Основы аэродинамики несущего винта. Способ определения в полете изгибных напряжений на валу несущего винта вертолета с торсионной втулкой несущего винта Расчет центробежной силы несущей лопасти вертолета

§ 1. Назначение и типы воздушных винтов
Назначение воздушного винта состоит в преобразовании крутящего момента, передаваемого от двигателя, в аэродинамическую силу. Образование аэродинамической силы объясняется третьим законом механики. Воз- душный винт при своем вращении захватывает и отбрасывает некоторую массу воздуха. Эта масса, сопротивляясь отбрасыванию, толкает винт вместе с летательным аппаратом в сторону, противоположную на- правлению отбрасывания.
Причиной создания аэродинамической силы воздушного винта является реакция отбрасываемой винтом массы воздуха.
Воздушные винты самолета служат для создания силы тяги, необходимой для поступательного движения самолета.
Несущий винт вертолета служит для создания подъемной силы, необходимой для удержания вертолета в воздухе, и силы тяги, необходимой для поступательного движения вертолета. Как было указано, одним из достоинств вертолета является его способность перемещаться в любом направлении. Направление перемещения вертолет а зависит от того, куда наклонена сила тяги несущего винта - вперед, назад или вбок (рис.1.32).
Несущий винт обеспечивает управляемость и устойчивость вертолета на всех режимах. Таким образом, несущий винт одновременно выполняет роль крыла, тянущего винта и основных органов управления.
Рулевые винты вертолета служат для уравновешивания реактивного момента и путевого управления вертолетом.

§ 2. Основные параметры, характеризующие несущий винт
К основным параметрам, характеризующим несущий винт вертолета, относятся:
Количество лопастей. На современных вертолетах применяются трех-, четырех- и пятилопастные винты. Увеличение количества лопастей ухудшает работу несущего винта из-за вредного взаимного влияния лопастей. Уменьшение количества лопастей (меньше трех) приводит к пульсирующему характеру тяги, соз- даваемой винтом, и повышенным вибрациям вертолета в полете. Диаметр несущего винта D - диаметр окружности, описываемой концами лопастей при вращении. Радиус этой окружности обозначается буквой R и называется радиусом несущего винта. Расстояние от оси вращения несущего винта до рассматриваемого сечения обозначается буквой г (рис. 1.33).

Расчеты показывают, что при одной и той же подводимой к винту мощности его тяга увеличивается с увеличением диаметра. Так, например, увеличение диаметрa вдвое увеличивает тягу в 1,59 раза, увеличение диаметра в пять раз увеличивает тягу в 2,92 раза.
Однако увеличение диаметра связано с увеличением веса винта, с большой сложностью обеспечения прочности лопастей, с усложнением технологии изготовления лопастей, увеличением длины хвостовой балки и др.
Поэтому при разработке вертолета выбирается некоторый оптимальный диаметр.

Площадь, ометаемая несущим винтом F0M, - площадь окружности, описываемой концами лопастей несущего винта при вращении.
Понятие ометаемой площади вводится потому, что эта площадь может рассматриваться как некоторая несущая поверхность, аналогичная крылу самолета ввиду вязкости и инертности воздуха, образующего при протекании через площадь, ометаемую винтом, одну общую струю. У современных вертолетов F0M= 100-:-1000 м2.
Нагрузка на ометаемую площадь р есть отношение веса вертолета G к площади, ометаемой винтом при его вращении:
FомР=G/Fом(кг/ м2) .
Увеличение р приводит к уменьшению максимальной высоты полета и к увеличению скорости снижения на режиме самовращения несущего винта.
У современных вертолетов Р=12-:-45кг/ м2 , или 118-:-440н/ м2

Коэффициент заполнения Q - величина, показывающая, какую часть ометаемой площади составляет площадь всех лопастей винта.

Форма лопастей в плане (рис. 1.34). Лопасть несущего винта может иметь прямоугольную, трапециевидную или смешанную форму в плане. Сужение трапециевидной лопасти не более 2-3.
Сужением лопасти называется отношение хорды у комля к концевой хорде.
Профиль лопасти - форма ее поперечного сечения. Для лопастей несущих винтов применяются профили, аналогичные профилям крыльев самолетов. Обычно это несимметричные профили с относительной толщиной с =
7-=-14%’. Форма профиля по длине может быть переменной (аэродинамическая крутка лопасти). При выборе, формы профиля стремятся к тому, чтобы он обладал наибольшим аэродинамическим качеством

Угол атаки сечения лопасти а - угол между хордой профиля и направлением набегающего потока воздуха в данном сечении. Величиной угла атаки определяются значения коэффициентов аэродинамических сил.

