ^ mr\ dr^jyj^( 1 — е) jj mrf dr j+ /Ct/[( 1 — e) InQ2].
Числитель дроби, обусловленный восстанавливающим действием центробежной силы на качание, равен нулю, если относ ВШ отсутствует. Если масса лопасти распределена равномерно и пружины в шарнире нет, то формула принимает простой вид
0 Зе
2 0 - е )
Для шарнирного винта типичны значения vj = 0,2 -н 0,3. У бесшарнирных винтов (или шарнирных с пружиной в ВШ) соб ственная частота качания может быть больше. Во избежание чрезмерной нагрузки лопасти величина vE не должна быть очень
близка к 1. Поэтому бесшарнирные винты естественным обра зом разделяют на два класса: винты с малой жесткостью в пло скости вращения, для которых < 1 (типичные значения
0,65 4-0,80), и винты с большой жесткостью в плоскости враще ния, для которых Vj > 1 (типичные значения 1,4 4 - 1,6). Кардан
ные винты и винты с качающейся втулкой попадают во второй класс. Винтам первого класса свойственна механическая не устойчивость, называемая земным резонансом (см. гл. 12), ко торая возникает, если собственная частота или демпфирование качания слишком малы. По этой причине шарнирные винты и даже бесшарнирные винты первого класса должны иметь ме ханические демпферы.
Кориолисова сила-является величиной второго порядка ма лости, но она оказывается важным фактором в качании лопасти, так как все силы, действующие на лопасть в плоскости диска, малы. Именно нагрузки лопасти, создаваемые кориолисовыми силами при маховом движении, вызывают необходимость введе ния ВШ в конструкцию шарнирных винтов. При исследованиях качания на переходных режимах (включая аэроупругую устой чивость) кориолисов член в уравнении качания линеаризируют, считая отклонения махового движения от балансировочных зна
чений малыми, т. е. рр я* рбалбр + РбалбРНа висении или при полете вперед, когда используются только средние балансиро
вочные значения, это выражение принимает вид Р Р « РобРТа ким образом, кориолисова сила обусловлена в основном ради альной составляющей скорости лопасти при взмахе на балан сировочный угол Ро. На установившемся режиме полета корио лисова сила является вынуждающей силой, и ее влияние можно оценить по амплитудам нулевой и первой гармоник махового
244 |
Глава 5 |
|
движения: |
|
|
РР = |
(Ро + Pie cos ij) -f sin Ц>) (— pJc sin Ф + |
p,s cos ф) = |
= |
PoP,s cos Up — р д е sin yip+ p lcp lsCOS 2if> + |
(1/2) (pj, —pfe) sin 2-ф. |
В случае установившегося режима полета качание имеет пе риодический характер и потому может быть представлено рядом Фурье. Так как средние значения инерционной и кориолисовой
сил равны нулю, а среднее значение интеграла ^ г [Fx/(ac)] dr
о
равно CQ/ OO (здесь CQ— коэффициент аэродинамического кру тящего момента), угол отставания лопасти выражается форму лой
£ o = ( Y / i{ C) Q M -
Типичное значение этого угла составляет несколько градусов, изменяясь от небольшой отрицательной величины на авторота ции до, возможно, 10° на режиме максимальной мощности.
Коэффициенты первых гармоник качания, обусловленные аэродинамическими и кориолисовыми силами, определяются выражениями
---- [(YC,/ra)„-2PA.I/(l-i),
-----[(vc„/™)l, + 2№ j/(| - i ) -
Если собственная частота качания близка к"1, то амплитуда первой гармоники велика, а значит, велики и нагрузки лопасти в плоскости диска. Демпфирование, которое определяет ампли туду вынужденных колебаний при vt = 1, в случае качания
мало и потому не меняет этого вывода. (У шарнирных винтов, снабженных механическими демпферами, качание лопасти силь но задемпфировано и имеет низкую собственную частоту.) Та ким образом, собственную частоту качания для винтов с малой жесткостью в плоскости вращения приходится выбирать комп ромиссно, удовлетворяя требованиям малой нагрузки лопасти (низкая частота качания) и устойчивости к земному резонансу (высокая частота качания). Приведенные выше выражения для £ic и не вполне правильны, так как нэ самом деле в первую гармонику момента аэродинамических сил относительно оси ВШ должны входить зависящие от махового движения члены, кото рые взаимно сокращаются с некоторыми членами выражения
момента кориолисовых сил. |
|
качания, обусловленных |
|
Коэффициенты |
вторых гармоник |
||
только кориолисовыми силами, равны |
|
||
„ |
_ 201cPls |
* |
Рь; ~ fife |
fee— 4 _ v| - |
&2• |
|
4 ~ VC ’
Полет вперед II |
245 |
И Л И
Таким образом, кориолисовы силы возбуждают вторую гармо нику качания, амплитуда которой пропорциональна квадрату амплитуды первой гармоники махового движения.
5.20. ЗОНА ОБРАТНОГО ОБТЕКАНИЯ
Зона обратного обтекания представляет собой круг диамет ра ц, расположенный на диске несущего винта на стороне от ступающей лопасти. При малых ц влияние зоны обратного об текания несущественно, так как она занимает небольшую часть
L
01
Рис. 5.36. Картины прямого (а) и обратного (б) обтеканий сечения лопасти.
области, |
в которой скоростные напоры |
малы. Поэтому до |
|
р. ~ |
0,5 влиянием зоны обратного обтекания |
можно пренебречь. |
|
При |
р > |
0,5 зона обратного обтекания занимает значительную |
часть диска, и ее следует учитывать в расчете аэродинамических сил, действующих на лопасть. Здесь будет изложена простей шая схема работы лопасти в зоне обратного обтекания. По край ней мере вблизи границы этой зоны имеют место срыв потока и существенное радиальное течение, вследствие чего может потребоваться менее приближенная схема.
На рис. 5.36 сопоставлены картины прямого и обратного об теканий сечения лопасти. Напомним, что в разд. 5.2 мы полу чили, пренебрегая возможностью срыва и считая углы малыми, следующее выражение для нормальной аэродинамической силы:
Fz/{ac) L/(ac) ~ (1/2)и\а = (1/2)ит(Ыт— иР).
Однако в этом выражении не учитывается и зона обратного об текания. Входящие сюда величины отсчитываются в следующих направлениях: Fz и L — вверх, 0 — соответственно подъему носка
246 |
Глава 5 |
сечения вверх, |
иР— вниз и ит— от передней кромки к задней. |
Как видно на рис. 5.36, в зоне обратного обтекания угол атаки вычисляется по формуле
а = 9 -+- ф = 0 + иР1\ ит| = б — Up/tip,
т. е. так же, как при прямом обтекании. Однако в зоне обрат ного обтекания положительному а соответствует отрицательная (направленная вниз) подъемная сила:
L/{ac) = —(1/2)ц^.а = (1/2)|«г|мга.
Следовательно, как при прямом, так и при обратном обтекании справедлива формула
FJ(ac) = L/(ac) « (1/2)| ит\ита — (\/2)\итI (0ыг — иР).
Поскольку обратное обтекание не влияет на моменты инер ционной и центробежной сил относительно оси ГШ, единствен ной причиной изменения махового движения будет изменение момента аэродинамических сил. С учетом этого имеем
I |
1 |
Л4гш= § r[F2/{ac)\ d r = ^ (1/2) | ит|(0«г — «р) г dr =
о |
о |
— М()0уПр + |
М кр0кр -)- М + /WfsP + Alpp. |
При обратном обтекании изменяется знак подынтегрального вы ражения, т. е. для расчета аэродинамических коэффициентов
нужно вычислять интегралы |
вида ^ / (г, -ф) sign (wr ) с?г. Вели- |
чина такого интеграла зависит |
0 |
от азимута. При р < 1 необхо |
димо только по-разному' вычислять интегралы на левой и правой сторонах диска:
|
^ f dr |
при |
0° |
< 180°, |
||
5 f(r>Ф) sign (uT)dr |
о |
|
|
|
|
|
1 |
|
—jx sin \|) |
|
|
||
О |
|
|
|
|||
^ |
f dr — 2 |
^ f dr при |
180°< ф < 360°. |
|||
|
||||||
|
о |
|
о |
|
|
Таким образом, на стороне наступающей лопасти аэродинами ческие коэффициенты совпадают с полученными раньше, а на стороне отступающей лопасти требуется учесть изменение знака подынтегрального выражения в зоне обратного обтекания. Если р > 1, то в диапазоне Зл/2 — a r c c o s ( l / p ) < ф < Зя/2 -f- + arc cos(l/p) обратное обтекание лопасти имеет место по всему
Полет вперед II |
247 |
размаху, так что
Sf{r, ф) sign (ит)
Вычисляя интегралы при р < 1, получим следующие выражения для аэродинамических коэффициентов (первое выражение соот ветствует стороне наступающей лопасти, а второе — отступаю щей лопасти):
Мо = |
+ |
у |
р sin ф + |
у (р sin ф)2, |
|
|||||
+ |
у |
р sin ф + |
\ |
(р sin ф)2 — -j^ (р sin ф)4, |
||||||
|
||||||||||
|
- ^ |
+ j |
|
р sin ф + |
|
(р sin ф)2, |
|
|||
/ИКр — |
{ |
+ j |
|
р sin ф + |
-g-(p sin Ф)2 -f |
(р sin ф)5, |
||||
|
|
|||||||||
|
|
|
1 |
1 |
|
• |
к |
|
||
|
|
— 6-— 4-Р sin ф, |
|
|||||||
|
|
{ |
1 |
1 |
|
|
1 |
|
||
|
|
Г -—j -"бj v—s i n rsin^p , + 6 " ^ sin ^ 3> |
||||||||
М^ —- |
|
|
|
|
|
|
1 |
|
||
|
|
I — т ~ |
Т **sin Ч*—1 5 (** sin ^)4’ |
|||||||
|
— р с о з ф ^ + ^ - М п ф ) , |
|
||||||||
|
|
|
|
Г 1 |
|
1 |
1 |
1 |
||
|
{— р cos ф [g- + |
J |
р sin ф — J |
(р sin ф)3]. |
||||||
На рис. 5.37 |
показано, |
как |
|
изменяется |
коэффициент М$ |
демпфирования махового движения при нескольких значениях р. Демпфирование махового движения всегда положительно
(Л^ < |
0). На режиме |
висения этот |
коэффициент постоянен |
|||
(Мр = |
— 0,125), при р > |
0 он больше на стороне наступающей |
||||
лопасти |
и меньше на стороне отступающей лопасти. При р > |
|||||
> 0,794 |
демпфирование |
достигает |
минимального уровня |
|||
(Л4ц — — 0,0258) на |
стороне |
отступающей лопасти и имеет ло |
||||
кальный |
максимум |
при |
ф = |
270°. На |
рис. 5.38 показано изме |
нение коэффициента Мд управления углом установки. На висении Мв = 0,125, при р > 0 этот коэффициент больше на стороне наступающей лопасти и меньше на отступающей. При р > 0,641 Мд отрицателен на стороне отступающей лопасти. Измененнё коэффициента Мкр градиента крутки напоминает изменение Мд,
248 |
Глава 5 |
а величины АД и АДДрсоэф) изменяются аналогично Л1$. Од нако если демпфирование махового движения всегда положи тельно (даже при р >• 1), то коэффициент АД аэродинамической
Рис. 5.37. Изменение коэф фициента демпфирова
ния махового движения.
......— |
с учетом обратного обте |
кания; |
------ без учета обратного |
обтекания.
восстанавливающей силы вследствие множителя рсовф отрица телен в передней части диска.
Для решения уравнения махового движения удобно предста вить аэродинамические коэффициенты рядами Фурье. Вследст-
Рис. 5.38. Изменение коэф фициента М0 управления уг
лом установки.
■• с учетом обратного обте кания; -------без учета обратного обтекания.
вие симметрии течения половина членов рядов обращается в нуль. При этом имеем
Afe = Afe + Me sin ф +М ес cos 2ф + M QS sin Зф +
и аналогично для МкР, АД и АД. Далее,
АД = АДСcos ф -f- Afjjs sin 2ф |
cos Зф |
Полет вперед 11 |
249 |
Тогда для шарнирного винта (v = 1) получаем следующие урав нения относительно коэффициентов махового движения:
е0м “ + |
е Х 7 2 + |
Р„ ( < |
~ К ) /2 + |
0кр< |
р + |
=Эо/v. |
|||
01с « |
+ < / 2 ) |
+ |
К ( Щ + М% + |
М%)/2 + |
р0< |
= О, |
|||
w + 0 к р Ч ;+ 0,0 ( К |
- |
к |
/2) + |
|
|
|
|
||
|
|
|
+ |
Р1е ( - 2М\ + |
М* + |
AfJO/2 + |
= 0. |
Если характеристика режима работы винта настолько велика, что требуется учитывать зону обратного обтекания, то необхо димо учитывать и вторые гармоники махового движения. Од нако решение при этом лучше искать численно. С учетом соот ношений Я = Аппу + p0is = Япкл— рР,с решение получается в виде
Р„= Y [0ом°е + екХ Р + е„ ( X V 2 + |
цМ«) + |
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
+ |
Р и |
« |
- < |
) / |
2 |
+ |
АппХ ] , |
о |
- |
Р0< |
-(Mellc+ |
< |
/ 2) |
|
|
|
|
|
PlS |
^ |
+ К |
|
+ < ) / 2 |
|
’ |
|
|
|
|
в.Ло + еКр < |
+ |
e ls (м °еM- fl2 + |
Ц < * ) |
+ |
я п п Х5 |
|||||
Plc . |
^;-к+л,Г)/2 |
|
|
|
|
|||||
_ |
е Х5+ е крм ^ р + |
е „ |
( м ° |
-2ес/ м2) |
+ |
я п к л м ^ |
||||
|
|
^ |
- ( мГ + м ?)/2 + |
К |
|
|
Подставляя выражения для соответствующих коэффициентов Фурье, окончательно находим
Ро = У [ J ( 1 + |
~ Т ц4) 0О-80 — W (^ 2 Т ^4) 0кр — |
" К 1 + J r tl3) ;inny — l ^ r ^ 4(P ic+ 9is)]>
■0,^ —
Р,с Н- 01s —
■ 3 ^ [ Q + 15я ^3) е0'75~ 75я" |
“ Т ( * — Т ^ 2) ^ ппу] |
1 - ^ Ц 2 + 24
3 ^ [ ( 1+ 15я ^3) е0. 75 75я |
^2екр 4 (l — Т ц2) Япкл] |
1 + 4 и 2- |
24 |
250 |
Глава 5 |
Таким образом, учет зоны обратного обтекания приводит к по явлению в формулах членов порядка р4. При р > 0,5 наряду с зоной обратного обтекания необходимо учитывать срыв потока и сжимаемость воздуха. Кроме того, становятся важными и другие степени свободы лопасти. Например, при р > 0,7 подъ емная сила, которая в зоне обратного обтекания проходит че рез точку трех четвертей хорды, значительно изменяет угол уста новки, а значит, и нагрузку лопасти. Поэтому при больших зна чениях характеристики режима работы винта нагрузку лопасти и ее движение нужно находить численно, чтобы получить более точные результаты.
Наконец, для коэффициента силы тяги с учетом влияния зоны обратного обтекания получаем следующее выражение:
1
Сг = ста ^ (1/2)| ит|(0мг — uP)dr =
о
= (<та/2) [(1/3 + р2/2 — 4р3/(9я))0о + (1/4 + Ц2/4 —
- р4/32) 0кР - (1/2 + р2/4) Army - (р3/8) (Pic)nny]-
Влияние зоны обратного обтекания приводит к появлению чле нов высшего порядка по р, но слагаемое р2А,ппу имеет, как ока залось, существенное значение даже при весьма малых р.
