Меню

Как рассчитать мощность двигателя для вертолета



Потребная и располагаемая мощность горизонтального полета

Потребной мощностью горизонтального полета называется мощность, необходимая для обеспечения ГП на данной скорости и высоте

Nпотр = Nинд + Nпроф + Nдвиж

Nинд –это мощность для создания составляющей Уан, равной весу вертолета.

Nпроф– мощность для преодоления Хпроф лопастей, на преодоление момента сопротивления.

Nдвиж – мощность для создания движущей силы несущим винтом на преодоление Хвр вертолета.

Криволинейное изменение графика объясняется тем, что при начале движения с режима висения слагаемые потребной мощности изменяются по своим графикам.

При начале поступательного движения НВ начинает работать в режиме косого обтекания, с увеличением Wэф тяга НВ самопроизвольно возрастает. Необходимо с ростом скорости уменьшать индуктивную мощность (Nинд).

С началом движения Nпроф увеличивается незначительно, так как возрастание Wэф несоизмеримо мало с окружной скоростью элементов лопасти. Поэтому профильное сопротивление лопастей при малых скоростях ГП растет незначительно, что ведет к небольшому увеличению Nпроф.

С началом движения появляется сопротивление Хвр и начинает возрастать в зависимости от увеличения скорости. Поэтому увеличение Nдвиж, затраченной на преодоление Хвр, также возрастает с увеличением скорости полета.

В начале поступательного движения до определенной скорости потребная мощность несколько “падает”. Уменьшение Nинд преобладает над увеличением Nпроф и Nдвиж. Затем происходит “застой” мощности, равновесие и далее увеличение Nпроф и Nдвиж преобладает над уменьшением Nинд. “Застой” мощности происходит в пределах скорости, называемой “экономической” (Vэк).

С ростом высоты потребная мощность увеличивается. Это объясняется уменьшением плотности воздуха на высоте, что ведет к уменьшению Rнв. Чтобы ее поддерживать, необходимо увеличивать установочный угол лопасти, что ведет к увеличению Мсопр. Для его преодоления нужно подвести большую Nпроф, а значит увеличить Nп.

С ростом полетного веса происходит та же картина.

С увеличением влажности падает плотность воздуха. Из формулы тяги НВ плотность влияет на Rнв. Чтобы ее поддержать, необходимо также увеличивать установочный угол.

Располагаемая мощность НВ – это часть эффективной мощности двигателей, которая расходуется на вращение НВ при работе двигателей.

Nе – полная мощность создаваемая двигателями;

Nрв – мощность затрачиваемая на привод РВ (

Nтр – мощность на трение в трансмиссии (

Nагр – мощность на привод агрегатов (

Nохл – мощность на привод вентилятора для охлаждения агрегатов (

Nвсас – мощность на потери во входном устройстве (при всасывании

Располагаемая мощность до Vэк увеличивается, так как необходимо подводить меньшую Nрв на привод РВ, вследствие косого обтекания. С дальнейшим увеличением скорости потери на РВ увеличиваются и Nр уменьшается.

Экономическая скорость – Vгп на которой Nпотр минимальна. На Vэк в горизонтальном полете имеется максимальный избыток мощности и требуется наименьшая мощность для выполнения полета. На Vэк наименьший часовой расход топлива – максимальная продолжительность полета.

Минимальная скорость — Vгп на которой вертолет может удерживаться в воздухе на данной высоте на взлетном (номинальном) режиме работы двигателей. В эксплуатации Vмин ограничивается не только запасом мощности двигателей, но и вибрациями вертолета на малых скоростях, сложностью пилотирования и несовершенством указателя скорости. Теоретически Vмин от земли до Нст остается постоянной = 0 км/ч (статический потолок Нст – высота, на которой Nр равна Nпотр при скорости 0 км/ч в стандартной атмосфере). Выше Нст висение невозможно, поэтому на высоте большей Нст вертолет перемещается только с поступательной скоростью за счет прироста тяги НВ от косой обдувки. Поэтому от Нст до Ндин (динамический потолок Ндин – практическая максимальная высота полета, когда Nр равна Nпотр при экономической скорости

120 км/ч) Vмин на Ндин равна Vэк. Минимальная скорость ГП ограничивается РЛЭ.

Наивыгоднейшая скорость – Vгп, на которой достигается максимальная дальность полета из-за минимального километрового расхода топлива.

Максимальная скорость – это Vгп, которую может развить вертолет при использовании номинального (взлетного) режима двигателей, если вертолет не имеет ограничений по срыву потока с лопастей. Vмакс изменяется в соответствии с изменением мощности двигателей в зависимости от высоты полета (из-за плотности воздуха). Ограничивающим условием Vмакс ГП является срыв потока с концов лопастей. Повышение Vмакс осуществляется увеличением пропульсивной силы, что связано с увеличением угла установки лопасти. Одновременно увеличивается Wэф концевых сечений лопастей в азимуте 90 о , и при превышении Vмакс наступает волновой кризис. В азимуте 270 о повышается интенсивность маховых движений и лопасти попадают в закритические углы обтекания. Эксплуатационная максимальная скорость устанавливается из условий обеспечения допустимого уровня вибраций вертолета, из условий обеспечения достаточной прочности несущей системы и других частей вертолета и из условия сохранения достаточной управляемости вертолета. Vмакс ГП так же ограничивается РЛЭ.

