Напорная теория воздушного винта

Тип работы:
Реферат
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

2006
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность, поддержание летной годности ВС
№ 103
УДК 621. 396
НАПОРНАЯ ТЕОРИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА
С.П. ЛИСИН
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В. Г.
В статье предложено решение проблемы напорной теории воздушного винта и приводятся примеры расчета.
Введение
Впервые предположение о подобии лопасти воздушного винта (ВВ) вертолета с крылом самолета было высказано С. К. Джевецким в 1892 г. [2,стр. 207].
Исходя из этого можно предположить, что на лопасти винта и крыла возникают сходные аэродинамические силы, а это значит, что к воздушному винту можно применить теорию подъемной силы, разработанную для крыла Н. Е. Жуковским совместно с С. А. Чаплыгиным.
Над решением этой проблемы в начале двадцатого столетия работали Н. Е. Жуковский, Б. М. Юрьев и Г. Х. Сабинин. Однако в то время сделать этого не удалось.
В настоящей работе сделана попытка решить эту задачу.
Показано, что если скоростной напор для определения подъемной силы крыла самолета оп-
pv2 й
ределяется из выражения qк = --, то для винта вертолета скоростной напор можно опреде-
лить как
2
'- к.л.
(0,5и кл)2
qв = р-
2
где ик. л — окружная скорость конца лопасти винта и=о& gt-К Тогда подъемная сила крыла определяется как
pv2
У = Су-- Б,
У 2
а тяга несущего винта будет равна
р = Су р (о, 5ик л) р
А н.в. Суср Р--------- • А л5
2
п _ Сукомл + Суконц Суср 2 ,
где Суср — среднее значение коэффициента подъемной силы комлевого и концевого сечений- Бл — суммарная площадь оперенной части лопастей.
Теоретическое обоснование напорной теории воздушного винта
Подъемная сила крыла самолета определяется из выражения
pv2
У = Су^ = Су qк Б,
pV2 й
где дк = - скоростной напор-
р — плотность воздуха на расчетной высоте-
V — скорость полета самолета.
В основе напорной теории воздушного винта (НТВВ), и в частности несущего винта (НВ)
вертолета, лежит скоростной напор на оперенной части лопасти, а также геометрические пара-
метры лопасти НВ.
Скоростной напор по НТВВ определяется по формуле
Чв = г2, (1)
где Цк.л. = 2яЯ • п — окружная скорость конца лопасти Н. В- (2)
Я — радиус Н. В- п — частота вращения Н. В или ик. л .= к& gt-К
С большой степенью точности тягу НВ любого вертолета можно определить из формулы
Р = Суср р (0,5Икл)2 • Бл, (3)
2
^ Сукомл + Суконц
где Суср = -------------------средний коэффициент подъемной силы сечений лопасти опреде-
ляется по таблице аэродинамических профилей [4].
Аналогично
п _ Сукомл + Суконц
Схср ,
2
где Бл = Ьо.ч.л. Ь2 — суммарная площадь оперенной части лопастей-
Ьо ч. л/ Ь • г — длина оперенной части лопасти, хорда и количество лопастей соответственно.
Тогда формулу (3) можно записать
2
•г (4)
2
Заменив в (4) Суср на Схср и умножив на радиус несущего винта, получим формулу реактивного момента Н. В
Мр=СхСр р (0,5икл) 2 • Бл • Я (5)
2
Потребная мощность двигателя для идеального несущего винта
К.и = Р (0,5 Ик.л.) (6)
Для реального несущего винта
К.р = Р (7)
Суср
где Ом — весовой коэффициент мощностной безопасности (введен автором).
N
«_ '-расп
=
«г р (0,5ик.л •) т ,
Р = Суср -& gt-- Ьо.ч.л. • Ь • 2
N
'- расч
где М, асп — располагаемая мощность двигателя-
ик
М, асч = Р----------------расчетная мощность двигателя или
Суср
& gt-расч ^л-ср
р (0,5 2яЯп)2 т, п
• Ьо.ч.л. • Ь • 2 Оч
(8)
Из напорной теории воздушного винта следует, что индуктивный поток воздуха в плоскости вращения винта можно определить как
Vil =, (9)
Л • Суср
Р/Бл
где Л=----------------------коэффициент загрузки НВ, величина обратная коэффициенту заполнения s-
Р/Бн.в.
Бн.в. = pR — площадь ометаемой поверхности.
В этом случае
Vi1 = Цк. л-
Суср
Скорость индуктивного потока на расстоянии (1,5 ^ 2) R^ равна
Vi2 = 2 Vii-
объемный расход воздуха
0v= Бн.в. • Vi2-
весовой расход воздуха
0 = 0 g
м V 5
где g — удельный вес воздуха на расчетной высоте.
Между тягой НВ и весовым расходом существует зависимость
Р = -, (10)
Zt
где Zt — коэффициент приемистости тяги НВ (введен автором). Его размерность — секунда.
Zt = 0Rm ® (r)С (11)
Коэффициент приемистости тяги Zt зависит от расхода воздуха 0 м.
Коэффициент приемистости имеет тенденцию к уменьшению с увеличением нагрузки на НВ при Бн.в. = const.
(р Л Ґ Т& gt- Л
Так как
Потребная мощность двигателя
V Fh. b у
& gt-
Р
V FH. B у 2
то Zt1 & lt- Z
12.
Nn = Єт05^, (12)
Zt s
где, а = -п коэффициент заполнения.
Бн. в
Реактивный момент несущего винта
(0,5VІ1/ а)2
Тяга несущего винта
Мр = Схср • --^-- • Б л • Я (13)
Р=СУсР. р (ом! Рл (14)
В табл. 1 определены значения коэффициента тяги для различных скоростей индуктивного потока Vi2 и различных значений диаметров НВ для вертолетов Ми-2- Ми-24 и Ми-26.
Таблица 1
Значения коэффициента приемистости тяги Хх
Уі2, м/с Диаметр несущего винта, м
14,5 (Ми-2) 17,4 (Ми-24) 32 (Ми-26)
19 Х = 1,1 с
38,4 Х = 1,0 с
42,2 Ху= 0,8 с
Напорная теория воздушных винтов позволяет определить основные характеристики несущего винта с помощью коэффициента приемистости тяги Хг и скорости индуктивного потока
У^:
1. Объемный расход воздуха 0у.
2. Весовой расход воздуха 0 т.
3. Тягу двигателя Р.
4. Реактивный момент винта Мр.
5. Потребную мощность двигателя Кпд.
Алгоритм определения основных характеристик несущего винта вертолета
1. Задаемся радиусом несущего винта Я и скоростью индуктивного потока У-2 Определяем:
2. Площадь ометаемой поверхности Бн.в. = яЯ2 (м2).
3. Объемный расход воздуха 0У = Бн.в.• У-2 (м сек).
4. Весовой расход воздуха 0 т = Бн.в.• У-2 • У (кН сек).
5. По табл. 1 определяем коэффициент приемистости Ху (сек).
6. Тягу Н. В. Р = - (кН).
^ г
7. Потребную мощность двигателя Кп. д = -0^ • ' У'2 (кВт).
Zt а
8. По атласу аэродинамических характеристик крыльевых профилей [4] определяем Схср.
9. Реактивный момент
Мр = Схср • р • (0'5У2 ^ а) •л • Я (кНс м).
Достоверность напорной теории воздушных винтов была проверена на специально выполненной экспериментальной установке (ЭУ).
Кроме того, было проведено исследование статистических данных вертолетов взлетным весом от то = 3,5 т до т0 = 56 т (Ми-2, Ми-24 и Ми-26).
Данные исследования приведены в табл. 2.
Среднестатистическая погрешность между замеренными и расчетными данными не превышает одного процента.
