Набор высоты по вертикали. вертолет.

Комплект высоты по вертикали есть тяжелым режимом. Это разъясняется двумя событиями. Первое содержится в том, что тяга несущего винта, не считая веса вертолета, обязана преодолевать еще и сопротивление фюзеляжа вертолета, которое создается при обдуве его потоком сверху вниз.

Наряду с этим направлении обдува площадь фюзеляжа, создающая вредное сопротивление, выясняется громаднейшей. Приспособленная для обдува спереди назад вся конструкция фюзеляжа имеет по направлению сверху вниз нехорошую обтекаемость. Из этих мыслей было бы нужно, дабы несущий винт развивал громаднейшую тягу при затрате данной мощности.

Но этого не происходит, поскольку винт при вертикальном комплекте высоты, трудящийся под углом А = — 90°, развивает из-за отсутствия обдува в плоскости вращения винта мельчайшую тягу при затрате на него данной мощности, что и есть вторым событием, обусловливающим трудность комплекта высоты по вертикали.

Эти два события и определяют собой громадную нагрузку двигателя при вертикальном комплекте высоты.

При вертикальном комплекте высоты на вертолет действуют подъемная сила несущего винта, реактивный момент от

Разумеется, что вертикальная скорость комплекта либо, как ее именуют, скороподъемность, может возрастать , пока располагаемая тяга превышает потребную. В случае если выстроить для каждой высоты графики, потребной и располагаемой тяг, то точка пересечения этих кривых даст на графике величину громаднейшей скороподъемности для каждой дайной высоты. Имея значения громаднейшей скороподъемности для нескольких высот, возможно выстроить график скороподъемности.

Располагаемая тяга зависит от мощности двигателя, а последняя с высотой изменяется. Поэтому с высотой изменяется и величина скороподъемности. В случае если у почвы скороподъемность при наличии высотного двигателя равна 2,5 м/сек, то на высоте одного километра она образовывает 2,75 м/сек, а на высоте двух километров — 3,0 м/сек.

На высоте 3 км скороподъемность равна нулю, а это указывает, что вертолет достиг статического потолка.

В случае если на вертолете установлен высотный двигатель, то скороподъемность до расчетной высоты двигателя возрастает, а по окончании расчетной высоты значительно уменьшается, как и при невысотном двигателе.

Статический потолок при установке на вертолет высот-

Около оси У действуют реактивный момент несущего винта, момент от тяги рулевого винта и момент от боковой силы несущего пинта S.

Около оси Z де11ствуют моменты от силы несущего, от продольной силы несущего винта Н и, наконец, реактивный момент рулевого винта.

Не уточняя величины этих моментов и методы их уравновешивания, скажем лишь, что летчик, верно влияя на органы управления, неизменно может сбалансировать вертолет так, дабы он перемещался с постоянной скоростью, на одной и той же высоте, прямолинейно, без кабрирования либо пикирования, без рысканья и крена.

В случае если вертолет устойчив, то в полете под действием внешних сил (к примеру, порыва ветра) вертолет отклонится в ту либо иную сторону, но без вмешательства летчика появляются силы и моменты, каковые вернут вертолет в начальное положение.

При полете на неустойчивом вертолете летчик обязан все время отклонять органы управления (ручку управления вертолетом, педали и рычаг «шаг-газ»), удерживая вертолет в равновесии.

направляться заявить, что обеспечение устойчивости вертолета есть тяжёлой задачей для конструкторов.

Для всякого летательного аппарата тяжелее воздуха наиболее значимым параметром горизонтального полета есть большая скорость. Исходя из этого довольно часто задают вопрос, громадна ли большая скорость полета вертолета? И в то время, когда направляться ответ, что не более 200 км/час, то разочарованно качают головой.

А в это же время, как это уже было доказано в начале книги, вопрос о большой скорости полета вертолетов не есть первостепенным критерием для их оценки.

Разберем, отчего же вертолет не имеет возможности летать с громадными скоростями?

Скорость полета вертолета ограничена началом появления срыва обтекания на отдельных участках лопастей несущего винта.