Углом установки Ф называется угол между хордой профиля и плоскостью вращения несущего винта. Угол установки вертолетных винтов замеряется на расстоянии 0,7 радиуса винта, Эта условность введена благодаря наличию геометрической крутки лопастей, вследствие которой все сечения лопастей имеют разные (уменьшающиеся к концу) углы установки. Необходимость геометрической крутки объясняется следующим. Во-первых, ввиду увеличивающейся к концу лопасти окружной скорости происходит неравномерное распределение ин- дуктивных скоростей, а следовательно, и аэродинамических сил по длине лопасти. Для обеспечения более рав- номерного распределения нагрузки угол установки к концу лопасти уменьшается. Во-вторых, в поступательном полете из-за роста угла атаки в определенном положении лопастей возникает срыв потока с концов лопастей, наличие геометрической крутки отодвигает концевой срыв в сторону больших скоростей полета. Подробнее этот вопрос будет рассмотрен ниже.
Шаг лопасти несущего винта изменяется при повороте ее в осевом шарнире, т.е. вокруг продольной оси.
Конструктивно несущий винт выполнен так, что все его лопасти в осевом шарнире могут одновременно поворачиваться на один и тот же угол или на разные углы.
Угол атаки несущего винта. Выше было сказано, что площадь, ометаемая несущим винтом, может рассматриваться как несущая поверхность, на единицу площади которой приходится определенная нагрузка.
Введем понятие - угол атаки несущего винта А, под которым будем понимать угол между плоскостью вращения несущего винта и направлением набегающего потока воздуха (направлением полета). Если поток набегает на плоскость вращения несущего винта снизу (рис. 1.36), угол атаки считается положительным, если сверху - отрицательным.
Поскольку вертолет перемещается в воздухе в любом направлении, угол атаки несущего винта может изменяться в пределах ±180°. При вертикальном снижении А = +90°, при вертикальном подъеме А = -90°.

Угол азимутального положения лопасти. При полете вертолета вращательное движение лопастей несущего винта складывается с поступательным движением всего вертолета в целом. По этой причине условия работы лопастей в большей степени зависят от их положения относительно направления полета. Для оценки особенностей работы лопастей в зависимости от их положения вводится понятие азимутального положения лопасти.
Углом азимутального положения лопасти называется угол между направлением полета и продольной осью лопасти (рис. 1.37).

Принято считать ф=0, если продольная ось лопасти совпадает с направлением набегающего потока воздуха. Следует заметить (поскольку вертолёт может совершать движение вперёд, назад или вбок), что во всех случаях отсчет угла азимутального положения должен производиться от направления лопасти, совпадающего с направлением набегающего потока воздуха. Отсчет принято вести в направлении вращения несущего винта. Очевидно, что величина угла азимутального положения лопасти за один оборот изменяется от 0 до 360° (от 0 до 2л).
Число оборотов несущего винта. В связи с тем что, несущие винты вертолетов - это винты больших диаметров, число оборотов их невелико - 100-600 об.мин.
Как показывают расчеты, чтобы иметь винт возможно большей тяги (при заданной мощности), необходимо увеличивать его диаметр и уменьшать обороты. Так, например, для того чтобы увеличить тягу в три раза, обороты надо уменьшить в пятнадцать раз (при этом диаметр винта возрастет примерно в пять раз).
Для конкретного винта тяга с увеличением оборотов возрастает, но для этого требуется увеличение подводимой мощности.
Число оборотов несущего винта ограничивается волновым кризисом, возникающим в первую очередь на концах лопастей, движущихся навстречу набегающему потоку (вблизи азимута г|) = 90°).
Во избежание больших потерь на преодоление волнового сопротивления число оборотов несущих винтов современных вертолетов выбирается таким, чтобы концы лопастей имели дозвуковые скорости обтекания. У современных вертолетов окружные скорости концов лопастей достигают 200-250 м/сек.
§ 3. Сила тяги идеального несущего винта при осевом обтекании
Идеальным винтом называется винт, при работе которого не учитываются потери на трение и закручивание струи за винтом. Режимом осевого обтекания называется такой режим, при котором воздушный поток направлен вдоль оси вращения винта. При этом угол атаки несущего винта равен 90°. На режиме осевого обтекания несущий винт работает при висении, вертикальном подъеме и вертикальном снижении вертолета.
Несущий винт подсасывает воздух со скоростью U1 и отбрасывает его со скоростью U2. Скорости U1 и U2 называются индуктивными скоростями (рис. 1.38).

