CC BY
4Труды МАИ. Выпуск № 92 www.mai.ru/science/trudy/_
УДК 629.735.45
Расчетные исследования характеристик рулевых винтов с различными значениями заполнения на режиме висения при
вращении вертолета
Анимица В.А., Крымский В.С. *, Леонтьев В.А.
Центральный аэрогидродинамический институт имени Н.Е. Жуковского, ЦАГИ имени Н.Е. Жуковского, ул. Жуковского, 1, Жуковский, Московская область, 140180, Россия *e-mail: spintest@tsagi.ru
Аннотация
Работа посвящена исследованию аэродинамических характеристик рулевых винтов (РВ) одновинтового вертолета средней весовой категории на режиме висения при вращении вертолета вокруг вертикальной оси. Для выполнения расчетов использована математическая модель движения вертолета, разработанная в НИО-5 ЦАГИ. Получены расчетные зависимости относительных коэффициентов тяги рулевых винтов от угловых скоростей вращения СТ/а(шу), при различных значениях угла общего шага рулевого винта. Определены зависимости углов атаки а и коэффициентов подъемной силы Су лопасти рулевого винта на характерном сечении r=0,75R в зависимости от азимута лопасти и угловой скорости вращения вертолета.
Ключевые слова: вертолет, висение, вращение, рулевой винт, срыв потока.
Введение
Режим неуправляемого вращения вертолета влево/вправо (в зависимости от вращения несущего винта (НВ)) для вертолетов одновинтовой схемы является опасным и в настоящее время изучен недостаточно.
Одной из причин, способствующей попаданию вертолета в режим неуправляемого вращения на малых скоростях полета (например - висение с боковым ветром), является особенность работы рулевого винта, связанная с влиянием на него потока индуцируемого несущим винтом при определенном направлении воздушной скорости [1, 2]. На рисунке 1 представлены полученные в летных испытаниях [3], зависимости приращений балансировочных значений углов установки лопастей рулевого винта при перемещениях вертолета относительно воздуха с разными скоростями и углами скольжения.
А(рРв:
Рисунок 1 — Приращение балансировочных величин шага РВ при различной
величине и направлении ветра
Существует ряд факторов, приводящих к началу вращения вертолета, такие как: предельная взлетная масса вертолета; высокая температура наружного воздуха; пониженная частота вращения НВ; порывистый или изменчивый по направлению ветер; затенение посадочной площадки зданиями и сооружениями, способными вызвать завихрения и турбулизацию ветрового потока или изменения его направления и силы; взлет или посадка со скольжением, требующим дополнительного отклонения педалей для сохранения направления взлета или посадки; резкие перемещения рычага общего шага (особенно - при высокой приемистости двигателей).
На режимах левого вращения (для одновинтовых вертолетов с несущим винтом, вращающимся по часовой стрелке при виде сверху) происходит изменение условий обтекания РВ, способствующее «втягиванию» вертолета в опасный режим [4], с соответствующим возрастанием угловой скорости вращения. С целью установления причин, препятствующих выходу вертолета из опасного режима, был проведен анализ движения РВ при вращении вертолета вокруг вертикальной оси.
1 Анализ движения РВ
На лопасть РВ при вращении вертолета с угловой скоростью шу (рисунок 2) действуют элементарные инерционные силы: центробежная сила
dЦ = тю2РВ Мг, (1)
где т — погонная масса элемента лопасти;
3
соРВ — угловая скорость вращения РВ;
г — радиус элемента лопасти;
сила инерции взмаха
ят а '¡л а] = т —— гаг.
А2
где ¡5 — угол взмаха лопасти; сила инерции Кориолиса
(2)
аКю =-2тауСрвг ып^г
(3)
где у — азимут лопасти;
и аэродинамическая сила АТ [5].
Рисунок 2 — Элементарные инерционные силы, действующие на лопасть РВ
Аэродинамическая сила, действующая на элемент лопасти, зависит от
скорости набегающего потока и (рисунок 3).
Рисунок 3 — Скорость набегающего потока на элемент лопасти
4
Компоненты скорости U равны:
Ux = ЮрВ г,
Uy = + G)y (1РВ + гCOW) - ,
dt
(5)
где v — индуктивная скорость элемента лопасти; lPB — вынос РВ.
При вращении вертолета вокруг вертикальной оси за счет сил инерции Кориолиса dKa происходит продольный завал конуса РВ а1; на азимутах щ=0° и
^=180° (плоскость вращения РВ «отстает» от конструктивной плоскости вращения, рисунок 4).