Дело в том, что лопасти несущего винта, как и крыло, развивают громадную подъемную силу при малом сопротивлении лишь в определенном диапазоне скоростей и углов атаки.

К примеру, коэффициент подъемной силы одного из профилей с повышением угла атаки возрастает лишь до значения угла атаки, по окончании чего происходит падение подъемной силы.

Угол атаки 13° именуется критическим углом атаки данного профиля. Чтобы не было срыва обтекания в полете недопустимо увеличивать угол атаки выше критического.

В это же время картина распределения углов атаки несущего винта очень разнообразная.

Мы видим, что профиль на финише лопасти несущего винта в течение оборота меняет угол атаки от 4 до 12°.

В случае если для разных азимутальных положений записать величину углов атаки на финише лопасти несущего винта, то возьмём следующие эти:

Согласно данным данной таблицы выстроим график трансформации углов атаки сечения лопасти несущего шипа на радиусе г в зависимости от азимута.

На графике видно, что угол атаки концевого профиля несущего винта при угле около 270° приближается к критическим углам. Это значит, что достаточно допустить незначительное отступление от заданного режима полета (завышение скорости, недостаточное число оборотов), как начнется срыв обтекания, что приведет к тому, что на целом участке диска несущего винта практически не будет создаваться подъемная сила, но будет повышенное сопротивление перемещению лопасти.

С возникновением срыва на несущем винте вертолет очень сильно вибрирует, ухудшаются его управляемость и устойчивость. Степень ухудшения летных данных вертолета зависит от величины той площади, которая охвачена срывом. Маленький участок срыва допустим, в то время как срыв на площади более 20°/о диска винта уже может оказаться тяжело исправимым.

Продемонстрирована величина участка, охваченного срывом, для несущего винта диаметром 12 м, имеющего профиль с критическим углом атаки в 12°, при 200 об/мин. При скорости полета в 80 км/час область срыва на несущем винте еще незначительна, около 8%. При повышения скорости то 130 км/час область срыва уже распространилась практически на 20% сметаемой площади винта.

Это требует безотлагательно уменьшить угол атаки профиля, что возможно сделано прежде всего уменьшением неспециализированного шага несущего винта, и увеличением скорости оборотов и уменьшением полёта винта.

Для предупреждения срыва целесообразно на финишах лопастей иметь профили с громадными критическими углами атаки.

Нехороший уход за обшивкой лопастей винта и ее обледенение в полете смогут быстро снизить критические углы атаки, на которых начинается срыв.

Так, срыв обтекания при достижении критических углов атаки у отступающей лопасти есть первым событием, ограничивающим полет вертолета с громадными скоростями.

Набор высоты по вертикали. вертолет.

направляться тут же оговориться, что повышение числа оборотов несущего винта, как мера борьбы со срывом, может оказаться неэффективной, поскольку в следствии этого может наступить срыв обтекания по вторым обстоятельствам, в частности скоростной срыв.

Скоростной срыв на профиле несущего винта может показаться на любых углах атаки, на всем рабочем диапазоне углов в том случае, в то время, когда перемещение профиля происходит с числом М громадным, чем М критическое.

Критическим числом Мир именуют такое число М, при котором на отдельных участках профиля появляются территории сверхзвукового обтекания и, как следствие этого, волновое сопротивление.

В случае если скорость перемещения профиля винта в воздухе намного меньше скорости звука (число Л1 мало), то поток медлено обтекает профиль, а воздушное пространство в этих условиях принципиально возможно разглядывать как несжимаемую среду, т. е. не меняющую температуры и своей плотности при трансформации давления.

Оказывается, что в некоторых условиях со сжимаемостью воздуха нужно принимать во внимание, а в некоторых случаях свойством сжимаемости возможно пренебречь.

Скорость перемещения профиля равна либо менее 30% скорости звука, сжимаемостью воздуха возможно пренебречь совсем, поскольку в этом случае аэродинамические коэффициенты профиля не зависят от скорости полета, а зависят лишь от угла атаки.

