Способ оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полёта одновинтового вертолёта

Изобретение относится к авиации, а именно к области аэродинамики несущего винта (НВ) одновинтового вертолета. Способ оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета включает предварительные летные испытания с визуализацией концевых вихрей дымом от генератора дыма при полете с относительными скоростями менее 0,2 км/ч. При этом производят фиксацию с помощью кинокамеры величины поджатия воздушной струи через НВ со стороны набегающего потока на расстоянии от оси вращения НВ до точки пересечения концевых вихрей с конусом лопастей на азимуте 180°, определяют угол атаки НВ, определяют для заданной скорости вертолета относительные скорости сноса концевых вихрей, сходящих с лопастей НВ, определяют воздушную скорость набегающего потока по штатным приборам и местную воздушную скорость вблизи НВ с помощью приемника воздушного давления (ПВД), размещенного на его лопасти, определяют структуру и геометрию вихревого следа НВ, визуализированные дымом концевых вихрей на лопастях, определяют циркуляцию продольных вихрей. Затем производят на заданном режиме полета оценочный расчет горизонтальных составляющих индуктивных скоростей вблизи вертолета от вихревого следа НВ при положительных углах атаки в заданных точках. Повышается достоверность оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к авиации, а именно к области аэродинамики несущего винта (НВ) одновинтового вертолета, в частности, к способу оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей от вихревого следа винта на малых скоростях полета одновинтового вертолета.

Уровень техники.

Известно, что способы оценки индуктивных скоростей как вблизи несущего винта (НВ), так и на удалении от него базируются на использовании в качестве модели вихревого следа НВ скошенной вихревой колонны, распространяемой на весь диапазон скоростей полета вертолета. Считается, что горизонтальные составляющие индуктивных скоростей будут малой величиной и действовать в сторону незначительного увеличения скорости воздушного потока. Принимая во внимание довольно сложные расчеты индуктивных скоростей как в дисковых, так и в лопастных вихревых теориях, в аэродинамических расчетах вертолетов о горизонтальных составляющих индуктивных скоростей даже не упоминается (М.Л.Миль, А.В.Некрасов, А.С.Браверман и др. « Вертолеты», том 1, Аэродинамика, Машиностроение, 1966 г., стр.211-212, 225-226, 229-230).

Известен способ оценки поля осредненных индуктивных скоростей несущего винта на малых скоростях полета вертолета, содержащий визуализацию концевых вихрей дымом от генератора дыма, который выпускают из концов лопастей НВ вертолета при полете с относительными скоростями менее 0,2, фиксацию с помощью кинокамеры величины поджатия воздушной струи через НВ со стороны набегающего потока на расстоянии от оси вращения НВ до точки пересечения концевых вихрей с конусом лопастей на азимуте 180°, определение для заданной скорости вертолета относительной скорости сноса концевых вихрей, сходящих с лопастей НВ, определение угла атаки НВ, воздушной скорости набегающего потока по штатным приборам и местной воздушной скорости вблизи НВ с помощью приемника воздушного давления (ПВД), размещенного на его лопасти (см. патент RU 2343441 от 18.07.08).

Однако в указанном способе не проводится оценка горизонтальных составляющих индуктивных скоростей, что снижает точность аэродинамических расчетов вертолета.

Предлагаемое изобретение направлено на достижение технического результата, который заключается в повышении достоверности оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета, за счет получения более близкого к действительности распределения индуктивных скоростей по диску НВ.

Сущность изобретения.

Для получения указанного технического результата в способе оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета, содержащем предварительные летные испытания с визуализацией концевых вихрей дымом от генератора дыма, который выпускают из концов лопастей вертолета при полете с относительными скоростями менее 0,2 км/ч, фиксацию с помощью кинокамеры величины поджатая воздушной струи через НВ со стороны набегающего потока на расстоянии от оси вращения НВ до точки пересечения концевых вихрей с конусом лопастей на азимуте 180°, определение угла атаки НВ, определение для заданной скорости вертолета относительной скорости сноса концевых вихрей, сходящих с лопастей НВ, определение воздушной скорости набегающего потока по штатным приборам и местной воздушной скорости вблизи НВ с помощью приемника воздушного давления (ПВД), размещенного на его лопасти, определяют структуру и геометрию вихревого следа НВ визуализированных дымом концевых вихрей на лопастях, определяют циркуляцию продольных вихрей по формуле

$$Го=Ст\omega R^2(1-{\overline{r}}_x)/2{\overline{V}}_{x}cн,{м}^2/с,\left(1\right)$$

где Ст - коэффициент тяги НВ;

ω - угловая скорость вращения НВ;

R - радиус несущего винта.

$${\overline{r}}_x=r_x/R$$ - относительный радиус, характеризующий величину поджатия воздушной струи через НВ со стороны набегающего воздушного потока на расстоянии от оси вращения НВ до точки пересечения концевых вихрей с конусом лопастей на азимуте 180°;

$${\overline{V}}_xсн=V_{x}cн/\omega R$$ - относительная скорость сноса концевых вихрей, находящихся над лопастями НВ вдоль оси X;

V_xсн - скорость сноса концевых вихрей, м/с;

затем определяют циркуляцию концевых вихрей по формуле

$$Гв=Ст\omega R^2\pi /K,{м}^2/с,\left(2\right)$$

где Гв - циркуляция концевых вихрей, м²/с;

К - количество лопастей НВ.

Производят на заданном режиме полета оценочный расчет горизонтальных составляющих индуктивных скоростей вблизи вертолета от вихревого следа НВ при положительных углах атаки в заданных точках по формуле

$$\upsilon *=\frac{Го}{4\pi r_o}\cdot \left(\frac{Z_{01}}{\sqrt{r_0^2+Z_{01}^2}}-\frac{Z_{02}}{\sqrt{r_0^2+Z_{02}^2}}\right)\sin {\phi }_0+{\displaystyle \sum _{i=1}^n\frac{Гв}{4\pi r_i}}\cdot \left(\frac{Z_{i1}}{\sqrt{r_i^2+Z_{i1}^2}}-\frac{Z_{i2}}{\sqrt{r_i^2+Z_{i2}^2}}\right)\sin {\phi }_i\left(3\right)$$

где υ* - суммарная горизонтальная составляющая индуктивной скорости от передней части продольных вихрей, передних и задних частей концевых вихрей, м/с; $$\upsilon *={\upsilon }_o^{*}+{\displaystyle \sum _{i=1}^n{\upsilon }_i^{*}};$$

n - количество концевых вихрей, учитываемых в расчете;

r₀ - кратчайшее расстояние от точки расчета до передней части продольных вихрей, м;

r_i - кратчайшее расстояние от точки расчета до принятого прямолинейным концевого вихря, м;

Z₀₁ - расстояние от основания перпендикуляра, опущенного из точки расчета на ось передней части продольного вихря, до первого конца вихря, м;

Z₀₂ - расстояние от основания перпендикуляра, опущенного из точки расчета на ось передней части продольного вихря, до второго конца вихря, величина Z₀₂ берется со знаком минус, когда концы вихря лежат по разные стороны от основания перпендикуляра;

Z_i1 и Z_i2 - расстояния от основания перпендикуляра до концов концевых вихрей аналогично Z₀₁ и Z₀₂, м;

φ₀, φ_i - углы между перпендикуляром, опущенным из точки расчета на ось передней части продольного вихря или ось концевых вихрей, и горизонталью, град.

Определяют местную воздушную скорость V* с учетом суммарной горизонтальной составляющей индуктивной скорости υ* в заданных точках по оси Z по формуле

$$V*=V\cos \alpha -\mathrm{3,6}\upsilon *,\left(4\right)$$

где V - воздушная скорость вертолета, км/ч, зафиксированная в полете, α - угол атаки НВ.

Горизонтальные составляющие индуктивных скоростей, рассчитанные в заданных точках, используют для расчета предварительных аэродинамических характеристик вертолета и при разработке сигнализирующих устройств приближения к зоне режимов «вихревого кольца» на предпосадочных маневрах вертолетной техники.

Предлагаемый способ поясняется на фиг.1-4.

На фиг.1 приведена схема модели вихревого следа в режиме торможения одновинтового вертолета (вид сбоку), по которой осуществляют расчет горизонтальной составляющей индуктивной скорости вблизи НВ при горизонтальном торможении в фиксированный момент времени (воздушная скорость вертолета V=49 км/ч, угол атаки φ=5,6°, Ст=0,0108),

где (1) - передняя часть продольных П-образных вихрей после аппроксимации, (2) - концевой вихрь, (3) - набегающий воздушный поток, (4) - лопасть несущего винта, (5) - горизонтальная составляющая индуктивной скорости от передней части продольных вихрей, (6) - несколько размытая передняя часть концевого вихря, (7) - траектория движения частично размытых передних концевых вихрей после отделения от продольных вихрей, (8) - задняя часть концевых вихрей.

На фиг.2 приведена схема модели вихревого следа в режиме торможения (вид сверху) с аппроксимированными продольными П-образными вихрями (1), где (6) - несколько размытые передние части концевых вихрей, (9) - продольные П-образные вихри после аппроксимации.

На фиг.3 приведена зависимость суммарных горизонтальных составляющих индуктивных скоростей по оси Z вдоль оси X в плоскости расположения ПВД измерителя малой скорости (ИМС), где (10) - расчетные значения суммарных горизонтальных составляющих индуктивных скоростей.

На фиг.4 приведена зависимость расчетных значений местных воздушных скоростей по оси Z вдоль оси X в плоскости расположения ПВД ИМС,

где (11) - расчетное значение местных воздушных скоростей V*,

(12) - местная воздушная скорость Vимс вблизи НВ, зафиксированная в полете прибором ИМС.

Способ осуществляется следующим образом.

Для оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях одновинтового вертолета на интересующих режимах в предварительных летных испытаниях визуализируют концевые вихри дымом от генератора дыма, который выпускают из концов лопастей вертолета при полете с относительными скоростями менее 0,2 км/ч, фиксируют с помощью кинокамеры величины поджатая воздушной струи через НВ со стороны набегающего потока на расстоянии от оси вращения НВ до точки пересечения концевых вихрей с конусом лопастей на азимуте 180°, определяют угол атаки НВ, воздушную скорость набегающего потока по штатным приборам и местную воздушную скорость вблизи НВ с помощью приемника воздушного давления (ПВД), размещенного на его лопасти. По материалам визуализации концевых вихрей в оценочных расчетах используют упрощенную вихревую модель, в то же время максимально приближенную к реальному вихревому следу (фиг.1 и 2), что позволяет существенно повысить достоверность и точность определения горизонтальных составляющих индуктивных скоростей. Основу этой модели составляют два симметричных продольных вихря, замыкающихся видимыми концевыми вихрями, находящимися над лопастями на значительном удалении от них (фиг.1 и 2). Продольные вихри дополняют не завязанные с ними передние и задние части концевых вихрей, которые совместно с передней частью продольных вихрей и создают горизонтальную составляющую индуктивной скорости вдоль оси X. Длина передней части продольных П-образных вихрей (фиг.2) после аппроксимации принималась равной 1,6 от диаметра НВ (1,6Д). Передние части концевых вихрей, несколько размытые в результате взаимодействия между собой после отделения от продольных вихрей, принимались прямолинейными и симметричными относительно оси X, так же как и задние части концевых вихрей. Затем для оценки индуктивных скоростей производят расчет в земных координатах по формуле Био-Савара в заданных точках, приведенной в формуле (3).

Пример.

Зафиксированное в аэродинамике явление влияния вихревого следа НВ на малых скоростях на местные воздушные скорости вблизи его лопастей определяют с помощью расчета индуктивных скоростей и особенно на предпосадочных маневрах. В предварительных летных испытаниях измерителем малой скорости (ИМС) с ПВД на лопасти замеряли местные воздушные скорости вблизи НВ. По материалам визуализации концевых вихрей при горизонтальном торможении вертолета Ми-8 в оценочных расчетах использовали упрощенную вихревую модель, основу которой составляют два симметричных продольных вихря, замыкающихся видимыми концевыми вихрями, находящимися над лопастями (фиг.1 и 2). Продольные вихри дополняют не завязанные с ними передние и задние части концевых вихрей, которые совместно с передней частью продольных вихрей и создают суммарную горизонтальную составляющую индуктивной скорости вдоль оси X. Длина передней части продольных П-образных вихрей после аппроксимации принималась равной 1,6Д от диаметра НВ (фиг.2). Передние части концевых вихрей, несколько размытые в результате взаимодействия между собой после отделения от продольных вихрей, принимались прямолинейными и симметричными относительно оси X длиной 2,5 м, так же как и задние части концевых вихрей.

Определение суммарных горизонтальных составляющих индуктивных скоростей производится в земных координатах с использованием формулы Био-Савара в заданных точках вдоль оси Z в горизонтальной плоскости расположения ПВД измерителя малой скорости вертолета по формулам (1, 2 и 3). Определяют местную воздушную скорость V* с учетом суммарной горизонтальной составляющей индуктивной скорости υ* в заданных точках по оси Z (фиг.3), по формуле

$$V*=V\cos \alpha -\mathrm{3,6}\upsilon *,\left(4\right)$$

где V - воздушная скорость вертолета, зафиксированная в полете, км/ч, α - угол атаки НВ.

Расчетное значение воздушной скорости в месте расположения ПВД на лопасти НВ по оси Z удовлетворительно согласуется с ее значением, замеренным ИМС Vимс в летных испытаниях - (12) (фиг. 4), что свидетельствует о приемлемой точности расчетов суммарных горизонтальных составляющих индуктивных скоростей.

Предлагаемый способ определения горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета позволяет существенно повысить точность определения индуктивных скоростей и уточнить методику аэродинамических расчетов вертолетов.

1. Способ оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета, содержащий предварительные летные испытания с визуализацией концевых вихрей дымом от генератора дыма, который выпускают из концов лопастей вертолета при полете с относительными скоростями менее 0,2 км/ч, фиксацию с помощью кинокамеры величины поджатия воздушной струи через НВ со стороны набегающего потока на расстоянии от оси вращения НВ до точки пересечения концевых вихрей с конусом лопастей на азимуте 180°, определение угла атаки НВ, определение для заданной скорости вертолета относительной скорости сноса концевых вихрей, сходящих с лопастей НВ, определение воздушной скорости набегающего потока по штатным приборам и местной воздушной скорости вблизи НВ с помощью приемника воздушного давления (ПВД), размещенного на его лопасти, отличающийся тем, что определяют структуру и геометрию вихревого следа НВ, визуализированные дымом концевых вихрей на лопастях, определяют циркуляцию продольных вихрей по формуле
$$Го=Ст\omega R^2(1-{\overline{r}}_x)/2{\overline{V}}_{x}cн,{м}^2/с,\left(1\right)$$
где Ст - коэффициент тяги НВ;
ω - угловая скорость вращения НВ;
R - радиус несущего винта;
$${\overline{r}}_x=r_x/R$$ - относительный радиус, характеризующий величину поджатия воздушной струи через НВ со стороны набегающего воздушного потока;
$${\overline{V}}_xсн=V_{x}cн/\omega R$$ - относительная скорость сноса концевых вихрей, находящихся над лопастями НВ вдоль оси X;
V_xсн - скорость сноса концевых вихрей, м/с,
затем определяют циркуляцию концевых вихрей по формуле
$$Гв=Ст\omega R^2\pi /K,{м}^2/с,\left(2\right)$$
где Гв - циркуляция концевых вихрей;
К - количество лопастей,
производят на заданном режиме полета оценочный расчет горизонтальных составляющих индуктивных скоростей вблизи вертолета от вихревого следа НВ при положительных углах атаки в заданных точках по формуле
$$\upsilon *=\frac{Го}{4\pi r_o}\cdot \left(\frac{Z_{01}}{\sqrt{r_0^2+Z_{01}^2}}-\frac{Z_{02}}{\sqrt{r_0^2+Z_{02}^2}}\right)\sin {\varphi }_0+{\displaystyle \sum _{i=1}^n\frac{Гв}{4\pi r_i}}\cdot \left(\frac{Z_{i1}}{\sqrt{r_i^2+Z_{i1}^2}}-\frac{Z_{i2}}{\sqrt{r_i^2+Z_{i2}^2}}\right)\sin {\varphi }_i\left(3\right)$$
где υ* - суммарная горизонтальная составляющая индуктивной скорости от передней части продольных вихрей, передних и задних частей концевых вихрей, м/с,
$$\upsilon *={\upsilon }_0^{*}+{\displaystyle \sum _{i=1}^n{\upsilon }_i^{*}},$$
n - количество концевых вихрей, учитываемых в расчете;
r₀ - кратчайшее расстояние от точки расчета до передней части продольных вихрей, м;
r_i - кратчайшее расстояние от точки расчета до принятого прямолинейным концевого вихря, м;
Z₀₁ - расстояние от основания перпендикуляра, опущенного из точки расчета на ось передней части продольного вихря, до первого конца вихря, м;
Z₀₂ - paccтoяниe от основания перпендикуляра, опущенного из точки расчета на ось передней части продольного вихря, до второго конца вихря, величина Z₀₂ берется со знаком минус, когда концы вихря лежат по разные стороны от основания перпендикуляра;
Z_i1 и Z_i2 - расстояния от основания перпендикуляра до концов концевых вихрей аналогично Z₀₁ и Z₀₂, м;
φ₀, φ_i - углы между перпендикуляром, опущенным из точки расчета на ось передней части продольного вихря или ось концевых вихрей, и горизонталью, град.

2. Способ оценки горизонтальных составляющих индуктивных скоростей на малых скоростях полета одновинтового вертолета по п.1, отличающийся тем, что местную воздушную скорость V* определяют с учетом суммарной горизонтальной составляющей индуктивной скорости υ* в заданных точках по оси Z по формуле
$$V*=V\cos \alpha -\mathrm{3,6}\upsilon *\left(4\right)$$
где V - воздушная скорость вертолета, км/ч, зафиксированная в полете, α - угол атаки НВ.