Если скорость потока, обтекающего винт, равна V, то перед винтом она становится равной V + U1, а за винтом V+U2.
Масса воздуха, пройдя ометаемую площадь, получает ускорение j под действием силы F, создаваемой винтом. На основании третьего закона механики с такой же по величине, но противоположно направленной силой Т воздух действует на несущий винт. Сила Т является тягой винта. На основании второго закона механики T=mj.Массу воздуха, проходящего через ометаемую площадь, можно определить умножением объема на массовую плотность. Н. Е. Жуковским теоретически доказано и экспериментально подтверждено, что индуктивная скорость отбрасывания вдвое больше индуктивной скорости подсасывания. Иначе говоря, индуктивная скорость у диска винта равна половине общего приращения скорости, полученного воздухом, прошедшим через винт.

Индуктивная скорость подсасывания определяется опытным путем и равна 8-15 м/сек.
Из полученной формулы тяги следует, что сила тяги несущего винта зависит от массовой плотности воздуха, ометаемой площади и индуктивной скорости подсасывания.
С увеличением высоты полета или повышением температуры окружающего воздуха массовая плотность P, а следовательно, и сила тяги уменьшаются. С увеличением оборотов и шага винта индуктивная скорость U1 (тяга винта) возрастает.
Площадь, ометаемая несущим винтом Fоv, является конструктивным параметром и для конкретного винта постоянна.
Сила тяги несущего винта может быть получена и другим путем - как сумма аэродинамических сил, создаваемых отдельными лопастями, поскольку обтекание лопастей аналогично обтеканию крыла. Разница, однако, состоит в том, что лопасть совершает не поступательное, а вращательное движение, в связи с чем все ее сечения (элементы) движутся с разными скоростями. Поэтому аэродинамическая сила, создаваемая лопастью, должна вычисляться как сумма аэродинамических сил, действующих
на элемент лопасти (рис. 1.39).

Подъемная сила элемента лопасти ΔY и лобовое сопротивление элемента ΔХ соответственно отличаются по величине от силы тяги элемента ΔT и силы сопротивления вращению элемента ΔQ.
Объясняется это тем, что подъемную силу направляют перпендикулярно к набегающему на сечение потоку, лобовое сопротивление - по потоку, силу тяги - перпендикулярно к плоскости вращения элемента, а силу сопротивления вращению располагают в плоскости вращения.
§ 4. Сила тяги несущего винта при косом обтекании
Под режимом косого обтекания понимают такой режим, при котором воздушный поток направлен под некоторым произвольным углом атаки к плоскости вращения несущего винта (не равном 90°). Этот режим осуществляется при горизонтальном полете вертолета, а также при подъеме и снижении по наклонной траектории.

Для упрощения изучаемого вопроса- предварительно рассмотрим случай бокового обтекания несущего винта, т. е. такой случай, при котором поток направлен параллельно плоскости вращения несущего винта и угол атаки винта равен нулю. При этом скорость набегающего потока V складывается со скоростью подсасывания щ и дает результирующую скорость V1 (рис. 1.41). Очевидно, что V>u1.

Из формулы видно, что при одной и той же скорости отбрасывания U2 тяга винта при боковом обтекании больше, чем при осевом. Физически это объясняется увеличением секундной массы воздуха, протекающего через площадь, ометаемую винтом.
При рассмотрении более общего случая косого обтекания, когда воздух подходит к плоскости, ометаемой винтом под некоторым произвольным углом атаки несущего винта А, получим аналогичную картину. Необходимо только иметь в виду, что в каждом конкретном случае результирующая скорость воздуха, притекающего к плоскости несущего винта, должна равняться геометрической сумме скорости набегающего потока и скорости подсасывания.
§ 5. Изменение силы тяги несущего винта
при косом обтекании в зависимости от азимутального положения лопастей
При косом обтекании несущего винта скорость потока, обтекающего лопасти, складывается из скорости вращательного движения и поступательной скорости набегающего потока воздуха. Для простоты рассуждения рассмотрим обтекание концевого сечения лопасти. Заметим, что составляющая скорости набегающего потока, направленная вдоль лопасти, в создании подъемной силы не участвует. Окружная скорость концевого сечения равна wR. Пусть скорость набегающего потока равна V. Разложим эту скорость на на правление вдоль лопасти и перпендикулярно к ней (рис. 1.42).

В азимуте 90° она становится равной + V и в азимуте 270° равной -V. Таким образом, за один оборот лопасти скорость ее обтекания достигает максимума в азимуте 90° и минимума в азимуте 270°.
Из формулы видим, что сила тяги лопасти - величина переменная и зависит от азимута. Максимальное значение она приобретает в азимуте 90°, когда величина окружной скорости складывается со скоростью полета, минимальное значение - в азимуте 270°, когда скорость полета вычитается из окружной скорости.
величина силы тяги двухлопастного винта зависит от азимута и является величиной переменной. Переменная составляющая силы тяги двухлопастного винта вызывает повышенную вибрацию вертолета, в связи с чем применение двухлопастных несущих винтов ограничено. Для вычисления силы тяги трехлопастного винта необходимо сложить тяги трех лопастей, отстоящих по азимуту на 120° друг от друга. Элементарные математические вычисления показывают, что для винтов, имеющих три и более лопастей, переменная составляющая исчезает и общая тяга становится величиной постоянной, не зависящей от азимута.
Очень важно отметить, что общая сила тяги несущего винта с жестко закрепленными на втулке лопастями при косой обдувке не совпадает с осью вращения, а смещена в сторону лопастей, движущихся навстречу потоку воздуха. Это объясняется тем, что подъемная сила лопастей, движущихся навстречу потоку, больше, чем у лопастей, движущихся по направлению потока, и в результате геометрического сложения равнодействующая подъемных сил оказывается смещенной в сторону лопастей, движущихся навстречу потоку. Смещенная сила тяги несущего винта создает относительно центра тяжести вертолета опрокидывающий (кренящий) момент (рис. 1.43). Несущий винт с жестко закрепленными лопастями неминуемо опрокинул бы вертолет при попытке создать сколько-нибудь существенную поступательную скорость.
Помимо кренящего момента, стремящегося опрокинуть вертолет относительно продольной оси, при косой обдувке несущего винта возникает еще и продольный момент, поворачивающий плоскость вращения несущего винта относительно поперечной оси на увеличение угла атаки. Возникновение этого момента объясняется тем, что условия обтекания лопастей вблизи азимута 180° лучше, чем в азимуте 360°. Вследствие этого точка приложения силы тяги винта смещается вперед от оси вращения, что и приводит к образованию кобрирующего момента. Величина продольного момента упругой лопасти дополнительно увеличивается благодаря изгибу лопастей вверх под действием подъемных сил по причине того, что на лопасть, находящуюся в районе азимута 180°, встречный поток действует снизу, тогда как на Рис. 1.43.

Возникновение опрокидывающего момента у винта с жестко закрепленными лопастями
лопасть, находящуюся в районе азимута 0°, - сверху (рис. 1.44). Устранение вредного влияния опрокидывающего и продольного моментов осуществляется шарнирной подвеской

лопастей.
§ 6. Сопротивление несущего винта при косом обтекании
Плоскость, ометаемая несущим винтом, рассматривается как несущая поверхность. Эта поверхность создает подъемную силу и лобовое сопротивление за счет набегающего потока воздуха. Сопротивление несущего винта по аналогии с крылом состоит из профильного и индуктивного.
При осевом обтекании профильные сопротивления лопастей во всех азимутах одинаковы и равнодействующая их равна нулю.

Физический смысл появления профильного сопротивления при косом
обтекании можно представить следующим образом.
За один оборот сопротивление лопасти периодически изменяется,
достигая своего максимума в азимуте 90° и минимума в азимуте 270°. Разность сопротивлений «наступающей» и«отступающей» лопастей дает силу, направленную в сторону, противоположную движению верто- лета. Эта сила и есть профильное сопротивление несущего винта Х пр (рис. 1.45). Индуктивное сопротивление несущего винта можно объяснить теми же
причинами, что и при обтекании крыла, т. е. образованием вихрей, на которые расходуется энергия потока. Лобовое сопротивление несущего винта складывается из профильного и индуктивного Х нв = Х пр + Х ин
Величина лобового сопротивления несущего винта зависит от формы профиля лопастей, угла их установки, числа оборотов, скорос ти полета и угла атаки нес ущего винта.
Лобовое сопротивление несущего винта необходимо учитыват ь пр и полете н а режи ме са мовр ащения.

§ 7. Зона обратного обтекания
При движении лопасти в азимутах Ф = 180-:-360° сечения лопасти, расположенные вблизи комля, обтекаются не с ребра атаки, а с ребра обтекания. Действительно, в азимуте

270° такое обтекание будет у всех сечений лопасти, расположенных от оси вращения до точки на лопасти, в которой v = wr, т. е. до той точки, где окружная скорость равна скорости полета (рис. 1.46). Из-за противоположного направления этих скоростей суммарная скорость
обтекания в этой точке равна нулю (Wr = 0).
Задаваясь различными значениями ф, легко получить из последнего
выражения зону обратного обтекания. Нетрудно убедиться в том, что эта зона представляет окружность диаметром d= V/w, расположенную на диске, ометаемом несущим винтом (рис. 1.46).
Наличие зоны обратного обтекания - явление отрицательное. Часть лопасти, проходящая через эту зону, создает силу, направленную вниз, что уменьшает тягу несущего винта и приводит к увеличению