Видно, что кроме того на верхней поверхности профиля, где скорость обтекания относительно со скоростью полета существенно возрастает, поток остается плавным.

Влияние скорости на чертей профиля незначительно кроме этого при числах М от 0,3 до 0,7, не смотря на то, что уже н наблюдаются проявления сжимаемости воздуха в том, что коэффициенты.

В то время, когда число М достигает значения около 0,7, то на профиле (в большинстве случаев сперва на верхней поверхности) появляется участок, где скорость делается сверхзвуковой, а после этого быстро, скачком, переходит в дозвуковую, что сопровождается ростом давления плотности воздуха. В таких случаях говорят, что на профиль «сел» скачок уплотнения.

При предстоящем повышении скорости скачок на верхней части профиля неспешно перемещается к задней кромке. Одновременно с этим появляется скачок и на

нижней поверхности профиля, что кроме этого перемещается к задней кромке.

Образование скачков сопровождается большим срывом обтекания, что, конечно, ведет к уменьшению подъемной силы и повышению сопротивления профиля.

Образование скоростного срыва обтекания на нем виден скачок уплотнения и пограничный слой профиля. Скачок уплотнения доходит лишь до поверхности пограничного слоя. Ниже он не распространяется, поскольку в пограничном слое скорость меньше скорости звука, а условием образования скачка есть наличие сверхзвуковой скорости.

За скачком скорость падает, а давление растет, исходя из этого в пограничном слое происходит перетекание частиц воздуха по направлению стрелки. Скапливаясь, частички воздуха как бы прорывают стенку пограничной струйки, в следствии чего образуется срыв.

Сопротивление профиля, показавшееся в следствии проявления сжимаемости воздуха, носит название волнового сопротивления. Солиднейшая часть утрат мощности несущего винта падает на волновые потерн — волновое сопротивление.

Сопротивление профиля при срыве в 13—14 раз превышает сопротивление при плавном обтекании профиля. Изменение подъемной силы и изменение положения центра давления ведет к трансформации моментов, создаваемых профилем. У одних профилей появляется тенденция к пикированию, у других — к кабрированию, что быстро отрицательно отражается на управляемости и устойчивости вертолета.

Чем больше суммарная скорость обтекания профиля, тем больше число М и, следовательно, тем больше волновые утраты. Это наглядно видно из диаграммы распределения утрат мощности винта на протяжении лопасти винта, продемонстрированной.

Чем ближе профиль к концу лопасти, тем значительную часть составляют волновые утраты.

Так, срыв обтекания при достижении критических скоростей у наступающей лопасти есть вторым событием, ограничивающим полет вертолета с громадными скоростями.

Исходя из этого у каждого вертолета имеется предельные значения чисел оборотов и скорости полёта винта (двигателя), каковые определяются продувками в аэродинамической трубе и летными опробованиями.

Большая скорость горизонтального полета вертолета достигается тогда, в то время, когда потребная для полета мощность делается равной располагаемой мощности.

В случае если на вертолете установлен поршневой двигатель, то его располагаемая мощность с повышением скорости полета не возрастает, оставаясь приблизительно постоянной.

Но потребная мощность с ростом скорости полета изменяется, поскольку изменяется сопротивление других (частей и вертолёта фюзеляжа).

Потребная мощность расходуется на преодоление индуктивного, профильного и вредного сопротивлений.

Сперва, с ростом скорости, потребная мощность значительно уменьшается, поскольку на создание одной и той же тяги с повышением скорости полета требуется меньшая мощность. Потребная мощность значительно уменьшается пропорционально повышению скорости полета. При предстоящем повышении скорости сопротивление возрастает пропорционально квадрату скорости.

Та скорость, при которой потребная мощность делается равной располагаемой мощности, есть большой скоростью горизонтального полета. Предстоящее повышение скорости вероятно лишь за счет понижения вертолета.

Агрегаты техники

Вертолет Орлан российского производства

Увлекательные записи:

Похожие статьи, которые вам, наверника будут интересны: