Нагрузка на диск

К опоре ротора прикладывались нагрузки Р = 5 10 15 20 30 40 и 50 кГ, что соответствует нагрузкам на диск Р = 10 20 30 40 60 80 и 100 кГ. (Остальные данные ротора совпадали с данными ротора, рассмотренного в гл. II). Нагрузка создавалась с помощью разработанного специального перегрузочного приспособления, схема которого представлена на фиг. 77. [c.165]

Очевидно, что чем меньше площадь верхнего сечения, тем меньше масса лопатки, а следовательно, и нагрузка на диск. При уменьшении площади верхнего сечения необходимо, однако, учитывать, что это может ухудшать аэродинамические качества каналов периферийных решеток. Кроме этого, в результате утонения тела лопатки повышаются напряжения изгиба от паровых усилий. [c.62]

Уравнение (2.140) справедливо при переменных параметрах упругости вдоль радиуса, однако величины , ы и а предполагаются постоянными по толщине диска, а температура линейно изменяющейся по толщине диска. Поперечные нагрузки на диск могут быть произвольными. [c.57]

Если задана поперечная нагрузка на диск q z, 0), то силовая функция этой нагрузки [c.66]

Это условие можно выполнить в процессе проектирования лопатки, обеспечив при этом ее минимальную массу, что важно также для снижения радиальной нагрузки на диск турбины [48]. Из (5.9) и (5.10) следует, что абсолютный размер поперечных сечений не влияет на уровень напряжений. Для лопатки с постоянной площадью Fq поперечного сечения характер распределения [c.199]

Несущий винт должен эффективно создавать силу тяги, равную весу вертолета. Под эффективностью вертикального полета понимается малая величина отношения мощности, потребляемой несущим винтом, к создаваемой им силе тяги, так как мощность силовой установки и расход топлива пропорциональны потребляемой мощности. Для винтокрылых аппаратов высокая эффективность вертикального полета обусловлена малой нагрузкой на диск (отношение силы тяги винта к площади диска, отметаемого лопастями). По теореме импульсов, подъемная сила несущего винта создается путем ускорения воздуха вниз, так как подъемной силе соответствует равная ей и противоположно направленная реакция, с которой лопасти воздействуют на воздух. Следовательно, воздух в следе несущего винта обладает кинетической энергией, на образование которой при установившемся горизонтальном полете должна быть затрачена мощность силовой установки вертолета. Это индуктивная мощность она составляет абсолютный минимум мощности, требуемой для устойчивого полета, и ее затраты необходимы как для фиксированных, так и для вращающихся крыльев. Установлено, что для винтокрылых аппаратов на режиме висения затраты индуктивной мощности на единицу силы тяги пропорциональны корню квадратному из нагрузки на диск. Следовательно, [c.17]

В теории элемента лопасти вычисляют силы, которые действуют на лопасть при ее движении в воздухе, а по ним рассчитывают силы и аэродинамические характеристики всего несущего винта. Теория элемента лопасти — это, по существу, теория несущей линии, примененная к вращающемуся крылу. Предполагается, что каждое сечение лопасти работает как профиль в двумерном потоке, а влияние следа и остальной части винта полностью учтено в индуктивном угле атаки сечения. Следовательно, для решения задачи нужно рассчитать индуцируемые следом скорости на диске винта. Это можно сделать с помощью импульсной теории, вихревой теории или численными методами, учитывая неравномерность поля скоростей протекания. Теория несущей линии основана на предположении, что крыло имеет большое удлинение. Удлинение к лопасти несущего винта связано с коэффициентом заполнения и числом лопастей соотношением % = R/ = N/п)а. Для вертолетных несущих винтов с их малой нагрузкой на диск предположение о большом удлинении обычно справедливо. Однако даже при большом геометрическом удлинении могут существовать области, в которых велики градиенты нагрузки или индуктивной скорости, вследствие чего эффективное аэродинамическое удлинение может оказаться малым. Для несущего винта примерами таких областей с большими градиентами являются концевая часть лопасти и то место на ней, вблизи которого проходит вихрь, сбегающий с предшествующей лопасти. [c.59]

Теория элемента лопасти основана на схеме несущей линии. Кроме того, чтобы найти аналитическое решение, мы будем считать нагрузку на диск малой и пренебрежем возможностью срыва и влиянием сжимаемости воздуха. На рис. 2.6 показаны сечение лопасти, скорости обтекающего его воздуха и действующие на него силы. Сечение установлено под углом 6, отсчитываемым от плоскости вращения до линии нулевой подъемной силы. Скорость воздуха, обтекающего сечение, разложим на составляющие и-г и Ыр, соответственно параллельную и перпендикулярную плоскости диска. Тогда величина скорости и [c.62]

Концевые потери уменьшают силу тяги несущего винта при заданной величине общего шага на 6—9%. Концевые потери влияют и на потребляемую мощность, так как при этом увеличивается индуктивная скорость. Эффективная площадь диска несущего винта сокращается в отношении В 1, а индуктивная скорость, которая пропорциональна корню квадратному из нагрузки на диск, возрастает в отношении 1 Б по сравнению с результатом импульсной теории. Следовательно, коэффициент индуктивной мощности равен [c.72]

На режиме висения наличие неоперенной части уменьшает эффективную площадь диска несущего винта и, следовательно, увеличивает индуктивную скорость и нагрузку на диск. Если учитывать и неоперенную часть, и концевые потери, то поправочный коэффициент в формуле индуктивной мощности можно выразить через эффективную площадь диска [c.74]

Соответствующие распределения циркуляции присоединенного вихря и нагрузки на диск описываются выражениями N 1 d аа [c.76]

Таким образом, идеальная крутка создает постоянную циркуляцию присоединенного вихря и равномерную нагрузку на диск — именно ту нагрузку, которая по импульсной теории нужна для равномерного распределения индуктивной скорости. [c.76]

НАГРУЗКА НА ДИСК, РАСПРЕДЕЛЕНИЕ НАГРУЗКИ ПО РАЗМАХУ ЛОПАСТИ И ЦИРКУЛЯЦИЯ [c.82]

Присоединенным вихрям, циркуляции которых определяют подъемную силу крыла конечного размаха, соответствуют свободные вихри, сходящие с крыла и образующие его след. Нагрузка лопасти наиболее сильно изменяется в ее концевой части. Поэтому завихренность в следе несущего винта концентрируется в спиралеобразные концевые вихри, расположенные под винтом. В отличие от крыла лопасть проходит очень близко от собственного следа и от следов предшествующих лопастей. Близость следа оказывает значительное влияние на распределения индуктивных скоростей и нагрузки лопасти. Вихревая теория представляет собой исследование работы несущего винта, в котором на основе законов гидродинамики, определяющих движение и воздействие завихренности (формула Био — Савара, теоремы Кельвина и Гельмгольца), рассчитывается индуцируемое следом винта поле скоростей и, в частности, распределение индуктивных скоростей по диску винта. В простейшем варианте вихревой теории использована схема активного диска. Это означает, что не учитывается дискретность самого винта и его следа, связанная с конечным числом лопастей, а завихренность непрерывно распределяется по пространству, занятому следом. При этих условиях задача может быть решена аналитически, по крайней мере для вертикального полета ). Если рассматривать ту же схему течения, что и в импульсной теории, то вихревая теория должна, конечно, дать такие же результаты. Однако вихревая теория лучше, чем импульсная, пригодна для обобщений схемы течения (например, учета неравномерности нагрузки на диск), так как она связана с рассмотрением местных, а не обобщенных характеристик. [c.83]

Согласие указанных формул оправдывает использование схемы твердого следа в классической вихревой теории. Поскольку индуктивные затраты мощности реального несущего винта немного отличаются от аналогичных затрат у оптимального винта, эту простую схему можно использовать и при расчетах винта с неоптимальной нагрузкой. Итак, след несущего вин га или пропеллера с минимальной индуктивной мощностью состоит из спиральных пелен свободной завихренности, движущихся в осевом направлении как твердые поверхности, т. е. с постоянной скоростью без деформации. Скорость перемещения следа определяется нагрузкой на диск винта, а наклон геликоидальных пелен — осевой и окружной скоростями лопастей. [c.93]

В типичном случае ордината (V + v)/vb точки пересечения близка к —0,3, так что авторотация происходит при скорости снижения, несколько большей скорости идеальной авторотации, т. е. относится к режиму турбулентного следа. Наклон кривой скоростей протекания в этой области велик. Это означает, что для компенсации профильной мощности достаточно небольшое увеличение скорости снижения. Для реального вертолета при расчете скорости (К + v)/Vb должны также учитываться потери мощности на рулевой винт и на аэродинамическую интерференцию. Эти потери составляют от 15 до 20% профильной мощности, так что их учет дает лишь малую поправку к величине скорости снижения. Предельную скорость вертикального снижения можно найти, считая, что она соответствует границе режима турбулентного следа, т. е. приблизительно 2 < V/vb < —1,71. Таким образом, для плотности атмосферы на уровне моря скорость снижения I/составляет от 1,1 Т/А до ],3- /Т1А м/с (нагрузка на диск выражена в Па). [c.116]

Следовательно, малая скорость снижения соответствует большому коэффициенту сопротивления диска. Параметр Со удобен тем, что не зависит от нагрузки на диск. При скоростях снижения, типичных для реальных вертолетов, 1,1 < Со < 1,3. Для сравнения напомним, что круглая плоская пластина площадью А имеет коэффициент сопротивления Со =1,28, а парашют с такой же лобовой площадью Л — примерно 1,40, Таким образом, при безмоторном вертикальном снижении несущий винт весьма эффективно создает силу тяги, поддерживающую вертолет. Винт действует в общем как парашют того же диаметра. Скорость вертикального снижения на авторотации велика по той причине, что соответствующий парашют для такого веса слишком мал. Однако при полете вперед скорость снижения может быть значительно меньше. Картина течения вокруг винта при авторотации сходна с картиной потока вокруг плохо обтекаемого тела того же размера, поэтому нет ничего удивительного в том, что и силы их сопротивления примерно одинаковы. [c.117]

Так как эффективность несущего винта при таких условиях близка к максимально возможной, малую скорость снижения можно обеспечить только посредством малой нагрузки на диск. При проектировании вертолета нагрузку на диск обычно выбирают, руководствуясь главным образом желанием получить высокие аэродинамические характеристики винта, а характеристики авторотации обычно рассчитывают, имея в виду возможность подрыва вблизи земли (см. разд. 7.5). [c.118]

При заданной величине общего шага отсюда можно найти X, а затем Ст- Зная нагрузку на диск и Ст, можно рассчитать частоту вращения винта, а по величине Я и кривой скоростей протекания определить скорость снижения. Таким образом можно найти скорость снижения на авторотации как функцию общего шага и определить его оптимальную величину. Однако желателен более обстоятельный численный анализ, так как важно учесть влияние срыва на характеристики винта при авторотации. Теория элемента лопасти позволяет по крайней мере оценить уменьшение общего шага, необходимое при переходе от висения к авторотации. Предполагая, что концевая скорость QR при этом не изменяется, из условия 2Сг/(аа) = Эо.уз/З— —Х/2 получим [c.121]

При работе двух или большего числа несущих винтов, расположенных очень близко друг к другу, поле скоростей каждого винта изменяется аэродинамические характеристики такой несущей системы не равны сумме характеристик отдельных винтов. Такие несущие системы имеют вертолеты соосной, продольной (с типичным перекрытием винтов в 30—50%) и поперечной схем. Мы сопоставим аэродинамические характеристики несущей системы, образуемой двумя винтами одинакового диаметра, с характеристиками двух отдельных винтов, создающих такую же силу тяги. Предельным случаем является соосная система, у которой площадь несущей поверхности точно равна половине площади отдельных винтов и, значит, нагрузка на диск вдвое больше. Следовательно, при работе несущих винтов в соосной системе потребная индуктивная Мощ- [c.125]

Отсюда, как и раньше, в предельном случае соосных несущих винтов получим АР/Р = 0,41. Однако при малых площадях перекрытия АР/Р 0,25т, и вычисляемые по этой формуле потери мощности поначалу растут с увеличением перекрытия не столь быстро, как по предыдущей формуле. Различие объясняется тем, что во втором способе расчета нагрузка на диск в зоне перекрытия оказывается меньше, чем в первом, а потому и потери мощности при малых перекрытиях меньше. Первая формула, по которой потери на интерференцию больше, по-видимому, лучше соответствует реальным характеристикам несущей системы вертолетов продольной схемы. Заметим, наконец, что если расстояние между валами несущих винтов равно I, то относительная площадь перекрытия равна [c.128]

Теория крыла, соответствующая схеме одной несущей поверхности, показывает, что индуктивная мощность пропорциональна квадрату отношения силы тяги к размаху, т. е. Р (Г/размах) . Следовательно, суммарная индуктивная мощность многовинтовой системы зависит от размаха эквивалентной несущей поверхности. Для двух отдельных несущих винтов с силой тяги Т и размахом 2R имеем Р = 2ГУ(2рЛ К). Те же два винта в соосной несущей системе работают в общем как один несущий винт с удвоенной нагрузкой на диск. Поэтому индуктивная мощность также удваивается, т. е. х 1- [c.148]

Аэродинамический расчет вертолета сводится в основном к определению потребной и располагаемой мощностей в рассматриваемом диапазоне режимов полета. Данные о мощности могут быть затем преобразованы в такие величины, как скороподъемность, потолок, дальность и максимальная скорость, которые определяют летно-технические характеристики вертолета. Потребную мощность можно представить суммой четырех частей 1) индуктивной мощности, затрачиваемой на создание силы тяги винта, 2) профильной мощности, необходимой для вращения винта в воздухе, 3) затрат мощности на преодоление вредного сопротивления, т. е. на продвижение вертолета в воздухе, и 4) затрат мощности на набор высоты, т. е. на изменение потенциальной энергии вертолета. На режиме висения для преодоления вредного сопротивления мощность не затрачивается, а индуктивная мощность составляет 60-f-70% общих затрат. С увеличением скорости полета индуктивная мощность уменьшается, профильная слегка возрастает, а мощность, затрачиваемая на вредное сопротивление, увеличивается вплоть до того, что ста новится доминирующей при больших скоростях. Таким образом, потребная мощность велика на висении вследствие больших индуктивных затрат при приемлемой нагрузке на диск (хотя винт и малонагруженный), далее она сначала уменьшается с ростом скорости полета в результате уменьшения индуктивной мощности, а затем снова увеличивается, так как при больших скоростях велика мощность, затрачиваемая на преодоление вредного сопротивления. Потребная мощность минимальна приблизительно в середине диапазона скоростей вертолета. [c.265]

Рассмотрим теперь нагрузку на диск, при которой несущий винт будет иметь на режиме висения минимальную удельную мощность. Если профильных потерь нет, то минимум достигается при Т/А = О, т. е. при нулевой индуктивной мощности. Если учесть профильную мощность, то удельную мощность на висении можно записать в виде [c.277]

При заданном полетном весе эта нагрузка определяет оптимальный радиус несущего винта. С увеличением профильной мощности оптимальная нагрузка на диск возрастает, а значит, радиус винта уменьшается. Экстремальной нагрузке соответствует коэффициент совершенства винта [c.277]

Обычный несущий винт вертолета состоит из двух или большего числа одинаковых, разделенных равными угловыми промежутками лопастей, прикрепленных к центральной втулке. Винт равномерно вращается под действием крутящего момента, который передается, как правило, от двигателя на вал. Подъемные силы и сопротивления лопастей — этих вращающихся крыльев — создают аэродинамический момент, силу тяги и другие силы и моменты несущего винта. Большой диаметр винта, требуемый для эффективного вертикального полета, и большое удлинение лопастей, диктуемое необходимостью иметь высокое аэродинамическое качество вращающихся крыльев, делают лопасти гораздо более гибкими, чем у винтов с большой нагрузкой на диск (например, пропеллеров). Следовательно, при полете аппарата лопасть несущего винта под действием аэродинамических сил будет совершать значительные движения. v3th движения могут вызвать большие напряжения в лопасти или большие моменты в ее корне, которые через втулку передаются вертолету. Поэтому при проектировании лопастей и втулки несущего винта следует позаботиться о том, чтобы эти нагрузки были по возможности малы. Центробежные силы препятствуют отклонению вращаЮ щейся лопасти от плоскости диска, так что ее движение будет наиболее заметным вблизи комля. Вследствие этого поиски прО [c.20]

Заметим, что мощность на валу несущего винта и аэродинами ческий момент связаны соотношением P = QQ. Отсюда следует равенство коэффициентов Ср = q. Отношение силы тяги к площади диска (Т/А) называют нагрузкой на диск, а отношение мощности к силе тяги — удельной мощностью по тяге. Средней нагрузкой лопасти называют отношение силы тяги к суммарной площади лопастей, т. е. T/ NAn)=T/ aA), или безразмерное отношение коэффициента силы тяги к коэффициенту заполнения Ст/а). [c.40]