вибраций лопастей и всего вертолета. С увеличением скорости полета зона обратного обтекания увеличивается.
Величину зоны обратного обтекания можно оценить коэффициентом характеристики режима работы несущего винта м. Под
коэффициентом характеристики режима работы несущего винта понимают отношение скорости поступательного движения к окружной
скорости концевого сечения лопасти.
Коэффициент показывает, какая часть лопасти, находящейся в
азимуте 270°, расположена в зоне обратного обтекания. Так, например,
если м=0,25, то d = 0,25 R. Это означает, что четвертая часть лопасти работает в условиях обратного
обтекания, а диаметр зоны обратного обтекания составляет 25% радиуса несущего винта.
§ 8 Потери энергии несущим винтом. Относительный КПД винта
При выводе формулы тяги идеального винта (§ 3 настоящей главы) мы пренебрегали всеми видами потерь. При работе реального винта на рабочих режимах около 30% потребной для его вращения мощности затрачивается на преодоление профильного сопротивления лопастей. Величина профильных потерь зависит от формы профиля и состояния поверхности.
Анализируя работу идеального винта, мы предполагали, что индуктивная скорость во всех точках ометаемой площади одинакова. Но это не так. Вблизи лопасти индуктивная скорость больше, чем в промежутках между лопастями. Кроме того, индуктивная скорость изменяется вдоль лопасти, возрастая с увеличением радиуса сечения, из-за увеличения окружной скорости сечения (рис. 1.47). Таким образом, поле индуктивных скоростей, создаваемое несущим винтом, неоднородно.

Соседние струйки воздуха движутся с разными скоростями, ввиду чего из-за влияния вязкости воздуха возникают потери на неравномерность потока или индуктивные потери, составляющие около 6% потребной мощности. Одним из способов уменьшения этих потерь является геометрическая крутка лопастей.
Несущий винт не только отбрасывает массу воздуха, создавая тем самым тягу, но и закручивает струю. Потери на закрутку струи составляют около 0,2% подводимой к винту мощности.
Из-за разности давлений под и над плоскостью вращения винта воздух перетекает снизу вверх по окруж- ности диска несущего винта. По этой причине некоторое узкое кольцо, расположенное по окружности плоскости, ометаемой несущим винтом, в создании тяги не участвует (рис. 1.48). Комлевые части лопастей, где распо- ложены узлы крепления, также не участвуют в создании силы тяги. В общей сложности концевые и ком- левые потери составляют около 3% потребной мощности.
Благодаря наличию перечисленных потерь мощность, потребная для вращения реального винта, создающего тягу, равную тяге идеального винта, получается больше.
Насколько удачен тот или иной реальный винт с точки зрения обеспечения минимума потерь, можно судить

по относительному КПД несущего винта г| 0 , который представляет собой отношение мощности, потребной для отбрасывания воздуха и получения данной тяги, к мощности, фактически затраченной на вращение ре- ального винта, создающего такую же тягу.

§ 9. Шарнирная подвеска лопастей несущего винта
В § 2 настоящей главы было указано на наличие у несущих винтов осевых шарниров, которые служат для изменения шага винта в полете. Изменение шага дости- гается поворотом лопастей вокруг осевых шарниров в пределах? = 0- 15°.Кроме осевых шарниров, винты имеют горизонтальный и вертикальный шарниры.
Горизонтальный ш а р н и р (ГШ)позв ол яе т лопасти отклоняться в вертикальной плоскости. Благодаря
этому шарниру лопасть имеет возможность при движении навстречу потоку взмахивать вверх, а при движении по направлению потока - вниз. Таким образом, горизонтальный шарнир позволяет лопастям совершать маховые движения.
Угол, заключенный между осью лопасти и плоскостью втулки винта, называется углом взмаха?. Кон-
структивно отклонение лопасти относительно горизонтального шарнира ограничивается упорами (вверх на
25-30°, вниз на 4-8°). Несмотря на наличие маховых движений в полете, лопасть не касается упоров, по- скольку диапазон углов взмаха меньше, чем угол между упорами. Касание лопасти упоров происходит лишь при сильном падении оборотов, а соответственно и при недопустимом уменьшении центробежной силы лопасти.
При стоянке вертолета, когда несущий винт не вращается или вращается с малыми оборотами, концы ло- пастей за счет своего веса прогибаются вниз, а если лопасть будет упираться в нижний упор, то возможен удар по хвостовой балке или фюзеляжу. Поэтому, помимо нижнего упора, имеется еще специальный ограничитель свеса, который при малых оборотах не дает возможности лопасти чрезмерно опуститься вниз и ударить по вертолету.
При повышении оборотов, когда аэродинамические силы прогибают концы лопастей вверх, ограничитель свеса выключается, после чего лопасть может совершать маховые движения вплоть до нижнего упора.
В е р т и к а л ь н ы й ш а р н и р (ВШ) обеспечивает отклонение лопасти относительно втулки в плоскости
вращения винта. Ниже будет показано, что при вращении несущего винта лопасть может уходить от нейтраль- ного (радиального) положения назад или вперед на некоторый угол. Этот угол называется углом отставания (опережения) и обозначается буквой?. Величина этого угла ограничивается упорами. Лопасть может повора- чиваться назад на? = 10-:-18° и вперед на? = 6-:-8°*.
Наличие горизонтального и вертикального шарниров вносит существенное изменение в работу несущего
винта.

* В технических описаниях величина угла отставания (опережения) дается не относительно радиального положения лопасти, а относительно перпендикуляра к горизонтальному шарниру.
25
Во-первых, необходимо отметить образование так называемого конуса (тюльпана) вследствие того, что под действием подъемных сил лопасти отклоняются относительно горизонтальных шарниров и поднимаются над плоскостью вращения втулки. Во-вторых, за счет маховых движений выравниваются подъемные силы лопастей в разных азимутах, что дает возможность устранить опрокидывание и кабрирование вертолета при поступательном полете. Наконец, комлевые сечения лопастей разгружаются от больших изгибающих моментов, которые имеют место при жесткой заделке лопастей.
§ 10. Горизонтальный шарнир (ГШ)
Рассмотрим равновесие лопасти относительно горизонтального шарнира, т. е. силы, действующие на ло-
пасть в плоскости, перпендикулярной к плоскости вращения (рис. 1.49).

В этой плоскости на лопасть действуют следующие силы: (Gл - вес; Yл - подъемная сила; Fц. б -
центробежная сила.
Подъемная сила в 10-15 раз больше веса лопасти. Самой больш ой я вл я е тся цен тр о бежная сила, превышающая вес лопасти в 100-150 раз. В равновесном положении сумма моментов всех сил, действующих на лопасть относительно ГШ, должна быть равна нулю. Иначе говоря, равнодействующая этих сил должна про- ходить через ось ГШ.
При вращении лопасть описывает поверхность, близкую к конусу, и поэтому угол взмаха называют углом конусности.

При осевом обтекании, постоянном шаге и оборотах значение угла
конусности вполне определенное. Если, например, увеличить

шаг лопасти, то под действием возросшего момента от подъемной силы лопасть начнет отклоняться в сторону увеличения угла взмаха..
С увеличением угла взмаха одновременно увеличивается момент
центробежной силы, препятствующей отклонению лопасти, и когда вновь установится равновесие, лопасть будет вращаться с большим значением угла взмаха.
При косом обтекании в азимутах 0-180° лопасть движется навстречу потоку, а в азимутах 180-360° - по направлению потока. Лопасть, движущаяся навстречу потоку, получает прирост подъемной силы и взмахивает вверх, поскольку момент подъемной силы оказывается больше момента центробежной силы (моментом силы веса из-за малых величин пренебрегают).
У лопасти, движущейся по направлению потока, подъемная сила уменьшается, и под действием момента
центробежной силы она взмахивает вниз. Таким образом, за один оборот лопасть совершает взмах вверх и
взмах вниз.
Скорость обтекания наибольшая в азимуте 90°, поэтому и прирост подъемной силы здесь наибольший.
Наименьшая подъемная сила будет в азимуте 270°, где скорость обтекания минимальна и сильнее всего ска- зывается влияние зоны обратного обтекания. Однако благодаря наличию ГШ и маховых движений лопастей увеличение и уменьшение подъемных сил в указанных азимутах получаются сравнительно небольшими. Объясняется это изменением углов атаки у машущих лопастей. Действительно, при взмахе лопасти вверх угол атаки уменьшается, а при взмахе вниз - увеличивается (рис. 1.50). По этой причине величина подъемных сил по азимутам выравнивается, чем практически устраняется кренящий и продольный моменты, действующие на вертолет.

В итоге необходимо сказать, что назначение горизонтальных шарниров сводится к выравниванию подъемных сил лопастей во всех азимутах и к разгрузке комлевых сечений от изгибающих моментов. Го ри з он тальные шарниры конструктивно разнесены от оси вращения винта на не которое расстояние Lгш (рис. 1.51). При осевом обтекании ось конуса вращения и ось втулки совпадают. Поэтому центробежные силы лопастей Fцб, условно приложенные к ГШ, взаимно уравновешиваются. При косом обтекании ось конуса и ось втулки не совпадают и центробежные силы лежат в разных (параллельных) плоскостях. Эти силы на некотором плече с создают момент М г. ш = FцбС, который улучшает управляемость вертолета. Кроме того, указанный момент при случайном отклонении вертолета относительно продольной или поперечной оси оказывает демпфирующее действие, т. е. направлен в сторону, противоположную отклонению, что улучшает устойчивость вертолета.