Таблица 2
Тип вертолета и Э У Параметры НВ Статистические данные вертолетов и замеренные параметры Э У Расчетные данные (по НТВВ) Погрешность параметра (%)
ЭУ, а = 0,06 п (об/сек) 6,5 Ртяга (кН) 1,40 Р — 1,39 кН 0,99
Я (м) 1,85 М-р (р — момент) кН • м 1,25 Мр -1,23 кН м 0,98
Ь (м) 1,6 N^. ^0:^00™^!'- 6,5 КП. Д -6,5кВт 0
в (м) 0,16, Х-3 У12(инд. поток) м/с 13 У, 2 -12,5м/с 0,96
Ми 2 а = 0,06 п — 3.1 об/с Р, кН — 35,0 Р — 34,1 кН 0,97
Я -7,25 м Мр, кН- м — 16,0 Мр — 16,3кН м 0,98
Ь -6,4 м Мп. д — 12 •350л.с.= 514,2кВт КП. Д -352кВт —
в-0,41м- Х-3 19 м/с 18,7 м/с 0,95
Ми 24 а = 0,09 п — 4 об/с Р-115кН Р — 113 кН 0,98
Я — 8,6 м Мр -105кН м Мр -107 кН • м 0,98
Ь — 7,2 м Кп. д (2 •2200)л.с = 3235 кВт КПД -1480кВт 0,9
в-0,58м- Х-5 38 м/с 38.8 м/с 0,97
Ми 26 а = 1,06 п — 2,1 об/с Р — 560кН Р — 556,95 кН 0,99
Я — 16 м Мр — 750кН м Мр -752 кН • м 0,99
Ь — 13,3 м Кп. д (2 •11 500)л.с =16 911кВт Кп. д — 8500кВт 0,99
в-0,8м- Х-8 42 м/с 42.2 м/с 0,97
Выводы
1. Из формул (4), (5), (8) и (9) следует, что в основе напорной теории воздушных винтов лежит скоростной напор, подобный скоростному напору крыла.
2. Параметр 0,5 икл (окружная скорость конца лопасти) является основным показателем напорной теории воздушного винта, заменяющий собой параметр скорости полета (У) самолета в скоростном напоре крыла.
3. Сравнение основных характеристик, полученных на экспериментальной установке, с расчетными данными и статистическими данными вертолетов Ми-2, Ми-24, Ми-26 (табл. 2) составляет погрешность, не превышающую одного процента.
4. Предлагаемая нами Напорная теория воздушных винтов является простым и достаточно точным методом определения основных характеристик воздушных винтов.
Автор выражает благодарность к.т.н. доценту Г. А. Егорову за ценные рекомендации и помощь, оказанные им при написании данной работы.
ЛИТЕРАТУРА
1. Алкян О. М., Ромасевич В. Ф., Совгиренко В. С. Аэродинамика и динамика полета вертолета МО СССР. — М., 1973.
2. Арлазоров А., Жуковский — М.: Молодая гвардия, 1959.
3. Богданов Ю. С., Михеев Р. А., Скулков Д. Д. Конструкция вертолетов. — М.: Машиностроение, 1990.
4. Кашафутдинов С. Т., Лунин В. Н. Атлас аэродинамических характеристик крыльевых профилей. Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С. Н. Чаплыгина, 1994.
5. Миль М. Л., Некрасов А. В., Браверманн А. С. и др. Вертолеты. Расчет и проектирование (часть 1). — М.: Машиностроение, 1966.
6. Мхитарян А. М. Аэродинамика. — М.: Машиностроение, 1970.
7. Прицкер Д. М., Турьян В. А. Аэромеханика. — М.: Оборонгиз, 1960.
8. Ромасевич В. Ф., Самойлов Г. А. Практическая аэродинамика вертолетов М.: Военное издательство МО СССР, 1980.
9. Тищенко Н. Н., Некрасов А. В., Радин А. С. Вертолеты. М.: Машиностроение, 1976.
THE PRESSURE HEAD THEORY OF THE AIR SCREW
Lisin S.P.
In clause the decision of a problem of the pressure head theory of the air screw is offered and the examples of account are resulted.
Сведения об авторе
Лисин Сергей Петрович, 1956 г. р., окончил КИИГА (1989), инженер-конструктор ОАО & quot-Роствертол"- автор 5 научных работ, область научных интересов — конструкция и аэродинамика вертолетов.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой