CC BY
523
Том XL
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2009
№ 4
УДК 629.735.33.014.16.015.3.035.5
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ МОДЕЛЕЙ ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ ВЕРТИКАЛЬНО ВЗЛЕТАЮЩЕГО САМОЛЕТА В ШИРОКОМ ДИАПАЗОНЕ УГЛОВ АТАКИ
М. А. ГОЛОВКИН, Н. Н. ТАРАСОВ
Приведены результаты экспериментальных исследований аэродинамических характеристик моделей сравнительно мало нагруженных воздушных винтов вертикально взлетающего самолета в диапазоне углов атаки, соответствующем вертикальному взлету, полету по-вертолетному и переходу к пропеллерному режиму работы. Испытаны модели винтов, втулки которых по типу вертолетных имеют осевые, горизонтальные и вертикальные шарниры. Исследовано маховое движение лопастей этих винтов при различных значениях коэффициента регулятора взмаха. Проведены испытания моделей винтов, втулки которых по типу самолетных пропеллеров имеют только осевые шарниры (с жестким креплением лопастей к втулке). Даны результаты измерения шести компонентов сил и моментов, действующих на указанные винты при скорости полета, равной четверти окружной скорости концов лопастей. Показано, что на винте с жестким креплением лопастей на режимах полета, близких к пропеллерным, при углах атаки или скольжения самолета 10 + 20° реализуется сила, совпадающая по направлению с проекцией скорости набегающего потока на плоскость его диска, которая может составлять 10 + 30% от силы тяги винта. Результаты работы могут быть использованы при предварительной оценке аэродинамики и динамики полета, сил и моментов, действующих на элементы конструкции летательного аппарата с поворотными винтами, обычных самолетов с пропеллером, а также вертолетов с дополнительными винтовыми движителями.
Ключевые слова: самолеты вертикального взлета, винты воздушные, аэродинамические характеристики, винты малонагруженные, влияние углов атаки, эксперименты.
Исследование аэродинамики воздушных винтов-пропеллеров и несущих винтов вертолетов является важным и достаточно сложным для изучения разделом аэромеханики летательных аппаратов (ЛА). Это направление, после основополагающих работ Н. Е. Жуковского, получило значительное развитие в исследованиях отечественных и зарубежных ученых (см., например, [1—4]). Однако в указанных и других публикациях рассматриваются или чисто пропеллерные, или вертолетные режимы полета. В то же время в США и Европе развиваются преобразуемые ЛА (типа V-22 «Osprey» фирм Bell, Boeing и BA609 — Bell, Augusta), оснащенные поворотными винтами с малой нагрузкой на ометаемый диск, установленными на концах крыла [5]. В ЦАГИ это направление начало активно продвигаться в начале 60-х годов и получило дальнейшее развитие в 70—80-х годах прошлого столетия в связи с программой создания вертолета-самолета Ми-30.
Переход от взлета по-вертолетному, когда оси вращения винтов расположены вертикально, к полету по-самолетному, когда оси вращения винтов расположены горизонтально, а подъемная сила создается крылом, является сложным режимом полета такого ЛА. Поворотный винт вертикально взлетающего самолета должен иметь высокую эффективность как на режиме взлета, так и при полете с крейсерской скоростью, а также обеспечивать отсутствие срыва с лопастей на переходном режиме, когда осуществляется поворот вала винта на 90°. На переходном режиме для каждого угла поворота оси вращения винта существует довольно узкий диапазон допустимых скоростей полета, ограниченный, с одной стороны, срывом потока воздуха с верхней поверхности
крыла, с другой, — срывом с лопастей винта. Минимальные скорости полета на переходном режиме в значительной мере определяются параметрами крыла такого ЛА, и их исследование производится при совместной работе моделей винтов и крыла.
В данной статье приведены результаты экспериментальных исследований аэродинамических характеристик моделей воздушных винтов вертикально взлетающего самолета на переходных режимах в диапазоне углов атаки* от нуля до -90°. Рассмотрены винты, имеющие на втулке только осевые шарниры (с жестким креплением лопастей к втулке), а также винты, имеющие на втулке осевые, горизонтальные и вертикальные шарниры (с шарнирным креплением лопастей к втулке). Полученные материалы приведены в основном для безразмерной скорости 0.25, но можно отметить, что при ее значениях 0.2 и 0.3 аэродинамические характеристики винтов близки к приведенным. Результаты работы могут быть использованы для предварительной оценки аэродинамики и динамики полета, а также нагрузок, действующих на элементы конструкции различных аппаратов: ЛА с поворотными винтами; обычных самолетов с пропеллером — при оценке динамики их движения на режимах штопора, выполнения фигур высшего пилотажа и при попадании в вертикальный порыв, при выборе запасов путевого управления, особенно для самолетов с пропеллером на носовой части фюзеляжа, для правильного выбора угла заклинения толкающего винта с целью исключения потерь подъемной силы самолета; вертолетов с дополнительными толкающими винтовыми движителями типа разрабатываемых фирмой Sikorsky — X-2 [6] и отечественной фирмой ОАО «Камов» — Ка-92 [7].
Публикация данной статьи имеет целью восполнить существующий в технической литературе пробел по аэродинамике винтов в широком диапазоне углов атаки.
1. Оборудование, методика проведения и обработки результатов экспериментов. Было испытано четыре модели винтов вертикально взлетающего самолета (винты 1—4). Кроме того, для сравнения в работе приводятся некоторые результаты экспериментальных исследований модели пропеллера обычного самолета (винт 5). Испытания моделей винтов проводились в аэродинамической трубе Т-105 на модельной вертолетной установке МВП-8. Модели каждого из винтов имели по четыре одинаковых прямоугольных в плане лопасти, смещенных друг относительно друга при виде в плане на азимутальный угол 90°.
Профили сечений лопастей винтов 1 —4 симметричные, переменные по толщине — NACA 640XX. Все лопасти этих винтов имели скругленную вдоль концевой хорды законцовку с радиусом, равным половине местной толщины профиля. Длина оперенной части всех лопастей винтов 1—4 составляла R — r0) = 0.51 м, где R — радиус винта, Г) — радиус комля лопасти. Винты 1—4 имели компромиссную крутку, выбранную для трех основных режимов: висение, полет по-вертолетному, пропеллерный. Распределение относительной толщины с = cmax/b профилей, где cmax — максимальная толщина профиля, b — его хорда, и угла ф геометрической крутки лопастей вдоль относительного радиуса r = r/R, здесь r — текущий размерный радиус, показано на рис. 1, а. Крутка винтов 1—4 нелинейная в прикорневых сечениях лопасти, ее суммарная величина составляет 37°.
Винт 5 имел радиус 0.3 м, радиус комля лопастей 0.075 м, максимальная ширина его лопасти bmax = 0.072 м. Конец лопастей имел прямой срез (без законцовки). Геометрическая крутка ф,
распределения относительных толщины с = cmax/b и хорд b = b/bmax профилей по радиусу винта 5 представлены на рис. 1, б. Профили сечений лопасти винта 5 несимметричные, со значительной кривизной средней линии. На рис. 1, б для примера представлены контуры этих профилей с относительной толщиной с = 0.06 и 0.13. Винт 5 имел коэффициент заполнения а = kb0 75 j(nR) = 0.29, где к — число лопастей, b0 75 — хорда лопасти на относительном радиусе
r = 0.75. Суммарная геометрическая крутка лопасти этого винта составляла 41°.
Винты испытывались с двумя типами втулок: а) втулки, имеющие только осевые шарниры с жесткой заделкой лопасти в комле (жесткое крепление, винты 1, 2, 5); б) втулки с осевыми, горизонтальными и вертикальными шарнирами (шарнирное крепление, винты 3, 4). Втулки всех
* Здесь угол атаки отсчитывается так, как это принято в аэродинамике вертолета [2].
** Отношение скорости набегающего потока к окружной скорости концов лопастей винта.
Рис. 1. Геометрические характеристики лопастей моделей винтов:
а — лопасти винтов 1 — 4 вертикально взлетающего самолета; б — лопасти винта 5 типа пропеллера обычного самолета
винтов были снабжены механизмами дистанционного изменения угла общего шага лопастей. Втулки винтов 1 — 4 не имели обтекателей, а у винта 5 она была заключена в обтекаемый кок.
Основные геометрические, кинематические и массово-инерционные характеристики испытанных винтов приведены в таблице.
Винт 1 2 3 4 5
Тип крепления лопасти к втулке жесткое жесткое шарнирное шарнирное жесткое
Радиус комля лопасти ^), м 0.099 0.099 0.166 0.166 0.075
Радиус винта Я, м 0.609 0.609 0.676 0.676 0.3
Количество лопастей, к 4 4 4 4 4
Длина оперенной части лопасти (Я — г)), м 0.51 0.51 0.51 0.51 0.225
Хорда лопасти Ь, м 0.0647 0.042 0.0647 0.0647 переменная
Коэффициент заполнения винта а 0.135 0.089 0.122 0.122 0.29
Коэффициент регулятора взмаха к — — 0 0.9 —
Вынос оси горизонтального шарнира /гш, м — — 0.025 0.025 —
Вынос оси вертикального шарнира /в ш, м — — 0.05 0.05 —
Массовая характеристика лопасти у — — 1.9 1.9 —
Входящие в таблицу величины к и у приведены, например, в [2, 3] и вводятся следующим
образом. Коэффициент регулятора взмаха к шарнирно подвешенных лопастей определяется соотношением:
Фэ _ Ф0.7 - ка0,
где фз — эффективный угол общего шага (установки) лопастей; ф0у — угол общего шага лопастей на относительном радиусе г = 0.7; ао — средний угол у основания конуса, описываемого лопастями несущего винта. Массовая характеристика лопасти у определяется по формуле:
у:
ра^ЬЯ 2 3гш
где р — плотность воздуха; а— производная коэффициента подъемной силы профиля по углу атаки при г = 0.7; /гш — момент инерции лопасти относительно оси горизонтального шарнира.
Испытания винтов с шарнирным креплением лопастей были начаты с коэффициентом регулятора взмаха к = 0 (винт 3), однако из-за большой амплитуды махового движения лопастей на режимах косого обтекания был осуществлен переход к коэффициенту к = 0.9 (винт 4).
Модели винтов 1—4 испытывались в диапазоне углов атаки а = —10...-90° (рис. 2, а, б) при относительных скоростях V = V (юЯ ) = 0, 0.2, 0.25, 0.3, где V — скорость потока в аэродинамической трубе, ю — угловая скорость вращения винта, которая в экспериментах принимала значения: 47, 84, 89, 125, 147 [1/с]. Из-за ограничений по мощности привода большая часть материалов по этим винтам получена при ю = 47 ... 89 [1/с]. Винт 5 испытывался в диапазоне углов атаки а = -50...-90° при V = 0 — 0.318, максимальная величина угловой скорости вращения винта составляла ю = 210 [1/с].
В процессе экспериментов с помощью тензометрических весов производились измерения средних по времени компонентов главных векторов силы и момента, действующих на винт, в связанной с ним системе осей координат вхуг. Принятые в данной работе положительные направления силы тяги Т винта, продольной силы Н, боковой силы £, крутящего момента Мк, продольного момента М г, момента крена Мх при вращении винта на виде сверху против часовой стрелки показаны на рис. 2, а, б. Относительные погрешности измерения составляли для силы тяги Т и крутящего момента Мк примерно 1%, для сил Н, £ и моментов Мх, Мг —3...5%
Рис. 2. Система осей координат, схемы винтов и действующие на них силы и моменты:
а — винт с жестким креплением лопастей к втулке; б — винт с шарнирным креплением лопастей к втулке, вид по стрелке А в этом случае, как на рис. 2, а
от максимальных измеренных величин. Использованные в экспериментах втулки винтов 1—4 существенно отличались от втулок реального летательного аппарата, у которого они могут быть к тому же полностью заключены в обтекатель. Для получения силовых и моментных характеристик, создаваемых только лопастями, для всех винтов из результатов испытаний изолированного винта вычитались результаты испытаний изолированной втулки при соответствующих значениях
V и а. Поправленные таким образом коэффициенты, например, силы тяги Cт и крутящего момента mк, определялись по формулам:
где ^, MKo — результаты испытаний изолированной втулки. Коэффициенты продольной
силы Cн, боковой силы cs, продольного момента mz и момента крена mx определялись аналогично.
В статье приводятся коэффициенты сил и моментов, осредненные по большому массиву экспериментальных данных.
Испытания проводились следующим образом: для каждого фиксированного сочетания а и
V с помощью механизма дистанционного управления общим шагом сила тяги Т винта увеличивалась до тех пор, пока не достигалось ограничение по мощности привода винта. После этого, в ряде случаев, для получения больших значений Cт эксперименты проводились с более низкой
частотой ю вращения винта.
Лопасти всех винтов имели достаточно высокую жесткость на кручение и изгиб в плоскостях вращения и взмаха, так что у винтов 1, 2, 5 с жестким креплением лопастей к втулке маховое движение лопастей практически отсутствовало.