§ 11. Завал конуса вращения при косой обдувке
В предыдущем параграфе было указано, что благодаря наличию горизонтальных шарниров лопасти в ази- мутах 0-180° взмахивают вверх, а в азимутах 180- 360° - вниз. В действительности картина маховых движений лопастей выглядит несколько сложнее. Ввиду тог о что лопасти обладают массой, увеличение угла

взмаха по инерции продолжается не до азимута 180°, а несколько дальше, уменьшение - не до 360°, а также не ско льк о д а льш е. Пом и мо это г о, вб л изи а зи м ут а 180° воздушный поток притекает к лопасти снизу, а вблизи азимута 360°-сверху, что также дополнительно способствует продолжению увеличения угла взмаха вблизи азимута 180° и уменьшению угла взмаха вблизи азимута 360°.
На рисунке 1.52, а приведена экспериментальная кривая зависим ости у гла взмаха от азиму т а, полученн ая на установке В-1. Для испытуемой модели несущего винта с жесткими лопастями при скорости косой обдувки 20 м/сек максимальный угол взмаха оказался в азимуте 196°, а минимальный -в азимуте 22°. Это означает, что ось конуса вращения отклонена назад и влево. Явление отклонения оси конуса вращения несущего винта при косом обтекании называется завалом конуса вращения (рис. 1.53).

Теоретически конус несущего винта при косой обдувке заваливается назад и влево. Этот завал подтвержден и приведенным выше экспериментом. Однако на направление бокового завала существенное влияние оказывает деформация лопастей и разнос горизонтальных шарниров. Реальная лопасть несущего винта не обладает достаточной жесткостью и под влиянием действующих на нее сил
27

сильно деформируется - изгибается и закручивается. Закрутка происходит в сторону уменьшения углов атаки, в связи с чем взмах вверх прекращается раньше (Ф= 160°). Соответственно раньше прекращается и взмах вниз (ф=340°).
На рисунке 1.52, б приведена экспериментальная кривая зависим ости угла взмах а от азим у та, полученн ая на установке В-2. При испытании модели винта с гибкими лопастями максимальный угол взмаха получен в азимуте ф=170°, а минимальный - в азимуте ф = 334°. Таким образом, у реальных вертолетов конус вра щения заваливается назад и вправо. Величина угла завала зависит от скорости полета, шага винта и оборотов. С увеличением шага винта и скорости и с уменьшением об оротов за вал ко нуса вр ащени я увеличи вается.
Управление современными вертолетами осуществляется наклоном конуса вращения в сторону перемещения вертолета. Например, для перемещения вперед летчик отклоняет ось конуса вращения несущего винта вперед (с помощью автомата перекоса). Наклон конуса сопровождается наклоном тяги несущего винта в соот- ветствующую сторону, что и дает необходимую составляющую для перемещения вертолета (рис. 1.32). Однако как только скорость полета начинает возрастать, вследствие косого обтекания конус заваливается назад и вбок. Влияние завала конуса парируется дополнительным движением ручки управления вертолетом.
§ 12. Вертикальный шарнир (ВШ)
Для того чтобы убедиться в необходимости установки, кроме горизонтального, еще и вертикального шар-
нира, рассмотрим силы, действующие на лопасть в плоскости вращения.
При вращении винта на его лопасти в плоскости вращения действуют силы сопротивления вращению Q л. На режиме висения эти силы будут одинаковы во всех азимутах. При косом обтекании винта сопротивление лопасти, движущейся навстречу потоку, больше, чем у лопасти, движущейся по направлению потока. Наличие горизонтальных шарниров и маховых движений лопастей способствует уменьшению этой разницы (благодаря выравниванию углов атаки), однако не устраняет ее полностью. Поэтому сила сопротивления вращению является переменной силой, нагружающей корневые части лопастей.
При изменении оборотов на лопасти несущего винта действуют инерционные силы, при увеличении оборо- тов- направленные против вращения, а при уменьшении оборотов - в сторону вращения винта. Инерционные силы могут возникать и при постоянных оборотах втулки несущего винта из-за неравно мерности потока воздуха, притекающего к диску несущего винта, что приводит к изменению аэро- динамических сил и дополнительному стремлению лопастей к перемещению относительно втулки. В полёте инерционные силы сравнительно невелики. Однако на земле в момент начала раскрутки несущего
винта инерционные силы достигают большой величины и при резком включении трансмиссии могут привести даже к поломке лопастей.
Кроме того, наличие горизонтальных шарниров, обеспечивающих маховые движения лопастей, приводит к тому, что центр тяжести лопасти периодически приближается и удаляется от оси вращения винта (рис. 1.54).

