Вертолёт, 2006 № 04 - [12]
В приведенном выше примере (формула 6) вносимая энергия равна 243+320=563, а потерянная — 530, их разность, то есть кинетическая энергия в момент посадки, равна 33. По расчетам по формуле (11) вносимая энергия равна 243+320+1685+95=2343, а потерянная 1680+630=2310 кгм. Значит, кинетическая энергия при посадке и посадочная скорость определяются как малая разность больших величин, следовательно, требуется высокая точность расчетов. Небольшая ошибка в величине потерь приводит к принципиальному искажению результатов расчетов. Однако даже при ошибке можно найти такое управление шагом винта и мощностью двигателя, что посадочная скорость будет малой.
В работе «О безопасной высоте висения» (вертикальной посадке вертолета после отказа двигателя на режиме висения) на числовом примере показано, что энергия работающего двигателя составляет 70 % от энергии индуктивных и профильных потерь, а энергия «подрыва» — 12 %. Изменение кинетической энергии вертолета мало, так как вертолет изменяет скорость от нуля до малой величины: вертикальная посадочная скорость не более 3–4 м/с. Требуется найти потенциальную энергию вертолета, которой пропорциональна высота висения. Потенциальная энергия равна 100 %- (70+12)%=100 %-82 %=18 %, то есть величины энергий не так близки, как при посадке с режима планирования с поступательной скоростью.
Есть методы, в которых для определения dV/dt и V>yg используется уравнение
Авторы фактически предполагают, что потери мощности и сила X равны как при маневрировании вертолета, так и при установившемся горизонтальном полете.
В книге «Динамика полета вертолета» (Трошин И.С. М.: МАИ, 1990) дана следующая формула:
где — N>v увеличение мощности при изменении направления полета. Однако потери мощности изменяются и при прямолинейном полете. В работе нет указания, как найти N>v.
Предлагается другая формула:
В это уравнение входят мощность двигателя и коэффициент η>в, названный пропульсивным коэффициентом вертолета. Известно понятие о пропульсивном коэффициенте η несущего винта. Он определяется как отношение приращений (Δ — обозначение приращений) пропульсивной и полной мощностей несущего винта:
η =-Δ (XV)/ΔN.
Получим аналогичное выражение для коэффициента η>в. Приравняв друг к другу выражения для произведения XV по уравнениям (4) и (9), получим
Это уравнение при установившемся горизонтальном полете обращается в следующее:
Вычтем из первого уравнения второе:
Обозначив
получим предлагаемое выражение (12). Из выражения (13) видно, что коэффициент η>в, кроме изменения индуктивных и профильных потерь несущего винта при маневрировании, учитывает изменение силы сопротивления планера вертолета, изменение взаимовлияния винтов и планера, а у многовинтовых схем — изменение взаимовлияния винтов. Он учитывает также изменение потерь мощности двигателя при маневрировании.
Коэффициент η>в находится не по формуле (13), а следующим образом. Определенная в летных испытаниях или по расчету зависимость GV>yg=ƒ(N>дв) на установившемся прямолинейном полете при G=const, Vcosα=const и ωR=const линеаризуется, то есть максимально близко к экспериментальным или расчетным точкам проводится прямая линия (нетрудно показать, что точки располагаются близко к прямым). Эта зависимость определяется не при V=const, а при Vcosα=const, чтобы охватить все возможные траектории с любыми углами θ. Так, в полете вертолета по вертикали, когда 0~α=±90°, точки с разными V ложатся на кривую с Vcosα=const=0. Коэффициент η>в равен тангенсу угла наклона прямой. По этой зависимости находится также N>дв.г. п.
Определение η>в и N>дв.г. п можно формализовать и выполнять на компьютере.
Указанную зависимость требуется определить при разных Vcosα=const. Формулу (12) проще использовать для расчета торможения или разгона вертолета по прямолинейной траектории, когда G-ranst, так как в этом случае величины N>дв.г. п и η>в достаточно определить при одной величине G.
Проинтегрировав уравнение (12), получим еще один вариант уравнения баланса энергий:
Из формулы (12) и уравнения (4), умноженного на V, следует соотношение
Это соотношение подтверждает справедливость уравнения (14).
Остановимся на величине коэффициента η>в. Она зависит от величины η На рис. 3 показан график указанной выше зависимости в безразмерном виде для идеального винта.
На больших скоростях (V>70…140 км/ч в зависимости от отношения нагрузки на 1 м² площади винта к относительной плотности воздуха) — Δ(XV)=ΔN и η>id=1. У реального винта на режимах полета с такими скоростями η~0,95. При меньших скоростях наклон кривых на рис. 3 возрастает, следовательно, — Δ(XV) больше, чем ΔN, и η>id>1. Величина η>id при Vcosα=0 достигает 1,85. Увеличение η>id объясняется уменьшением индуктивных потерь несущего винта из-за увеличения массы протекающего через винт воздуха. Однако η, тем более η>в, меньше η>id из-за возрастания профильных потерь при увеличении — XV. При вертикальном наборе высоты η=1,8.1,5. Для определения η>в рассматриваемого вертолета был сделан расчет зависимости GV fNJ при вертикальном наборе высоты, из которого следует, что у вертолета N
