книги / Теория вертолета. Кн. 1

32 Глава 1

дифференциальным изменением крутящих моментов. Аппарат имел удовлетворительные характеристики управляемости и установил рекорды скорости (44,7 км/ч), высоты (158 м), про­ должительности полета (1 ч 2 мин) и дальности полета по замк­ нутому маршруту (44 км). Г. Фокке (Германия, 1936 г.) по­ строил двухвинтовой вертолет поперечной схемы (диаметр вин­ тов 7 м, полетная масса аппарата 950 кг, двигатель «Брамо» мощностью 160 л. с.). Шарнирные несущие винты имели по три суживающиеся лопасти и были установлены на фермах. Путевое и продольное управления осуществлялись путем изменения цик­ лического шага, а управление по крену — дифференциальным изменением общих шагов. Для устойчивости и балансировки полета вперед было использовано вертикальное и горизонтальное хвостовое оперение, а для повышения устойчивости валы несу­ щих винтов были наклонены внутрь. Вертолет установил ре­ корды скорости (122,5 км/ч), высоты (2440 м) и продолжительно­ сти полета (1 ч 21 мин). Это была вполне доведенная машина — хорошо управляемая, надежная, с высокими летными качест­

между их втулками 0,6 м (полетная масса аппарата 1000 кг, дви­ гатель «Сименс-Хальске» мощностью 140 л. с.). С. Паллии (Анг­ лия) также разрабатывал вертолеты поперечной схемы. На фирме «Г. и Дж. Уэйр, лимитед» он построил в 1938 г. вертолет W-5 (двухлопастные винты диаметром 4,6 м, полетная масса 380 кг, двигатель «Уэйр» мощностью 50 л. с.), а в 1939 г.— вер­ толет W-6 (трехлопастные винты диаметром 7,6 м, полетная масса 1070 кг, двигатель «Де Хэвилленд» мощностью 205 л. с.). И. П. Братухин (СССР, ЦАГИ, 1939—1940 гг.) сконструировал вертолет поперечной схемы «Омега 1» (трехлопастные винты диаметром 7 м, полетная масса 2300 кг, два двигателя мощ­ ностью по 350 л. с.). Во время второй мировой войны значитель­ ное внимание развитию винтокрылых аппаратов уделялось в Германии. Вертолет поперечной схемы Фокке—Ахгелиса Fa-223 (1941 г.) имел абсолютный потолок 5000 м, дальность полета

мощностью 1000 л. с.).

И. Сикорский (США, фирма «Сикорски эркрафт компани», 1939—1941 гг.) вернулся к разработке вертолетов в 1938 г. после того, как он значительное время занимался проектированием и постройкой самолетов в России и Соединенных Штатах. В 1941 г. Сикорский построил одновинтовой вертолет VS-300 (трехлопаст­ ный несущий винт диаметром 9 м, полетная масса 520 кг, двига­

960 кг, двигатель «Франклин» мощностью 178 л. с.) получил пер­ вый американский сертификат летной годности для вертолетов Ф. Пясецкий (США, фирма «Пясецки хеликоптер корпорейшн», 1945 г.) сконструировал вертолет продольной схемы PV-3 (трехлопастные несущие винты диаметром 12,5 м, полетная масса 3100 кг, двигатель «Пратт-Уитни» мощностью 600 л. с.). Фирма Пясецкого впоследствии превратилась в «Боинг вертол компани», а вертолеты продольной схемы остались основным типом выпу­ скаемых ею машин. Луи Бреге (Франция, 1946 г.) построил вер­ толет соосной схемы G -IIЕ (трехлопастные винты диамет­ ром 8,5 м, полетная масса 1300 кг, двигатель «Поте» мощностью 240 л. с.). Несущие винты имели все три шарнира, причем ГШ и ВШ были снабжены демпферами. Стэнли Хиллер (США, 1946—1948 гг.) экспериментировал с вертолетами нескольких типов и в конце концов остановился на вертолете одновинтовой схемы. Хиллер разработал систему управления несущим винтом с помощью гироскопически стабилизирующего стержня, снаб­ женного аэродинамическими поверхностями, отклонением кото­ рых управляет пилот, изменяя тем самым ориентацию несущего винта. В 1947 г. был построен вертолет «Хиллер» 360 (двухло­ пастный винт диаметром 10,7 м, полетная масса 950 кг, двига­ тель «Франклин» мощностью 178 л. с.). Чарлз Каман (США, фирма «Каман эркрафт компани», 1946—1948 гг.) разработал метод управления углом установки лопастей с помощью сервоаакрылков, состоящий в изменении не столько угла поворота корня лопасти вокруг оси ОШ, сколько ее крутки. Каман также сконструировал вертолет по схеме синхроптера. М. Л. Миль (СССР) создал серию вертолетов одновинтовой схемы, в том числе в 1949 г. вертолет Ми-1 (трехлопастный винт диаметром 14 м, полетная масса 2250 кг, двигатель мощностью 570 л. с.). Н. И. Камов (СССР) работал над вертолетами соосной схемы В 1952 г. был построен вертолет Ка-15 (трехлопастные несущие винты диаметром 10 м, полетная масса 1370 кг, двигатель мош ностью 225 л. с.). А. С. Яковлев (СССР, 1952 г.) сконструировал вертолет продольной схемы Як-24. При разработке этого верто лета возник ряд проблем, связанных с его динамикой, но в 1955 г он был запущен в серийное производство.

Важную роль в развитии вертолета сыграла замена поршне­ вого двигателя газотурбинным. Такая замена позволила сущест­ венно улучшить летные характеристики вертолета, так как ГТД имеют меньший удельный вес. Фирма «Каман эркрафт компани» (США, 1951 г.) построила первый вертолет с ГТД: на вертолете К-225 был установлен турбовальнь!й двигатель (ГТД «Боинг» с мощностью на валу 175 л. с.). В 1954 г. Каман построил также первый вертолет с двумя турбовальными двигателями. Это был синхроптер НТК-1 с двумя двигателями «Боинг» (суммарная

делается различий в обозначениях размерных и соответствующих безразмерных величин. Для тех безразмерных параметров, мас­ штабами которых служат не р, Q, R, а другие величины, вве­ дены новые обозначения.

1.3.2. ФИЗИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ ЛОПАСТИ

R — радиус несущего винта, длина лопасти, измеряемая от

Сторона

Рис. 1.5. Схема диска не­ сущего винта, поясняю­ щая определения ф и г .

мут — это угол, отсчитываемый от указанного луча до продоль­ ной оси лопасти в направлении ее вращения; следовательно, при поетоянной частоте вращения винта ф = Ш );

г — радиус поперечного сечения лопасти (рис. 1.5), изменяю­

(наступающей), а лопасть в левой половине диска — отстающей (отступающей). Переменные г и ф будут обычно определять радиальное и азимутальное положения сечения лопасти, но их можно также использовать как полярные координаты в плоско­ сти диска несущего винта.

е — длина хорды лопасти, которая для суживающейся лопа­ сти зависит от г;

В теории часто рассматривают случай линейной крутки, в кото­ ром конструктивный угол установки сечения относительно ком­ левого сечения изменяется по формуле Д0 = 0Кр/\ Градиент 0Кр линейной крутки (равный разности углов установки на конце лопасти и у ее комля) для лопасти вертолета обычно отрицате­ лен. Важное значение имеют следующие производные величины:

А — nR2— площадь диска несущего винта;

теристика лопасти у есть отношение действующей на лопасть аэродинамической силы к инерционной силе.

1.3.3. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ ЛОПАСТИ

а— градиент подъемной силы сечения лопасти по углу атаки при двумерном обтекании;

а— угол атаки сечения лопасти;

М— число Маха в сечении лопасти.

Угол р по определению положителен при отклонении лопасти вверх (такое отклонение соответствует силе тяги лопасти);

ствует движению лопасти в плоскости диска. Угол £ по опре­ делению положителен, когда направление качания противопо­ ложно направлению вращения винта (такое качание вызывает сила сопротивления лопасти);

0 — угол установки лопасти. Этот угол изменяется при по­ вороте лопасти в ОШ, т. е. вокруг оси, параллельной лонже-

Рис. 1.6. Основные дви­ жения лопасти.

винта

рону лопасти. Угол 0 по определению положителен, когда но­ сок лопасти поднят вверх.

■Степени свободы р, £ и 0 можно также определить как по­ вороты лопасти вокруг осей шарниров несущего винта следую­ щим образом: р — угол поворота вокруг оси, лежащей в пло­

круг оси, лежащей в плоскости диска и параллельной лонже­ рону лопасти. Описание более сложных движений лопасти, на­ пример движения, связанного с ее изгибом, будет дано по мере надобности в следующих главах.

На установившемся режиме работы несущего винта движе­ ние лопасти является периодическим по азимуту, и, следо­

Нулевые и первые гармоники (коэффициенты Фурье с ин­ дексами 0, 1с и is) при расчете аэродинамических характери­ стик и характеристик управления несущего винта наиболее важны. Угол конусности винта равен р0, углы Ры и Ри равны углам, наклона плоскости концов лопастей вперед и вбок со­ ответственно. Угол 0о представляет собой общий шаг лопастей, а углы 01с и ©и определяют циклический шаг винта.

пользуется достаточно широко и на которую следует поэтому обратить внимание. Это система обозначений, введенная На­ циональным консультативным комитетом по авиации США (NACA). Основные обозначения NACA, которые отличаются от используемых в данной книге, приведены ниже:

винт, по определению положителен, когда поток протекает че­ рез диск вверх;

a — угол атаки диска винта, по определению положителен, когда верхняя сторона диска и вектор силы тяги наклонены на­ зад.

Кроме того, предполагается, что Я и а связаны с плоскостью постоянных углов установки, если нет индексов или других указаний на использование иной плоскости отсчета.

Углы, определяющие движение лопасти, описываются ря­ дами Фурье со следующими обозначениями коэффициентов гар­ моник:

Р = а0 — а{cos ф — bt sin ф — а2cos 2ф — b2sin 2ф — . . .

0 = А0 — Ai cos ф — Bi sin ф — А2C O S 2ф — В2 sin 2ф — . . .

Различия в знаках по сравнению с обозначениями данной книги объясняются тем, что обозначения NACA были предна­ значены для теории автожира и все параметры определены так, чтобы их значения на обычном режиме полета были положи­ тельными. Полная система обозначений NACA, используемая в теории вертолета, изложена в работах Гессоу и Мейерса [G. 51, G. 66].