Этим соотношением определяются основные характеристики вертолета. Оно основано на фундаментальных законах гидродинамики и показывает, что для того, чтобы скорость протекания через диск была мала и, следовательно, были малы индуктивные затраты мощности, проходящий через диск воздух нужно ускорять малым перепадом давления. Для экономичного режима висения требуется малая величина отношения Р/Т (малый вес топлива и двигателя), а для этого должна быть мала нагрузка на диск Т/А. Вертолеты имеют наименьшую нагрузку на диск (Т/А от 100 до 500 Па), а потому и наилучшие, характеристики висения среди всех аппаратов вертикального взлета и посадки. Заметим, что на самом деле индуктивную мощность определяет отношение Т/ рА), так как эффективная нагрузка на диск возрастает с высотой полета и температурой, т. е. с уменьшением плотности воздуха. Используя методы вариационного исчисления, можно доказать, что, как и для крыльев, равномерное распределение индуктивных скоростей по диску дает минимальную индуктивную мощность при заданной силе тяги. Задача состоит в том, чтобы минимизировать кинетическую энергию КЭ v dA следа при заданной силе тяги или заданном количестве движения dA следа. Представим индуктивную скорость в виде суммы v = v - -bv среднего значения V и возмущения бу, для которого бийЛ = 0. Тогда —+ (6/4)2d/4,H кинетическая энергия достигает минимума, когда во всех точках диска би = О, т. е. при равномерном распределении скорости протекания. Суть в том, что при неравномерном распределении скоростей протекания дополнительные потери мощности в областях с большими местными нагрузками превышают выигрыш в мощности, получаемый в областях с малыми нагрузками. [c.46]

Для идеального винта М = 1 в случае реального винта величина М меньше вследствие профильных потерь и неоптимальной величины индуктивной мощности. Для конкретного винта коэффициент совершенства обычно представляют в виде функции отношения коэффициента силы тяги к коэффициенту заполнения (Ст/о). Это отношение характеризует средний угол атаки лопасти. У современных хорошо спроектированных несущих винтов коэффициент совершенства достигает значений 0,75—0,80. Если максимальное значение М составляет 0,5, то винт спроектирован плохо. Коэффициент совершенства уменьшается при малых Ст/а вследствие низких нагрузок на диск и при больших Ст/а вследствие возникновения срыва (который увеличивает профильные потери). При расчетной нагрузке несущего винта типичны значения М в диапазоне 0,55—0,60. Для плотности воздуха, соответствующей уровню моря, из определения коэффициента совершенства получим Т/Р — = 7QMI /TIA (здесь нагрузка на мощность Т/Р выражена в Н/л. с , а нагрузка на диск Т/А — в Н/м , т. е. в Па). Таким образом, у вертолета с нагрузкой на диск от 250 до 500 Па нагрузка на мощность составляет от 30 до 40 Н/л. с. [c.50]

Т. е. Up = V - - V и 7- = 2 . Из предположения о малой нагрузке на диск несущего винта вертолета следует, что коэффициент протекания = (У + мал (по импульсной теории типичное значение этого коэффициента на режиме ви-сения составляет 0,05—0,07). Тогда отношение UpJut — V + v)/ Qr) — XR/г тоже мало везде, кроме корневой части лопасти, где мал скоростной напор и нагрузками всегда можно пренебречь. Таким образом, для несущих винтов вертолетов приемлемо предположение о малости углов ф, 6, а, т. е. условие ф, 6, а <С 1. Отсюда следует, что ф ыр/ыу, созф 1, sin ф ф и t/ Uj. Другое предположение состояло в том, что эффектами срыва и сжимаемости можно пренебречь, так что коэффициент подъемной силы является линейной функцией угла атаки, т. е. i = аа. Здесь а — градиент подъемной силы по углу атаки для профиля в двумерном потоке (с учетом реальных свойств воздуха обычно полагают а = 5,7), Тогда формулы сил, действующих в сечении лопасти, принимают вид [c.64]

Даже это простое выражение позволяет сделать некоторые выводы о компоновке лопасти. Напомним, что сравнение несущих винтов по их коэффициентам соверщенства следует проводить при одинаковой нагрузке на диск. Тогда при заданной величине Ст для достижения больщих значений М требуется малая величина а с . Однако если коэффициент заполнения винта слищком мал, то для создания необходимой силы тяги потребуются большие углы атаки, при которых профильное сопротивление велико. Таким образом, коэффициент заполнения (хорда лопасти) несущего винта должен быть настолько мал, насколько это совместимо с достаточным запасом по срыву. Распределение нагрузки лопасти (т. е. крутка лопасти и ее форма в плане) влияет и на индуктивную, и на профильную мощность, но для исследования этого влияния нужен более обстоятельный расчет. [c.68]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...