т.1 – режим висения (частный случай V = 0);

т.2 – экономический режим, на Vэк при Nпотр минимальной и Nр максимальной наибольшая продолжительность полета;

т.3 – наивыгоднейший режим полета, максимальная дальность;

т.4 – максимальная скорость на этом режиме Nр = Nпотр.;

т.5 –минимальная скорость горизонтального полета;

т.6 – максимальная скорость полета.

Режимы полета. Руление

Руление разрешается при прочности грунта не менее 3кг/см 2 . Если площадка пыльная или заснеженная, то толщина пыли или снега не должна превышать 10 см. Скорость руления при этом не более 10 км/ч.

Чтобы тронуться с места, необходимо ввести правую коррекцию, увеличить на 3-5 о общий шаг и отклонить РУ “от себя”.

Отклоняя РУ “от себя”, создается Хан – движущая сила на рулении. Но при этом возрастает сила Уан, которая уменьшает сцепление колес с земной поверхностью – основное условие устойчивости и отсутствия “юза”. При вращении винта создается Мр, необходимо создавать Ррв, которую компенсируют отклонением РУ “вправо”. Силы трения удерживают вертолет от “юза”. При рулении по скользкому грунту или льду резко возрастает возможность появления “юза”. Отклонением РУ “вправо” создается сила Zан для парирования Ррв — основной силы, стремящейся создать “юз”. Для отсутствия крена на рулении моменты от Ррв и Zан должны быть одинаковы.

Читайте также:  Что такое проектная мощность школ

Ррв hрв = Zан Н

Но Н > hрв, поэтому Ррв должна быть больше Zан, а это стремление вертолета к “юзу”. Основным ограничивающим условием на рулении является скорость. Для создания большей скорости необходимо увеличить Хан, а это ведет к увеличению Уан, что уменьшает сцепление колес с землей. Если Уан

Nп(з) то наступает взвешенное состояние. Поэтому скорость на рулении ограничена до 30 км/ч из условий достаточного сцепления колес с землей, отсутствия “юза” и для предотвращения явления “земной резонанс” (подробнее на стр.73). Для улучшения устойчивости на рулении Уан должна быть много меньше Nп(з). Уменьшить Уан можно, уменьшив ОШ до минимального значения. Но при этом, отклоняя РУ “от себя” для создания необходимой силы Хан для руления, конус НВ отклоняется вперед и лопасти в азимуте 180 о начинают ударять по ограничительным упорам втулки НВ. Избежать этого удается, уменьшив обороты НВ до 80% по указателю с одновременным увеличением ОШ до 3 о . При этом лопасти в азимуте 180 о не достают до упоров. НВ при оборотах 80% создает меньший Мр, но при этом достаточную тягу для создания необходимой силы Хан и Zан, и сила Уан при этом много меньше по значению, чем Nп(з). Но РЛЭ вертолета предписывает рулить при полностью введенной правой коррекции и ОШ 3 о , для предотвращения явления “земной резонанс” при порывистом ветре и неровном грунте.

Развороты на рулении необходимо выполнять плавным отклонением педали в сторону разворота и дополнительным отклонением РУ (для компенсации возникающей центробежной силы), не допуская при этом полной разгрузки амортстоек колес и “юза”. При выполнении разворотов необходимо помнить, что чем больше скорость, тем больше должен быть радиус разворота.

Для прекращения “юза” необходимо уменьшить мощность двигателей до минимальной, плавно отклонить педаль в сторону “юза” и остановить вертолет. Уменьшение мощности двигателей является основным условием прекращения “юза”, так как с уменьшением Уан увеличивается Nп(з), уменьшается скорость руления и инерционные силы. Боковой ветер ухудшает условия руления. Необходимо дополнительно увеличивать отклонение РУ и педалей в сторону ветра, что влечет увеличение Уан и уменьшает сцепление колес с землей. Поэтому РЛЭ вводит ограничения по силе бокового ветра при рулении.

Для одновинтовых вертолетов с 3-х стоечным шасси есть тенденция опрокидывания вперед – влево при выполнении руления.

Для создания равновесия необходимо чтобы момент от Ррв был компенсирован моментом от Zан. Но из-за разной высоты hрв и Н необходимо тягу РВ делать больше Zан. В сумме они дают силу (Ррв – Zан), приложенную на каком-то расстоянии от втулки. Вместе с силой Хан она дает результирующую силу Fрез, направленную в сторону их сложения.

По высоте Fрез находится достаточно высоко и является причиной опрокидывания вперед-влево. Поэтому любое препятствие на пути руления может вызвать опрокидывание, и РЛЭ определяет условие руления только по ровному и прочному грунту. Основной причиной всех неприятностей при рулении (опрокидывание, “юз”) является подвод мощности к НВ. Поэтому при возникновении “юза” или признаков опрокидывания необходимо немедленно устранить первопричину – убрать мощность.

При появлении крена на рулении вперед-влево необходимо:

— немедленно сбросить шаг НВ и вывести коррекцию влево;

— отклонить РУ “вправо”;

— отклонить левую педаль “вперед”;

Продолжить руление, избегая наезда на кочки и попадания в ямы.

Режимы полета. Висение

Режим висения – такой режим, когда вертолет сохраняет заданную высоту и не перемещается относительно воздуха (в штиль) и относительно земной поверхности.

Основным условием висения является постоянство углов, высоты, равенство нулю скоростей по всем осям координат. Это достигается, когда сумма всех сил и моментов относительно любой оси равна нулю.

Для выполнения висения в продольном отношении необходимо взять ручку управления “на себя”, чтобы в начальный момент “выбрать” конструктивную величину “угла заклинения вала НВ”. Увеличить ОШ до выхода амортстоек и отрыва вертолета от земли. Снять триммером усилия на органах управления и сбалансировать вертолет без смещений и разворотов в полувзвешенном состоянии. Затем отделить вертолет от земли. В момент отрыва РУ отклоняется в зависимости от продольной центровки.

Рассмотрим варианты управления с нормальной и предельными передней и задней центровками.

При небольшой передней (нормальной) центровке вертолет после отрыва от земли зависает с углом тангажа +4 о +5 о , и РУ в продольном отношении балансируется в этом положении. Положение ц.д. от центровки не зависит, и для простоты понимания будем считать, что сила Уаф момент относительно оси Z не дает. Таким образом, завал конуса отсутствует и отсутствует Мупр.

При предельно-передней центровке в момент отрыва вертолет стремится опустить нос, поэтому РУ необходимо отклонить “на себя” за среднее положение на величину не более ½ полного хода РУ в продольном отношении, и вертолет балансируется с углом тангажа

При предельно-задней центровке в момент отрыва вертолет стремится “задрать нос” на кабрирование, поэтому РУ необходимо отклонять “от себя” за среднее положение на величину не более ¼ полного хода РУ в продольном отношении, и вертолет балансируется с углом тангажа

Для выполнения висения в поперечном отношении необходимо РУ отклонить “вправо” для создания боковой силы Zан, которая должна быть равна тяге рулевого винта Ррв, для отсутствия боковых перемещений.

На висении вертолет балансируется с правым креном

2,5 о под влиянием Мупр от завала конуса вправо (так как на висении Ут и hрв почти равны, то и МхZан примерно равен MxPрв).

Для балансировки вертолета в путевом отношении при зависании необходимо отклонять правую педаль “вперед”. При увеличении шага НВ увеличивается реактивный момент НВ, вертолет стремится развернуться влево. Для компенсации реактивного момента необходимо увеличить тягу РВ, произведение которой на плечо L создает момент РВ. Чем больше взлетная масса вертолета, тем больше необходимо отклонять правую педаль “вперед”.

Более сложным по технике пилотирования является выполнение висения при боковом ветре. При боковом ветре слева рулевой винт работает в осевом потоке, подобно несущему винту при вертикальном подъеме. При увеличении скорости ветра слева уменьшаются углы атаки элементов лопастей. Чтобы сохранить тягу винта необходимо увеличивать угол установки лопастей правой педалью. Несмотря на это потребная мощность для вращения РВ почти не изменяется, так как в процессе восстановления путевого равновесия уменьшение угла атаки элементов лопастей от бокового ветра компенсируется увеличением углов установки лопастей примерно на такую же величину, и они работают на тех же углах атаки, что и при висении в штиль.

Читайте также:  Отопительные котлы высокой мощности

При боковом ветре справа рулевой винт работает в осевом потоке, подобно несущему винту при вертикальном снижении. При увеличении скорости ветра углы атаки элементов лопастей РВ увеличиваются. При малой скорости ветра (2-3 м/с) наблюдается уменьшение потребного балансировочного хода вперед правой педали по сравнению с висением в штиль. Однако при больших скоростях ветра справа угол атаки лопастей РВ увеличивается настолько, что происходит срыв потока и резкое падение тяги РВ. Кроме того отбрасываемый винтом воздушный поток, взаимодействуя с потоком ветра, засасывается обратно в зону над винтом, создавая эффект “вихревого кольца” (подробнее рассмотрим на примере НВ в главе “снижение”). Правая педаль уходит вперед до упора, а вертолет самопроизвольно разворачивается влево. Таким образом, основной причиной возможной потери путевой устойчивости вертолета на висении с правым боковым ветром является падение тяги РВ из-за срыва потока с лопастей и потерь на вихреобразование при попадании РВ в режим “вихревого кольца”.

Чтобы исключить самопроизвольное вращение вертолета влево на висении с правым боковым ветром РЛЭ Ми-8 ограничивает силу ветра до 5м/с. При висении необходимо немедленно упреждать начало вращения вертолета отклонением правой педали, стараться уменьшить угол ветра справа. Если правая педаль становится на упор, необходимо энергично сбросить шаг-газ на 2-3 о (при запасе высоты). Этим действием уменьшается угол атаки лопастей РВ, уменьшается срыв потока, увеличивается тяга РВ и уменьшается реактивный момент НВ, разворот влево прекращается.

Источник

Определение потребной мощности двигателя, тяги, реактивного момента и индуктивного потока несущего винта одновинтового вертолета Текст научной статьи по специальности « Механика и машиностроение»

CC BY

Аннотация научной статьи по механике и машиностроению, автор научной работы — Лисин Сергей Петрович

Рассматривается определение потребной мощности, тяги, реактивного момента и индуктивного потока несу-щего винта одновинтового вертолета оригинальным методом. Теоретические предпосылки автор подтверждает экспериментальными данными.

Похожие темы научных работ по механике и машиностроению , автор научной работы — Лисин Сергей Петрович

DEFINITION OF REQUIRED CAPACITY OF THE ENGINE, DRAFT, THE JET MOMENT AND INDUCTIVE FLOW THE BEARING(CARRYING) SCREW OF THE ONE-SCREW HELICOPTER

The definition of required capacity, draft, jet moment and inductive flow of the bearing(carrying) screw of the one-screw helicopter by an original method is considered(examined). The theoretical preconditions the author confirms by ex-perimental data.

Текст научной работы на тему «Определение потребной мощности двигателя, тяги, реактивного момента и индуктивного потока несущего винта одновинтового вертолета»

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность, поддержание летной годности ВС

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОТРЕБНОЙ МОЩНОСТИ ДВИГАТЕЛЯ, ТЯГИ, РЕАКТИВНОГО МОМЕНТА И ИНДУКТИВНОГО ПОТОКА НЕСУЩЕГО ВИНТА ОДНОВИНТОВОГО ВЕРТОЛЕТА

Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.

Рассматривается определение потребной мощности, тяги, реактивного момента и индуктивного потока несущего винта одновинтового вертолета оригинальным методом. Теоретические предпосылки автор подтверждает экспериментальными данными.

1. Определение потребной мощности двигателя

В настоящее время потребная мощность (К п.д.) одновинтового вертолета определяется по формуле [ 1 ].

К т инд + т пр Р (Ю Я)2^ , 1,25 С вр Р У: _

где т инд, т пр — коэффициенты индуктивного и профильного сопротивления соответственно;

Хм — статистический коэффициент лобового сопротивления вертолета; р — массовая плотность воздуха;

Ю — угловая скорость лопасти несущего винта (Н.В.);

авр — коэффициент заполнения;

V — средняя индуктивная скорость потока в плоскости вращения Н.В.

Для повышения точности и упрощения расчетов нами предлагается следующая формула:

Nп.д.= Р • и • Ок , (2)

где Р — тяга несущего винта; и — окружная скорость конца лопасти Н.В.;

Ок — мощностной коэффициент весовой безопасности (введен автором);

Ок — безразмерная величина, характеризующая зависимость между потребной мощностью двигателя вертолета и его взлетной массой.

В развернутом виде формула (2) имеет вид

Nп.д. = Суср Р(0,2и)2 Р • и • Ок , (3)

Бл — суммарная площадь лопастей.

где Су ср—^-Рл = Рн.в. — тяга Н.В;

Достоверность предлагаемой нами формулы (2) была проверена на спроектированной нами экспериментальной установке (рис.1).

и реактивного момента несущего винта вертолета:

1 — подвижная часть установки;

2 — неподвижная часть установки;

3 — стабилизатор для парирования реактивного момента;

4 -электродвигатель (Кном -4,3 кВт);

9- оттарированная пружина;

10 — динамометр; 11 — ручка управления стабилизатором; 12- рычаг управления электродвигателем.

Рис. 2. Г еометрические параметры лопасти несущего винта

Г еометрические параметры лопасти Н. В. показаны на рис.2.

Было произведено десятикратное измерение тяги Н.В., величина которой соответствовала трем частотам вращения Н.В. для соответствующего значения тяги Н. В. и затрачиваемой (потребной) мощности. Значения потребной мощности определялись по формуле (2). Теоретические и экспериментальные значения измеряемых параметров приведены в табл. 1.

№ замера п н.в. (об/сек) .н ЇХ £ а з р Р н.в (кН) расчетн. А Р (%) погрешн. А Р ср (%) погр. К (кВт) замерен. К (кВт) расчетн. А N (%) погрешн. А N ср (%) погр.

1 6,5 1,30 1,29 0,4 9,7 9,743 0,45

2 6,1 1,15 1,13 1,54 1,01 8,16 8,150 0,12 0,28

3 5,7 1,00 0,99 1,1 6,72 6,738 0,27

Отличие расчетных и экспериментальных данных не превышают для тяг 2%, для мощностей 1%.

Анализ полученных результатов показывает, что предлагаемая нами формула (2) хорошо согласуется с экспериментом и может быть использована при аэродинамических расчетах одновинтовых вертолетов.

Читайте также:  Схема 3 фазного регулятора мощности

По требованиям ЕНЛГВ для двухдвигательных вертолетов при отказе одного из них в полете мощности работающего двигателя должно быть достаточно для полета с крейсерской скоростью в течение 25 ^ 30 минут.

Пример определения для вертолета Ми-26.

Усредненная мощность двигателей

N + 2К _ 11500 + (2 • 11500 )

2 _ 2 где N — мощность одного двигателя, равная 11500л.с.=8,45 Мвт

Потребная мощность двигателя для Ми-26 без учета GN

Nп.д. _ Р • V _ 560 • 221 _ 12,38МВт _ 16330 л.с.,

где Р = 560 кН; и =221 м/сек.

Тогда мощностной коэффициент весовой безопасности

GN _Н- _ 11501 _ 0,66

Для вертолетов класса Ми-2 и Ми-24 GN составляет 0,46 и 0,48 соответственно. Из изложенного выше следует — с увеличением взлетной массы мощностной коэффициент весовой безопасности возрастает.

Величину GN можно рекомендовать: для вертолетов с взлетной массой

т0 > 100 — 10000 кг GN _ 0,45;

т0 > 10000 — 50000 кг GN _ 0,5;

т0 > 50000 -100000 кг GN _ 0,6

2. Определение тяги и реактивного момента Н.В.

В настоящее время в литературе по расчету аэродинамических характеристик Н.В. вертолета тяга Н.В. определяется по формуле (4) [1]

Т = Iкё Т, = ко!Су р(Ю.К)2 в ёг (4)

Реактивный момент Н.В. по формуле (5) [1]

М р = Сх Ср — ^ ; Бл — Я, (7)

М р = т кр Р — 2 Я (5)

В развернутом виде формулы (4) и (5) являются достаточно громоздкими и содержат в своем составе коэффициенты, которые могут быть определены приближенно.

В результате работы на экспериментальной установке (рис.1) было установлено, что с помощью значений Сх ср; Су ср и и с достаточной степенью точности можно определить тягу и реактивный момент Н.В.

Для этого необходимо задаться геометрическими параметрами лопастей (рис.2) и окружной скоростью конца лопасти.

Тогда тягу находим как

С у корн . у конц.

, , у ср — —————— — среднее значение Су между корневым и концевым сечения-

ми лопасти, определяется по таблице профилей [4] .

Реактивный момент определяется из выражения

где Сх ср — среднее значение Сх между корневым и концевым сечениями лопасти. Находится аналогично Су ср.

Достоверность формул (6) и (7) была подтверждена на экспериментальной установке (рис.1).

1) Р = 1,40 кН; 2) Мр = 121,5 Н м; 3) п = 8,5об/мин.

р =1,23 кг/м3 ; Рл= 0,86 м2; Я = 1,85 м;

Ио.к л. — 6,28 -1,85 — 8,7 — 98м / сек

Зная истинные значения Р=1400 Н, находим Су ср и Рнв. установки:

у р р(0,5И)2 — Бл 1,23 — (0,5 — 98)2 — 0,86

Р — 1,08 — 1,23(0,5 — 98) 0,86 — 139,37кН 2

Зная истинное значение Мр = 12,15 кН м , находим Сх ср и Мр установки:

р 1,23 — (0,5 — 98)2 0,86 -1,85 2

1 23 — (0 5 — 98)2 М р — 0,05 — ^0,86 -1,85 — 12,08кН — м

Погрешность по тяге ( АР ) составила:

140 — 139 37 А Р — 140—139,37 100% — 0,21%

Погрешность по реактивному моменту ( АМ ) составила:

АМ — 121,5 — 120,8 100% — 0,58%

Опираясь на статистические данные вертолетов Ми-26, Ми-24 и Ми-2, с использованием формул (6) и (7) средняя погрешность для этих вертолетов составила А Р =0,35%; А М =1,1%.

3. Определение скорости индуктивного потока в плоскости вращения Н.В. и за ним

Скорость индуктивного потока перед Н.В. V; 1 находится как:

а скорость потока за Н.В. принимается равной удвоенной скорости перед винтом:

Формула (8) является приближенной. Так, для вертолета Ми-26 согласно данным МВЗ V* 2 на расстоянии 1 1,5 диаметра Н.В. составляет 41 м/сек, а согласно формуле (8)

V; 2 = 2 • 16,69 = 33,38м / сек Замер V; 2 на экспериментальной установке составил 12 м/сек, а согласно формуле (8)

V: 1 =————-700-— = 4,9м / с, т.е. V: 2 = 2 • 4,9 = 9,9м / сек

1 1 \ 2 • 1,23 • 3,14 • 1,85 2 1 2

Погрешность между расчетными и экспериментальными данными V; 2 составила 20,5% и 23,8% соответственно.

В связи с этим предлагается ввести в формулу (8) коэффициент концентрации индуктивного потока

с_ „ — отношение длины оперенной части лопасти к радиусу Н.В.

Так, для Ми-26 е = ^ = 0,83 , а для установки е = ^ ^ = 0,86

V; 1(Ми — 26) — I о — 20,11м / с,

; 1(Ми 26) 2 -1,23 — 3,14 — (16 — 0,83)2

V* 2 — 2 — 20,1 — 40,2м / с

( 0 \2 • 1,23 • 3,14 • (1,85 • 0,86)2

VI 2 = 2 • 5,99 = 11,98 м / с

Предлагаемые нами формулы (2), (6), (7) и (8) хорошо согласуются со статистическими данными вертолетов и эксперимента.

Во время проведения замеров на экспериментальной установке было выявлено, что индуктивный поток в плоскости вращения Н. В. и перед ним можно определить с достаточной степенью точности по формуле:

где и — окружная скорость конца лопасти;

Л — коэффициент загрузки Н.В. (введен автором).

где: Р/Блоп — нагрузка на лопасть;

Р/БНВ. — нагрузка на НВ;

Величина Л — обратная коэффициенту заполнения ( о ). В случае использования коэффициента заполнения ^ определяется как

за Н.В. определяется как

Достоверность формулы ^ = л = и • о проверена экспериментально при различных значениях и, а также подтверждена статистическими данными вертолетов Ми — 26 и Ми — 24.

DEFINITION OF REQUIRED CAPACITY OF THE ENGINE, DRAFT,

THE JET MOMENT AND INDUCTIVE FLOW THE BEARING(CARRYING)

SCREW OF THE ONE-SCREW HELICOPTER

The definition of required capacity, draft, jet moment and inductive flow of the bearing(carrying) screw of the one-screw helicopter by an original method is considered(examined). The theoretical preconditions the author confirms by experimental data.

Сведения об авторе

Лисин Сергей Петрович, 1956 г.р., окончил КИИГА (1989), инженер-конструктор ОАО «Роствертол» автор 5 научных работ, область научных интересов — конструкция и аэродинамика вертолетов.

Источник

Как рассчитать мощность двигателя для вертолета



Определение потребной мощности двигателя, тяги, реактивного момента и индуктивного потока несущего винта одновинтового вертолета Текст научной статьи по специальности « Механика и машиностроение»

CC BY

Аннотация научной статьи по механике и машиностроению, автор научной работы — Лисин Сергей Петрович

Рассматривается определение потребной мощности, тяги, реактивного момента и индуктивного потока несу-щего винта одновинтового вертолета оригинальным методом. Теоретические предпосылки автор подтверждает экспериментальными данными.

Похожие темы научных работ по механике и машиностроению , автор научной работы — Лисин Сергей Петрович

DEFINITION OF REQUIRED CAPACITY OF THE ENGINE, DRAFT, THE JET MOMENT AND INDUCTIVE FLOW THE BEARING(CARRYING) SCREW OF THE ONE-SCREW HELICOPTER

The definition of required capacity, draft, jet moment and inductive flow of the bearing(carrying) screw of the one-screw helicopter by an original method is considered(examined). The theoretical preconditions the author confirms by ex-perimental data.

Текст научной работы на тему «Определение потребной мощности двигателя, тяги, реактивного момента и индуктивного потока несущего винта одновинтового вертолета»

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность, поддержание летной годности ВС

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОТРЕБНОЙ МОЩНОСТИ ДВИГАТЕЛЯ, ТЯГИ, РЕАКТИВНОГО МОМЕНТА И ИНДУКТИВНОГО ПОТОКА НЕСУЩЕГО ВИНТА ОДНОВИНТОВОГО ВЕРТОЛЕТА

Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.

Рассматривается определение потребной мощности, тяги, реактивного момента и индуктивного потока несущего винта одновинтового вертолета оригинальным методом. Теоретические предпосылки автор подтверждает экспериментальными данными.

1. Определение потребной мощности двигателя

В настоящее время потребная мощность (К п.д.) одновинтового вертолета определяется по формуле [ 1 ].

К т инд + т пр Р (Ю Я)2^ , 1,25 С вр Р У: _

где т инд, т пр — коэффициенты индуктивного и профильного сопротивления соответственно;

Хм — статистический коэффициент лобового сопротивления вертолета; р — массовая плотность воздуха;

Ю — угловая скорость лопасти несущего винта (Н.В.);

авр — коэффициент заполнения;

V — средняя индуктивная скорость потока в плоскости вращения Н.В.

Для повышения точности и упрощения расчетов нами предлагается следующая формула:

Nп.д.= Р • и • Ок , (2)

где Р — тяга несущего винта; и — окружная скорость конца лопасти Н.В.;

Ок — мощностной коэффициент весовой безопасности (введен автором);

Ок — безразмерная величина, характеризующая зависимость между потребной мощностью двигателя вертолета и его взлетной массой.

В развернутом виде формула (2) имеет вид

Nп.д. = Суср Р(0,2и)2 Р • и • Ок , (3)

Бл — суммарная площадь лопастей.

где Су ср—^-Рл = Рн.в. — тяга Н.В;

Достоверность предлагаемой нами формулы (2) была проверена на спроектированной нами экспериментальной установке (рис.1).

и реактивного момента несущего винта вертолета:

1 — подвижная часть установки;

2 — неподвижная часть установки;

3 — стабилизатор для парирования реактивного момента;

4 -электродвигатель (Кном -4,3 кВт);

9- оттарированная пружина;

10 — динамометр; 11 — ручка управления стабилизатором; 12- рычаг управления электродвигателем.

Читайте также:  Примерная мощность теплого пола

Рис. 2. Г еометрические параметры лопасти несущего винта

Г еометрические параметры лопасти Н. В. показаны на рис.2.

Было произведено десятикратное измерение тяги Н.В., величина которой соответствовала трем частотам вращения Н.В. для соответствующего значения тяги Н. В. и затрачиваемой (потребной) мощности. Значения потребной мощности определялись по формуле (2). Теоретические и экспериментальные значения измеряемых параметров приведены в табл. 1.

№ замера п н.в. (об/сек) .н ЇХ £ а з р Р н.в (кН) расчетн. А Р (%) погрешн. А Р ср (%) погр. К (кВт) замерен. К (кВт) расчетн. А N (%) погрешн. А N ср (%) погр.

1 6,5 1,30 1,29 0,4 9,7 9,743 0,45

2 6,1 1,15 1,13 1,54 1,01 8,16 8,150 0,12 0,28

3 5,7 1,00 0,99 1,1 6,72 6,738 0,27

Отличие расчетных и экспериментальных данных не превышают для тяг 2%, для мощностей 1%.

Анализ полученных результатов показывает, что предлагаемая нами формула (2) хорошо согласуется с экспериментом и может быть использована при аэродинамических расчетах одновинтовых вертолетов.

По требованиям ЕНЛГВ для двухдвигательных вертолетов при отказе одного из них в полете мощности работающего двигателя должно быть достаточно для полета с крейсерской скоростью в течение 25 ^ 30 минут.

Пример определения для вертолета Ми-26.

Усредненная мощность двигателей

N + 2К _ 11500 + (2 • 11500 )

2 _ 2 где N — мощность одного двигателя, равная 11500л.с.=8,45 Мвт

Потребная мощность двигателя для Ми-26 без учета GN

Nп.д. _ Р • V _ 560 • 221 _ 12,38МВт _ 16330 л.с.,

где Р = 560 кН; и =221 м/сек.

Тогда мощностной коэффициент весовой безопасности

GN _Н- _ 11501 _ 0,66

Для вертолетов класса Ми-2 и Ми-24 GN составляет 0,46 и 0,48 соответственно. Из изложенного выше следует — с увеличением взлетной массы мощностной коэффициент весовой безопасности возрастает.

Величину GN можно рекомендовать: для вертолетов с взлетной массой

т0 > 100 — 10000 кг GN _ 0,45;

т0 > 10000 — 50000 кг GN _ 0,5;

т0 > 50000 -100000 кг GN _ 0,6

2. Определение тяги и реактивного момента Н.В.

В настоящее время в литературе по расчету аэродинамических характеристик Н.В. вертолета тяга Н.В. определяется по формуле (4) [1]

Т = Iкё Т, = ко!Су р(Ю.К)2 в ёг (4)

Реактивный момент Н.В. по формуле (5) [1]

М р = Сх Ср — ^ ; Бл — Я, (7)

М р = т кр Р — 2 Я (5)

В развернутом виде формулы (4) и (5) являются достаточно громоздкими и содержат в своем составе коэффициенты, которые могут быть определены приближенно.

В результате работы на экспериментальной установке (рис.1) было установлено, что с помощью значений Сх ср; Су ср и и с достаточной степенью точности можно определить тягу и реактивный момент Н.В.

Для этого необходимо задаться геометрическими параметрами лопастей (рис.2) и окружной скоростью конца лопасти.

Читайте также:  Что такое проектная мощность школ

Тогда тягу находим как

С у корн . у конц.

, , у ср — —————— — среднее значение Су между корневым и концевым сечения-

ми лопасти, определяется по таблице профилей [4] .

Реактивный момент определяется из выражения

где Сх ср — среднее значение Сх между корневым и концевым сечениями лопасти. Находится аналогично Су ср.

Достоверность формул (6) и (7) была подтверждена на экспериментальной установке (рис.1).

1) Р = 1,40 кН; 2) Мр = 121,5 Н м; 3) п = 8,5об/мин.

р =1,23 кг/м3 ; Рл= 0,86 м2; Я = 1,85 м;

Ио.к л. — 6,28 -1,85 — 8,7 — 98м / сек

Зная истинные значения Р=1400 Н, находим Су ср и Рнв. установки:

у р р(0,5И)2 — Бл 1,23 — (0,5 — 98)2 — 0,86

Р — 1,08 — 1,23(0,5 — 98) 0,86 — 139,37кН 2

Зная истинное значение Мр = 12,15 кН м , находим Сх ср и Мр установки:

р 1,23 — (0,5 — 98)2 0,86 -1,85 2

1 23 — (0 5 — 98)2 М р — 0,05 — ^0,86 -1,85 — 12,08кН — м

Погрешность по тяге ( АР ) составила:

140 — 139 37 А Р — 140—139,37 100% — 0,21%

Погрешность по реактивному моменту ( АМ ) составила:

АМ — 121,5 — 120,8 100% — 0,58%

Опираясь на статистические данные вертолетов Ми-26, Ми-24 и Ми-2, с использованием формул (6) и (7) средняя погрешность для этих вертолетов составила А Р =0,35%; А М =1,1%.

3. Определение скорости индуктивного потока в плоскости вращения Н.В. и за ним

Скорость индуктивного потока перед Н.В. V; 1 находится как:

а скорость потока за Н.В. принимается равной удвоенной скорости перед винтом:

Формула (8) является приближенной. Так, для вертолета Ми-26 согласно данным МВЗ V* 2 на расстоянии 1 1,5 диаметра Н.В. составляет 41 м/сек, а согласно формуле (8)

V; 2 = 2 • 16,69 = 33,38м / сек Замер V; 2 на экспериментальной установке составил 12 м/сек, а согласно формуле (8)

V: 1 =————-700-— = 4,9м / с, т.е. V: 2 = 2 • 4,9 = 9,9м / сек

1 1 \ 2 • 1,23 • 3,14 • 1,85 2 1 2

Погрешность между расчетными и экспериментальными данными V; 2 составила 20,5% и 23,8% соответственно.

В связи с этим предлагается ввести в формулу (8) коэффициент концентрации индуктивного потока

с_ „ — отношение длины оперенной части лопасти к радиусу Н.В.

Так, для Ми-26 е = ^ = 0,83 , а для установки е = ^ ^ = 0,86

V; 1(Ми — 26) — I о — 20,11м / с,

; 1(Ми 26) 2 -1,23 — 3,14 — (16 — 0,83)2

V* 2 — 2 — 20,1 — 40,2м / с

( 0 \2 • 1,23 • 3,14 • (1,85 • 0,86)2

VI 2 = 2 • 5,99 = 11,98 м / с

Предлагаемые нами формулы (2), (6), (7) и (8) хорошо согласуются со статистическими данными вертолетов и эксперимента.

Читайте также:  Увеличение мощности стабилизатора 7812

Во время проведения замеров на экспериментальной установке было выявлено, что индуктивный поток в плоскости вращения Н. В. и перед ним можно определить с достаточной степенью точности по формуле:

где и — окружная скорость конца лопасти;

Л — коэффициент загрузки Н.В. (введен автором).

где: Р/Блоп — нагрузка на лопасть;

Р/БНВ. — нагрузка на НВ;

Величина Л — обратная коэффициенту заполнения ( о ). В случае использования коэффициента заполнения ^ определяется как

за Н.В. определяется как

Достоверность формулы ^ = л = и • о проверена экспериментально при различных значениях и, а также подтверждена статистическими данными вертолетов Ми — 26 и Ми — 24.

DEFINITION OF REQUIRED CAPACITY OF THE ENGINE, DRAFT,

THE JET MOMENT AND INDUCTIVE FLOW THE BEARING(CARRYING)

SCREW OF THE ONE-SCREW HELICOPTER

The definition of required capacity, draft, jet moment and inductive flow of the bearing(carrying) screw of the one-screw helicopter by an original method is considered(examined). The theoretical preconditions the author confirms by experimental data.

Сведения об авторе

Лисин Сергей Петрович, 1956 г.р., окончил КИИГА (1989), инженер-конструктор ОАО «Роствертол» автор 5 научных работ, область научных интересов — конструкция и аэродинамика вертолетов.

Источник

TRGREAT

Расчет мощности двигательной установки вертолета

Расчет мощности при висении на статическом потолке:

Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле:

,

где NHст — потребная мощность, Вт;

m0 — взлетная масса, кг;

g — ускорение свободного падения, м/с2;

p — удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м2;

Dст — относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;

h0 — относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (h0=0.75);

— относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения :

.

Организация формирования поездов
Пути сортировочного парка специализируются по назначениям плана формирования поездов. В процессе роспуска вагоны, попадая на соответствующий путь парка, стоят под накоплением на полный состав. Простой под накоплением является важной составляющей в общем простое вагонов, перерабатываемых на технических станциях. На процесс накопления влия .

Построение тяговой характеристики тепловоза и определение его кпд
Тяговой характеристикой тепловоза называется зависимость касательной силы тяги, создаваемой локомотивом, от скорости, т.е. Fк = f(V). Напомним, что идеальная тяговая характеристика, обеспечивающая постоянство касательной мощности во всем диапазоне скоростей, описывается выражением NK = = const, т.е. FKV=const, откуда (20) где NK – касате .

Расчет топливной экономичности автомобиля
Топливно-экономической характеристикой автомобиля называется зависимость путевого расхода топлива от скорости при равномерном движении автомобиля по дорогам с разным сопротивлением. Расчет и построение топливно-экономической характеристики выполняют в такой последовательности: ― задают коэффициент сопротивления дороги ; ― выб .

Источник