С целью оценки необходимого конструктивного клиренса винтов 3 и 4 (с шарнирным креплением лопастей к втулке) относительно крыла или других элементов ЛА на различных режимах
полета (V, а, ^ I было исследовано маховое движение их лопастей. Запись махового движения
осуществлялась с помощью индуктивных датчиков, установленных в окрестности осей горизонтальных шарниров втулки, и осциллографа. Как известно [2], маховое движение лопастей описывается обыкновенным дифференциальным уравнением второго порядка для угла в(у) взмаха
лопасти, решение которого может быть представлено в виде ряда Фурье, здесь у — азимутальный угол положения лопасти при виде в плане (см. рис. 2, а). Гармонический анализ осциллограмм, полученных в результате экспериментов, показал, что для исследованных винтов, как и для обычных вертолетных, с достаточной для практики степенью точности можно ограничиться тремя членами разложения в ряд Фурье:
где aо — средний по азимутальному углу у угол взмаха лопасти, или, как указывалось ранее, средний угол у основания конуса, описываемого лопастями; a1 — угол продольного наклона оси конуса, описываемого лопастями, al > 0 при наклоне оси конуса относительно оси вала винта назад (в сторону азимута у = 0); Ьі — угол бокового наклона оси конуса, описываемого лопастями, Ьі > 0 при наклоне оси конуса в сторону азимута у = п/2. Углы aо, al, Ьі показаны на рис. 2, б.
2. Винты с жестким креплением лопастей. Аэродинамические характеристики моделей винтов 1, 2 с жестким креплением лопастей приведены ниже.
Поляры и коэффициенты полезного действия моделей винтов. На рис. 3 в качестве примера приведены поляры ^ /а = f (пх1 а) винтов 1, 2 на режиме V = 0 (висение — в вертолетной
терминологии, или режим работы на месте — в самолетной терминологии) и при V = 0.25 для а = -10, -30, -50, -80°. Для V = 0 на этом рисунке нанесена приближенная граница срыва (^ /а) ~ 0.138 для этих винтов, определенная по методике для самолетных пропеллеров.
в(у) = a0 -a1cosу-Ь^іпу,
Рис. 3. Поляры винтов 1 — 4 на режимах V = 0 и 0.25 при различных углах атаки
Для режима V = 0.25, а = -10° нанесена граница срыва (ст/с)кр ~ 0.14 для лопастей вертолетных винтов, определенная в соответствии с [3] по наступлению срыва на отступающей лопасти (азимутальный угол у = 270°) в характерном сечении г = 0.7. Следует отметить, что эта граница также является приближенной, во-первых, из-за существенного различия в суммарных крутках вертолетных винтов (~7 ... 10°) и рассматриваемых в данной работе (37°). Во-вторых, эта приближенность обусловлена тем, что ввиду отсутствия данных по максимальному значению коэффициента подъемной силы су тах для профиля КЛСЛ 64013 на относительном радиусе г = 0.7
при малых числах Рейнольдса (е ~ 1105 „.3 105) величина сутах для этого профиля бралась по аналогии с профилем КЛСЛ 0012, для которого известно [8], что при переходе от числа Яе = 3 • 106 к числам Яе ~ 1105 „3 105 значение су тах уменьшается примерно в 1.8 раза. Такое же уменьшение Су тах в настоящей работе было принято и для профиля КЛСЛ 64013: поскольку
из работы [9] известно, что для профилей этой серии при Яе = 3 • 10 их с
у тах
1.42, то для рас-
чета (ст/о) принималась величина Сутах, равная 0.79. Как можно видеть на рис. 3, границы
срыва для винтов 1, 2 на режимах V = 0 и 0.25, а = -10° весьма близки между собой, хотя они определены по разным методикам. Необходимо отметить, что в экспериментах наблюдалась нормальная, не сопровождающаяся тряской работа винтов при значениях Ст /о, существенно
(в 1.5 раза) превышающих величину (т/о) , хотя при этом имеет место рост потребной мощ-
ности и, соответственно, значительное уменьшение производной Эс-т/ д тк. За счет уменьшения частоты вращения винтов удалось получить поляры винтов 1, 2 до весьма больших значений ст / о~0.3.
Произведем оценку коэффициентов полезного действия (КПД) винтов 1, 2 при работе на месте и в пропеллерном режиме. Известно [2], что относительный КПД при V = 0 определяется соотношением П0 = с32/(2тк). На режиме, близком к критическому по срыву, (ст/ о) = 0.138, что соответствует ст ~ 0.0185, тк = 0.00175. В результате получаем П0 ~ 0.72. Оценим теперь полетный КПД ц = с^/тк на режиме V = 0.25, а = -90°. В предположении, что аэродинамическое качество Ка самолета с поворотными винтами равно 10, а его взлетный вес на режиме
висения и в крейсерском полете равны, из соотношения Ка =(ст/ о)кру/ (ст / о), где ет / а — соответствует крейсерскому полету при V = 0.25, а = -90°, найдем потребный коэффициент силы тяги винта в крейсерском полете: Ст = 0.00185. Из поляры винта при V = 0.25, а = -90° следует, что коэффициент крутящего момента тк при этом значении Ст равен —0.00069, в результате получаем п ~0.67. Как видно, несмотря на низкие значения чисел Яе и, следовательно, сравнительно большое профильное сопротивление, реализуемое при обтекании лопастей рассмотренных винтов 1, 2, их относительный П0 и полетный п КПД не так уж малы по сравнению с натурными значениями для крупномасштабных вертолетных и самолетных винтов. Это объясняется тем, что большое профильное сопротивление лопастей винтов 1, 2 компенсируется отсутствием волнового сопротивления вследствие низких значений окружных скоростей юЛ в их концевых сечениях. Интересно отметить, что близкие по величинам КПД результаты получены в [10], где рассматривались малоразмерные винты беспилотных ЛА, лопасти которых работают при малых значениях числа Яе. Безусловно, эти значения П0 и П для крупномасштабных винтов необходимо получать
при натурных значениях юЛ и Яе. Однако проведенные оценки КПД могут быть использованы, в частности, для малоразмерных беспилотных летательных аппаратов с низкими окружными скоростями лопастей.
Продольная и боковая силы. Коэффициенты продольной и боковой сил винтов 1, 2 для
V = 0.25 в зависимости от угла атаки а и Ст / а представлены на рис. 4. Там же нанесена граница срыва (ст/а) при а = -10°. Как можно видеть из рис. 4,а, функция сн/а в области
а = -40 ... -50° имеет явно выраженный максимум. Причем в этом диапазоне углов атаки величина сн / а может достигать 25—50% от Ст / а. Это имеет место как для весьма больших значений СтIа~0.2 — 0.3, так и для Ст/а~0.05 — 0.1. Близкий характер изменения коэффициента продольной силы по коэффициенту силы тяги винта имеет место и для винта 5 пропеллерного типа (см. рис. 4, б). Таким образом, это обстоятельство является весьма важным не только для определения несущих свойств ЛА с поворотными винтами и исследования его динамики движения на переходных режимах, но и для обычных винтовых самолетов на режимах штопора или при выполнении ими фигур высшего пилотажа. Величина Сн / а остается весьма значительной и при а = -70 ... -80°, где она составляет —10—30% от Ст/а~0.05 — 0.15.
Рис. 4. Коэффициенты продольной Сн / а и боковой с$/ а сил винтов с жестким креплением лопастей
к втулке:
а — изменение коэффициента продольной силы винтов 1, 2 в зависимости от угла атаки и коэффициента силы тяги при V = 0.25; б — сравнение коэффициентов продольных сил при а = -60°, действующих на винт 1 вертикально взлетающего ЛА и винт 5 пропеллерного типа обычного самолета; в — изменение коэффициента боковой силы в зависимости от угла атаки и коэффициента силы тяги винта 1 при V = 0.25
Наличие такой значительной продольной силы на углах атаки а = -70 ... -80° необходимо учитывать не только в аэродинамике и динамике полета ЛА с поворотными винтами, но и обычных самолетов с пропеллером. В частности, для самолета с пропеллером на вытянутой носовой части фюзеляжа при полете со скольжением 10 ... 20°, что как раз соответствует углу атаки а = -80 . -70° винта в принятой системе осей координат, связанной с винтом, эта продольная
сила на винте может вызывать дестабилизирующий путевой момент самолета, который, например, при взлете (посадке) и недостаточной эффективности путевого управления может уводить самолет с взлетной полосы. При попадании обычного самолета в вертикальный порыв эта сила на винте может давать дополнительную положительную или отрицательную составляющую к подъемной силе, а также вызывать значительные продольные моменты на самолете. Этим объясняется большая подверженность динамическому воздействию при входе в порыв самолета с винтовым движителем, чем с реактивным. Кроме того, наличие такой значительной продольной силы на углах атаки винта а = -70 ... -80° для обычных самолетов с толкающим винтом (винтами) в хвостовой части фюзеляжа или за крылом необходимо учитывать для правильного выбора угла заклинения винта. Это обусловлено наличием углов скоса за крылом или фюзеляжем, которые могут быть особенно велики на режимах взлета (посадки). В результате эта сила на винте может вызывать заметную потерю суммарной подъемной силы самолета. Полученные материалы могут быть полезны также для развивающегося в настоящее время направления — вертолетов с дополнительным толкающим винтовым движителем [6, 7].