Более подробное обсуждение влияния зоны обратного обте кания, особенно на маховое движение, можно найти в работах [P.45, S.129, S.130],
5,21. СЖИМАЕМОСТЬ ВОЗДУХА
Сжимаемость воздуха приводит к изменению сил, действую щих на лопасть, и таким путем влияет на аэродинамические ха рактеристики несущего винта и движение лопастей. Особенно важно в этом отношении увеличение градиента подъемной силы с числом Маха'и резкое возрастание сопротивления и продоль ного момента при превышении числом Маха определенного кри тического значения. Если лопасть работает при больших пере менных углах атаки (например, отступающая лопасть тяжело нагруженного винта), то влияние сжимаемости имеет важное значение даже при малых числах Маха. С точки зрения аэроди намических характеристик винта влияние сжимаемости прояв ляется главным образом в том, что коэффициент СРе профиль ной мощности быстро возрастает, когда концевое число Маха превосходит критическое (число Маха, при котором начинается дивергенция сопротивления). Это критическое число зависит от угла атаки и возрастает вследствие трехмерности обтекания кон цевой части лопасти. Увеличение градиента подъемной силы мало влияет на величины р^ и Pis/p 0 (которые определяются
Полет вперед И |
251 |
только равновесием аэродинамических сил), но вызывает значи тельное увеличение силы тяги и угла конусности винта при боль ших концевых скоростях. Единственный практический способ детального учета эффектов сжимаемости — численное определе ние нагрузок и движения лопастей с использованием экспери ментальных зависимостей аэродинамических характеристик про филей от угла атаки и числа Маха. Влияние трехмерности об текания также следует учитывать, особенно в концевой части лопасти.
При полете вперед число Маха для нормального сечения ло пасти, расположенного на радиусе г и азимуте ф, определяется соотношением
Мг, $ = ит/сзв = Мк (г + ц sin ф),
где Мк = QR/c3B— концевое число Маха, сзв — скорость звука. Максимального значения Ми90 = AfK(1 + ц) это число Маха до стигает на конце наступающей лопасти. Мк хорошо характери зует влияние сжимаемости в среднем, а М i,90 служит мерилом предельных эффектов. Сжимаемость воздуха ограничивает мак симальную скорость полета вертолета. Если предыдущую фор мулу записать в виде Atf^go — (QR -+- V)/c3B, то станет ясно, что приближение к числу Маха, критическому для лопасти, налагает ограничения и на скорость полета вертолета, так как чрезмер ное уменьшение концевой скорости наталкивается на другие ог раничения (см. разд. 7.4).
Влияние увеличения градиента подъемной силы на нагрузки
лопастей |
и их маховое движение можно рассчитать с. помощью |
||
формулы |
Прандтля— Глауэрта а = |
анесж/ -yj\ — М2. Так |
как |
число Маха изменяется по диску, |
градиент подъемной |
силы |
также будет переменным. Поэтому множитель Прандтля — Гла уэрта (1 — М2)~1/2 должен войти в подынтегральные выражения, так что выполнить интегрирование аналитически уже не удает ся. Можно использовать некоторое среднее значение градиента подъемной силы, которое постоянно по диску винта. Например, можно рассчитать а по числу Маха на эффективном радиусе Гэфф!
|
|
& |
^несж [1 |
(гэффМк)-] |
|
||
Пейн |
[Р.36] |
предложил |
принимать гэфф = 0,7, что |
дает хоро |
|||
шие |
результаты при |
Мк < 0,7. |
Петерс |
и Ормистон |
[Р.55] на |
||
шли, |
что при Mi,до < |
0,9 |
осредненная |
поправка удовлетвори |
|||
тельна, если брать гЭфф = |
0,75. При Af1>90 > 0,9 необходимо учи |
||||||
тывать изменение а по радиусу и азимуту. |
|
||||||
Гессоу и |
Крим [G.63] |
рассчитали влияние концевого числа |
Маха на маховое движение, силу тяги и мощность несущего винта при полете вперед. Они нашли, что амплитуда махового движения и сила тяги незначительно возрастают вследствие