у/=0° i//=270°
Рисунок 4 — Продольный завал конуса РВ aj
В системе координат, связанной с валом РВ, в районе азимута щ=90° лопасть совершает маховое движение с максимальной угловой скоростью, поэтому
dp -
компонента скорости г—— будет максимальной; за счет чего происходит
dt
увеличение углов атаки (а2>а1) и, при достижении некоторой скорости вращения юу, углы атаки а2 выходят за границу срыва потока.
После достижения критических значений углов атаки, коэффициенты подъемной силы Су сечений лопастей РВ перестают увеличиваться. В районе азимута щ=270° скорость взмаха лопасти направлена в противоположную сторону,
поэтому компонента скорости будет минимальной. Углы атаки сечений
уменьшаются (а3<а1), коэффициент подъемной силы Су снижается (рисунок 5).
у/=90° у/=270°
Рисунок 5 — Углы атаки а и коэффициенты Су элемента лопасти РВ на азимутах
щ=90° и щ=270°
При небольших скоростях углового вращения вертолета шу, скорость взмаха лопасти мало влияет на тягу РВ. Происходит компенсация снижения подъемной силы лопасти на щ=270° её увеличением на азимуте щ=90°. Начиная с некоторого значения шу, при котором лопасть на щ=90° попадает в срыв, увеличение подъемной силы сечения лопасти на этом азимуте перестает компенсировать уменьшение ее подъемной силы на противоположном азимуте, что приводит к снижению тяги РВ.
Компонента скорости соу r cosу так же изменяет маховое движение лопасти.
На азимуте щ=0° происходит суммирование скоростей ш lPB + шуr cosу, а на ^=180°
их вычитание ш 1РВ -ш rcosy, что приводит к перераспределению подъемной силы
и к поперечному завалу конуса рулевого винта bj, на азимутах щ=90° и ^=270° (рисунок 6). На поперечный завал конуса РВ также влияет компенсатор взмаха лопасти.
v|/=270°
Рисунок 6 — Изменение махового движения за счет скоростей с 1РВ и с г собщ
2 Используемая математическая модель
Представленные далее результаты расчетов получены с помощью математической модели движения вертолета FDH_tr, разработанной в НИО-5 ЦАГИ.
Математическая модель FDH_tr позволяет проводить расчет движения
упругих лопастей рулевого и несущего винтов. Подробное описание уравнений
движения упругих лопастей и их решение содержится в работе [6].
Аэродинамические нагрузки на лопасть определяются на основе гипотезы плоских
7
сечений, с учетом изменения угла атаки а и числа Маха в диапазоне 0<а<360°, 0<М<1. Коэффициенты аэродинамических характеристик профилей определяются путем обработки нелинейных экспериментальных зависимостей, полученных при испытаниях профилей в аэродинамических трубах. Кроме того, учитывается нестационарность обтекания сечений лопасти в соответствии с методом [7]. Для вычисления скоростей, индуцируемых винтом в собственной плоскости вращения, используется квазилинейная дисковая вихревая теория винта Е.С. Вождаева [8].
3 Исходные данные для расчета
Для РВ вертолета средней весовой категории выполнены расчеты аэродинамических характеристик РВ на режиме висения вертолета с вращением относительно вертикальной оси при трех значениях заполнения рулевого винта: 0=0,12, 0=0,16, 0=0,2. Моменты инерции РВ приняты равными соответственно
Л
JPB = 27; 37; 46 кгм . Радиус РВ принят равным RPB=1,95 м, coRPB =229 м/с, лопасть РВ незакрученная, с профилем NACA 230-12, расстояние между втулками НВ и РВ принято равным 1РВ=12,7 м. Крепление лопастей РВ независимое, с помощью ГШ с выносом 1ГШ = 0,001 м. Коэффициент компенсатора взмаха принят равным k =1.
Для каждого заполнения проводился расчет изменения Ст/а = f(юу), при
значениях шага РВ: фРВ=8,2...25° Данный диапазон является характерным для
режимов висения и входа в неуправляемое вращение. Расчеты выполнялись для
угловых скоростей вращения вертолета шу=0; 30; 60; 120°/с. Для РВ с заполнениями
0=0,12, 0=0,16 расчет проводился для высоты Н=50 м, для РВ с заполнением 0=0,2
расчет проводился для высот Н=50 м и Н=4000 м.
8
Для РВ с заполнением о=0,12 проводился расчет перемещений сечения лопасти у(щ) на характерном радиусе г=Я; углов атаки сечения лопасти а(щ) на характерном радиусе г=0,75Я и коэффициентов подъемной силы в этом же сечении лопасти Су(щ) при значениях скорости углового вращения вертолета шу=0; 30; 60°/с, для углов установки шага рулевого винта рРБ = 8,2° и рРБ = 25°.
4 Результаты расчетов
На рисунках 7-9 представлены зависимости у=/(щ), а=/(у), Су=/(щ) РВ с заполнением о=0,12.
Как видно из результатов расчетов (рисунок 7), маховое движение лопасти увеличивается с ростом (ррв и шу. В районе углов азимута щ=0° и ^=180° происходит максимальное отклонение лопасти от плоскости вращения, а в районе
щ=90° и ^=270° скорость взмаха лопасти г максимальна.
—
0.10 0.05 0.00 -0.05 -0,10
у. м
трв =8,2°
Л
\
_5 50 >С( Ю 2: 10 3( Ю 35
-соу=0 % -"-соу^ЗО °/с -*-соу=60 °/с
0.4 0,2 0.0 -0,2 -0.4
м
(Ррв = 25°
А*
» ♦ »1 ♦ ♦ (у< ♦
5 0 \ К)\| ¡О! И) ?: ¡0 3( 1— (//, )0
соу=0 °/с -"-со\=30 °/с -*-со\=60 °/с
Рисунок 7 — Зависимости у=/(щ) для а=0,12, при рР5 = 8,2° и рР5 = 25°
При вращении вертолета, углы атаки сечения лопасти увеличиваются в районе азимута щ=90° и уменьшаются в районе щ=270° (рисунок 8). При значении общего шага фрв = 25° угол атаки сечения лопасти достигает максимальных значений порядка 38°, что существенно превышает значения критического угла атаки профиля NACA 230-12.
Рисунок 8 — Зависимости a=f(y) для о=0,12, при фрв = 8,2° и фрв = 25°
Изменение коэффициентов Су(щ) по азимуту для характерного радиуса г=0,75Я сечения лопасти РВ в зависимости от угловой скорости вращения вертолета и шага лопастей РВ представлены на рисунке 9. При небольшом шаге фрв = 8,2° тяга РВ, за счет перераспределения подъемной силы на разных частях диска винта, не снижается, однако при большом шаге фрв = 25°, тяга РВ уменьшается с ростом угловой скорости вращения вертолета.
Рисунок 9 — Зависимости Су=/(щ) для 0=0,12, при ррв = 8,2° и (рРБ = 25°
Результаты расчетов зависимостей относительного коэффициента силы тяги РВ Ст/а от угловой скорости вращения вертолета а представлены на рисунках
10-11.
Для всех рассмотренных значений заполнения РВ наблюдается следующий характер изменения зависимостей Ст / а = f (а):
- с ростом угловой скорости вращения а при небольших ррв, сечения
г=0,75Я лопасти работают на досрывных режимах, за счет роста скорости набегающего потока происходит некоторое увеличение Ст / а;
- с увеличением ррв до 21° и более с ростом угловой скорости вращения а вертолета происходит уменьшение Ст/а, тяга РВ снижается за счет срыва на азимутах близких к и уменьшения углов атаки сечений лопастей на азимутах, близких к щ~270°.
Рисунок 10 — Зависимости Сг/а = f (а ) для 0=0,12 и 0=0,16, при ррв = 9,04.. .25° и Н = 50 м
Рисунок 11 — Зависимости Сг / а = f (а) для 0=0,2, при рРБ = 8,22 ... 25°,
Н = 50 м и Н = 4000 м
На рисунках 12, 13 представлены зависимости приращений АСГ /а от
приращения шага РВ (относительно шага РВ на висении) АрР5 = ррв - рРБ вис для
различных скоростей вращения а вертолета. Заметно попадание РВ в режим срыва
при больших значениях (ррв и а . Для РВ с небольшим заполнением срыв наступает раньше. Запасы управления малы, особенно на высоких угловых скоростях а ■
На рисунке 13 представлен РВ с <7=0,2 на высоте Н=50 м и Н=4000 м. При увеличении высоты висения вертолета его характеристики значительно ухудшились вследствие роста балансировочных значений ррв. Запасы управления на малых угловых скоростях стали значительно меньше, а на больших — вообще отсутствуют.
Рисунок 12 — Зависимости АСГ / а = f (Ар) для 7=0,12 и 7=0,16, при ^=0; 30; 60; 120°/с, Н = 50 м
Рисунок 13 — Зависимости АСГ /а = / (Ар) для 0=0,2, при ыу=0; 30; 60; 120°/с, Н = 50 м и Н = 4000 м
На рисунке 14, для РВ с 0=0,2, на высоте Н=50 м и Н=4000 м, показаны графики зависимости начального углового ускорения вертолета в от приращения
шага РВ Аррд = Аррв -100% (в процентах от полного диапазона изменения шага
А(РВ тах
РВ), е = f (А() при различных скоростях вращения а . Хорошо видно, что эти
зависимости нелинейны на режимах больших а и Н. Данная нелинейность
существенно влияет на характеристики управляемости вертолета: например на высоте Н=4000 м и а =60°/с при увеличении ррв на 20% полного хода вертолет
л
получает угловое ускорение е & 0,4 рад/с , а при 40% — в 4 раза меньше — е & 0,1 рад/с2.
При оценке управляемости вертолета данная особенность может быть учтена введением границы минимально допустимых угловых ускорений вертолета, на рисунке 14 такая граница показана штриховой линией.
На рисунке 14 точкой показана требуемая мощность управления е = 0,5
Л
рад/с , она согласуется с нормативным документом по управляемости [9].
Видно, что для Н=50 м нормативное требование выполняется до а =60°/с, на
а =120°/с зависимость выходит за допустимую границу при Аррв > 45%.
Для Н=4000 м, из-за роста балансировочного значения ррв, уже на а =60°/с и Аррв >30% нормативное требование по величине минимально допустимого углового ускорения вертолета не выполняется, что свидетельствует о целесообразности корректировки существующей методики формирования требований к запасам путевого управления и соответственно — к выбору основных параметров РВ и его аэродинамической компоновки.
2.5 2 1,5 1
0,5 0
1/С -1
бт = 0,2 Я = 50 л/
г//> 7/7/7' <7У/7> г/> г/7/' \(!>„„ С
0 10 20 30 40 50 60
•соу=0 7с <•>>•=60 7с тш
•соу=30 7с •соу=120 7с
1,4 1,2 1
0.8 0,6 0.4 0,2 0
£, 1/С 1 1
сг = о, 2 Я = 400 0 м
т/Я г/7> <7/< Г//'
г,/7/?' N * Л г/
О
10 20
30
40
50
■соу=0 7с соу=60 7с
■соу=30 7с тт
Рисунок 14 — Зависимости е = / (Ар) для 7=0,2, при шу=0; 30; 60; 120%, Н = 50 м и Н = 4000 м
Заключение
Имеющиеся случаи попадания одновинтовых вертолетов в неуправляемое вращение относительно вертикальной оси свидетельствуют о необходимости дополнить существующие требования к проектированию РВ дополнительными условиями, выполнение которых позволит обеспечить гарантированный вывод вертолет из режима вращения во всех прогнозируемых условиях эксплуатации с угловым ускорением не менее заданной величины.
Для уточнения аэродинамических характеристик РВ на режиме «неуправляемого» вращения необходимо провести комплекс экспериментальных исследований на ротативной установке и пилотажном стенде, с моделированием режима вращения вертолета относительно вертикальной оси.
Совокупность результатов теоретических и экспериментальных исследований позволит сформировать новые аэродинамические компоновки РВ, которые обеспечат возможность вывода вертолета из вращения на всех расчетных режимах полета.
Библиографический список
1. Игнаткин Ю.М., Макеев П.В., Шомов А.И. Численное моделирование интерференции между несущим и рулевым винтами вертолета на режиме горизонтального полета со скольжением // Труды МАИ, 2013, №69: http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=43135
2. Игнаткин Ю.М., Макеев П.В., Шомов А.И. Интерференция несущего и рулевого винтов вертолета при полете со скольжением // Труды МАИ, 2015, №82: http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=58605
3. Браверман А.С., Вайнтруб А.П. Динамика вертолета. Предельные режимы полета. - М.: Машиностроение, 1988. -280 с.
4. Анимица В.А., Леонтьев В.А. О «самопроизвольном» вращении одновинтовых вертолетов // Научный вестник МГТУ ГА. 2011. №172. С. 96-102.
5. Миль М.Л., Некрасов А.В., Браверман А.С., Гродко Л.Н., Лейканд М.А. Вертолеты. Расчет и проектирование. Аэродинамика. - М.: Машиностроение, 1966. -455 с.
6. Леонтьев В.А. Метод решения уравнений движения упругих лопастей вертолетных винтов в общем случае движения // Ученые записки ЦАГИ. 2010. Т. XLI. № 5. С. 67-79.
7. Джонсон У. Теория вертолета. - М.: Мир, 1983. - 503 с.
8. Вождаев Е.С. К теории индукции несущего винта с произвольным углом атаки // Труды ЦАГИ. 1972. №1373. С. 3-23.
9. Military specification. Helicopter flying and ground handling qualities; general requirement for, MIL-H-8501A, 1961.