Боковая сила на винте существенно меньше продольной. В связи со сравнительно низкой чувствительностью тензометрических весов по этому каналу точность измерений ниже, чем по другим каналам. Поэтому приведенные результаты исследований боковой силы, действующей на винт, следует рассматривать как ориентировочные. Некоторые результаты измерения боковой силы для а = -10, -50, -80° представлены на рис. 4, в. Из рисунка видно, что коэффициент боковой силы для всех значений ет /о и а является отрицательным и малым по абсолютной величине по сравнению с сн /о, причем боковая сила направлена в сторону азимутального угла у = 270° (см. рис. 2, а). При а = -10° за границей срыва (ст /о)р ~ 0.14
имеет место монотонное нарастание (по абсолютной величине) коэффициента с$/ о, и при ст/о~0.3 он равен -0.01. При изменении а от -10 до -80° коэффициент с$/о при фиксированном значении Ст /о по абсолютной величине уменьшается, причем при а = -80° вплоть до Ст Iо~0.2 боковая сила практически равна нулю.
Продольный и поперечный моменты. Изменение коэффициентов ш2/о и шх/о в зависимости от угла атаки а винта 1 для различных значений ст/о представлено на рис. 5, а, б. Продольный момент для всего диапазона а = -10. -90° при стIо ~ 0.05— 0.15 является кабрирующим, и его величина уменьшается с ростом (по абсолютной величине) угла атаки. Винт при этих значениях а и ст /о является неустойчивым в продольном
канале {дш2/да> 0). Можно отметить, что при фиксированном значении угла атаки коэффициент продольного момента с ростом ст /о сначала
Винт 1
10 -20 -30 -40 -50 -60 -70 -80 а, град
Рис. 5. Коэффициенты продольного момента и момента крена винта 1 с жестким креплением лопастей к втулке
при V = 0.25:
а — зависимость коэффициента продольного момента шг/о от угла атаки и коэффициента силы тяги винта; б — зависимость коэффициента момента крена шх/о от угла атаки и коэффициента силы тяги винта
монотонно возрастает до определенного значения ет / о, а затем уменьшается. Поперечный момент является отрицательным во всем обследованном диапазоне углов атаки (см. рис. 5, б), т. е. его направление противоположно указанному на рис. 2, а. Как можно видеть из рис. 5, б, коэффициент продольного момента для ет /о = 0.05, 0.1, 0.15 максимален по абсолютной величине при а~—45°, затем практически монотонно стремится к нулю при приближении угла атаки к —90°.
3. Винты с шарнирным креплением лопастей. Рассмотрим аэродинамические характеристики винтов с шарнирным креплением лопастей и их маховое движение.
Аэродинамические характеристики. Поляры исследованных винтов 3, 4 практически не отличаются от поляр винтов 1, 2 с жестким креплением лопастей (см. рис. 3), поэтому здесь не приводятся. Этот результат находится в полном соответствии с положением, доказанным в [2], что маховое движение лопастей не влияет на потребляемую несущим винтом мощность. Зависимости сн / о = / (а), ш2/ о = / (а), шх/ о = / (а) для различных значений ст / о и величин к = 0 и 0.9 коэффициента регулятора взмаха представлены на рис. 6. Боковая сила в этих экспериментах не измерялась. На рис. 6, а видно, что коэффициент продольной силы Сн/о при |а|>|20°| и соответствующих одинаковых значений Ст /о для случая, когда коэффициент регулятора к = 0,
существенно больше, чем при к = 0.9. При к = 0. а~ — 20°, в то время как для винта с жестким а~—40 ... —50° (см. рис. 4, а).
На рис. 6, б видно, что величина т2/о во всем исследованном диапазоне углов атаки положительна, на винт действует кабрирующий момент. Это имеет место для значений коэффициента регулятора взмаха и к = 0 и 0.9. Причем при к = 0 и а = —50° для всех приведенных значений ст/о = 0.05, 0.1, 0.15 величина тг/о равна примерно 0.02. При к = 0.9 и изменении угла атаки а с —20 до —90° коэффициент продольного момента т2/ о почти всюду монотонно уменьшается, так что винт является неустойчивым в продольном канале (тг/Эа> 0), за исключением области а = —30 .—50° для Ст/о = 0.05 и 0.1, где он близок к нейтральному или имеет место устойчивость. При к = 0.9 и значениях Ст/0 = 0.05 — 0.15 в диапазоне а = —10 .—20° винт имеет практически нейтральную устойчивость в продольном отношении (дт2/Эа~ 0).
Можно также отметить, что при к = 0.9 на фиксированном угле атаки с ростом Ст /о величина коэффициента продольного момента т2/о монотонно нарастает.
Обратимся теперь к зависимости тх/о,
показанной на рис. 6, б. Видно, что по абсолютной величине при фиксированном угле атаки и одинаковых значениях Ст /о коэффициент момента крена тх/о для к = 0 существенно меньше, чем для к = 0.9. Причем момент крена винта
9 максимум функции сн /о достигается при креплением лопастей он имеет место при
Рис. 6. Аэродинамические характеристики винтов 3 (к = 0) и 4 (к = 0.9) с шарнирным креплением лопастей к втулке при V = 0.25:
а — зависимость коэффициента продольной силы Сн /о от угла атаки и коэффициента силы тяги винта; б — зависимость коэффициентов продольного момента тг1 о и момента
крена тх/о винтов от угла атаки и коэффициента силы тяги винта
о,, град
/
- Винт 3,к = О
/
Винт 4,к = 0.9
/
10
/
6
4
2
8
б) -4
а) О
0.1
0.2
ст/а
Рис. 7. Маховое движение лопастей винтов 3 (к = 0) и 4 (к = 0.9):
а — зависимость коэффициента а косинусной гармоники от коэффициента силы тяги винта при различных значениях угла атаки; б — зависимость коэффициента Ь синусной гармоники от коэффициента силы тяги винта при различных
значениях угла атаки
с шарнирным креплением лопастей для соответствующих значений ет /а в несколько раз меньше по абсолютной величине, чем у винта с жестким креплением лопастей для всех фиксированных значений угла атаки в диапазоне а = -10 ... -90° (сравнить рис. 5, б и 6, б).
Маховое движение лопастей. Коэффициенты косинусных аі и синусных Ьі гармоник разложения угла взмаха в(у) в ряд Фурье представлены на рис. 7. Коэффициент а0 не приводится,
поскольку для исследованных значений углов атаки а = -10 .-90° и величин к, как показали эксперименты, он с приемлемой для практики точностью может быть представлен линейной функцией коэффициента силы тяги винта, или Ст/а: а0) ~ 7.3(/а) [град]. На рис. 7, а видно, что величина а1 при соответствующих значениях а для случая, когда коэффициент регулятора
взмаха к = 0, существенно больше, чем в случае, когда к = 0.9. При переходе к пропеллерным режимам работы винта угол завала конуса назад, т. е. а1, уменьшается. Причем во всем обследованном диапазоне а = -10 .-90° и Ст/а значение аі положительно, т. е. конус винта в продольной плоскости заваливается в сторону азимута у = 0. Переход от коэффициента регулятора взмаха к = 0 к к = 0.9, по крайней мере, в диапазоне Ст/а = 0.02...0.04, приводит к изменению
бокового угла наклона конуса на противоположный по знаку (при к = 0.9 конус наклоняется в сторону азимутального угла у = 270°).
4. Несущие и пропульсивные характеристики винтов. Коэффициенты подъемной Уа и пропульсивной Ха сил (см. рис. 2, а, б) в поточной системе осей координат, определенные по формулам
и отнесенные к коэффициенту заполнения, для винтов с жестким (винт 1) и шарнирным (винты 3, 4) креплением лопастей представлены на рис. 8, а, б.
Можно отметить, что в случае винта с жестким креплением лопастей (см. рис. 8, а) зависимость суа/а от еХа1 а является практически линейной при еуа1 с< 0.12 во всем диапазоне
а = -10 ... -80°, а при с /а>0 12 имеет место нелинейное нярястяние величины с /а. При-
суа = ст со8 а - сн 81п а.
с%а = —ст 8іп а - сн со8 а
чем винт создает пропульсивную силу (с /а> 01 при с /а> 0.4 для всех значений углов ата-
чем винт
ки в диапазоне а = -20 ... -80°.
Рис. 8. Несущие и пропульсивные свойства моделей винтов вертикально взлетающего самолета
при V = 0.25:
а — коэффициенты подъемной суа!о и пропульсивной еХа Iо сил винта 1 с жестким креплением лопастей к втулке при различных углах атаки; б — коэффициенты подъемной су^1о и пропульсивной еХа1 о сил винтов 3 (к = 0) и 4 (к = 0.9) с шарнирным креплением лопастей к втулке
Для винта с шарнирным креплением лопастей (см. рис. 8, б) зависимость су /о от сХ /о при всех исследованных значениях углов атаки является нелинейной в случае значения коэффициента регулятора взмаха к = 0 и линейной при к = 0.9. Винт не создает пропульсивной силы при а = -10°. Пропульсивная сила для значения а = -20° начинает создаваться винтом при
СУа/ °>0'15.
Заключение. Безусловно, аэродинамические характеристики зависят от конкретной геометрии винта, и каждая его аэродинамическая компоновка требует специальных исследований. Однако приведенное сравнение результатов испытаний моделей винта вертикально взлетающего самолета с жестким креплением лопастей к втулке и винта-пропеллера с большим заполнением показывает, что характер изменения компонент сил и моментов, действующих на такие винты в обычном самолетном диапазоне углов атаки, в главном сохраняется.
Приведенные в работе результаты исследований винтов с жестким и шарнирным креплением лопастей могут быть использованы для предварительной оценки аэродинамики и динамики полета, а также сил и моментов, действующих на элементы конструкции ЛА с поворотными винтами на переходных режимах полета. Представленные материалы показывают на наличие значительной продольной силы, действующей на винт с жестким креплением лопастей. Это необходимо учитывать и для обычных винтовых самолетов: при оценке динамики движения на режимах штопора, выполнения фигур высшего пилотажа и в случае попадания в вертикальный порыв; при выборе запасов путевого управления, особенно для аппаратов с винтом, расположенным на длинной носовой части фюзеляжа, поскольку при полете (взлете-посадке) с боковым ветром указанная сила может вызывать значительный дестабилизирующий путевой момент; для правильного выбора угла заклинения толкающего винта, так как указанная сила, реализующаяся на винте из-за наличия скосов потока за крылом или фюзеляжем, особенно на режимах взлета (посадки), может приводить к заметной потере суммарной подъемной силы самолета. Полученные результаты могут быть полезны также для развивающегося в настоящее время направления — вертолетов с дополнительным толкающим винтовым движителем.
Работа выполнена при частичной поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (проект 08-08-00984а).
ЛИТЕРАТУРА
1. Александров В. Л. Воздушные винты. — М.: Оборонгиз, 1951.
2. Баскин В. Э., Вильдгрубе Л. С., Вождаев Е. С., Майкапар Г. И. Теория несущего винта. — М.: Машиностроение, 1973.
3. Вильдгрубе Л. С. Вертолеты. Расчет интегральных аэродинамических характеристик и летно-технических данных. — М.: Машиностроение, 1977.
4. L e i s h m a n J. G. Principles of helicopter aerodynamics. — Cambridge university press,
2006.
5. Vertiflite. A Publication of the American Helicopter Society // Printed in the USA. 2007. V. 53, N 2.
6. Авиационная и ракетная техника. Экспресс-информация (но материалам зарубежной печати). — М.: ОНТИ ЦАГИ. 2007, № 2S (2500).
7. Авиационная и ракетная техника. Экспресс-информация (но материалам зарубежной печати). — М.: ОНТИ ЦАГИ. 200S, № 20—21 (2544—2545).
S. J a c o b s N., S h e r m a n A. Airfoil section characteristics as affected by variations of the Reynolds number // NACA Report N 5S6, 1937.
9. Abbott I. H, Doenhoff A. E., Stivers L. S. Summary of airfoil data // NACA Report N S24, 1945.
10. Линин А. В., Остроухов С. П., Серохвостов С. В., Устинов М. В., Флаксман Я. Ш., Шустов А. В. Экспериментальное исследование зависимости характеристик воздушного винта от числа Рейнольдса // Ученые записки ЦАГИ. 2007. Т. XXXVIII, № 3—4.
Рукопись поступила 14/VIII2008 г.