Исходя из закона сохранения энергии, кинетическая энергия вращающегося несущего
винта должна оставаться постоянной независимо от махового движения лопасти (изменениями остальных видов энергии пренебрегают). Кинетическая энергия вращающегося винта определяется по формуле:

где т- масса вращающихся лопастей;
w -
угловая скорость вращения лопасти,
г-расстояние от оси вращения до центра тяжести лопасти;

Из формулы видно, что при постоянной кинетической энергии приближение центра тяжести лопасти к оси вращения (взмах вверх) должно сопровождаться увеличением угловой скорости вращения, а удаление центра тяжести лопасти от оси вращения (взмах вниз) должно сопровождаться уменьшением угловой скорости вращения. Это явление хорошо известно танцорам, увеличивающим скорость вращения своего тела путем резкого приближения рук к туловищу (рис. 1.55). Силы, под действием которых происходит увеличение или уменьшение угловой скорости вращения при изменении момента инерции вращающейся системы, называют кориолисовыми.

При взмахе лопастей вверх кориолисовы силы направлены в сторону вращения несущего винта, при взмахе вниз - против.
Кориолисовы силы, возникающие при маховых движениях, достигают значительной величины и нагружают корневые части лопастей переменными
изгибающими моментами, действующими в плоскости вращения несущего винта.
Таким образом, постановка горизонтальных шарниров, позволившая
устранить передачу изгибающих моментов на втулку винта и разгрузить комлевые части лопастей в плоскости взмаха, в то же время вызвала и нежелательные явления, связанные с возникновением кориолисовых сил, нагружающих корневые части лопастей переменным моментом в плоскости вращения. Переменный момент от кориолисовых сил передается на подшипники ГШ, втулку несущего винта и вал двигателя, вызывая знакопеременные нагрузки, что приводит к ускоренному износу подшипников ГШ и вибрациям
вертолета.
Для разгрузки корневых частей лопастей от знакопеременных изгибающих моментов, действующих в плоскости вращения, а втулки - от знакопеременных нагрузок, вызывающих вибрации вертолета, устанавливаются вертикальные шарниры, которые в плоскости вращения, винта обеспечивают колебательные движения лопастей.
Кроме рассмотренных сил, на лопасть в плоскости вращения действует также центробежная сила.
При наличии вертикального шарнира и равномерном поле скоростей набегающего потока воздуха на режиме
висения лопасть отстает от радиального положения на определенный угол?. На рисунке 1.56 показана величина угла отставания?, обусловливаемая равенством моментов:

Fц.бLц.б =Qл LQ.
При переходе к полету с поступательной скоростью к аэродинамическим силам добавляются переменные инерционные и кориолисовы силы, а сами аэродинамические силы тоже становятся переменными. Под действием этих сил лопасть совершает сложное движение, состоящее из вращательного движения, поступательного (вместе с вертолетом), махового относительно ГШ и колебательного относительно ВШ.
При наличии ВЩ лопасть поворачивается на

Некоторый угол отставания? (рис.1.57,а). При этом лопасть располагается так, что равнодействующая аэродинамических и центробежных сил N направлена по ее оси. Перенося равнодействующую на ось ГШ и раскла- дывая ее на силы А и В, убеждаемся, что подшипники ГШ нагружены не одинаково. Действительно, при наличии одной силы А как
передний, так и задний подшипники ГШ были бы нагружены одинаковыми радиальными нагрузками. Однако сила
В, разгружая задний подшипник, дополнительно нагружает передний, вызывая неравномерный износ подшипников. Помимо этого, сила В, являющаяся для ГШ осевой, требует установки упорных подшипников.
Для приближения условий работы подшипников ГШ к условиям симметричной нагрузки применяется смещение
ГШ относительно втулки вперед по вращению (рис. 1.57, б). В этом случае наличие угла отставания?
приводит к тому, что ось лопасти располагается примерно перпендикулярно к оси ГШ.

Так как верт икальн ые шарниры позво ляют лопастям совершать колебательные движения в плоскости вращения несущего винта, то для предотвращения возможности роста амплитуды этих колебаний на несущих

винтах современных вертолетов устанавливаются специальные демпферы - гасители колебаний. Демпферы бывают фрикционные и гидравлические. Принцип действия как тех, так и других состоит в превращении энергии колебаний в тепловую энергию, которая затем рассеивается в окружающее пространство.
На земле перед запуском двигателя и раскруткой несущего винта его лопасти должны быть поставлены на передние упоры ВШ. Делается это для уменьшения углового ускорения (силы инерции) лопастей в начальный момент раскрутки.
Неодинаковый поворот лопастей относительно ВШ вызывает смещение центра тяжести несущего винта от оси вращения. В результате при вращении винта возникает инерционная сила, вызывающая вибрацию (раскачку) вертолета.
Это явление представляет особую опасность при работе несущего винта на земле, поскольку частота собст- венных колебаний вертолета на упругом шасси может оказаться равной или кратной частоте вынуждающей силы, что приводит к колебаниям, которые принято называть земным резонансом.
§ 13. Компенсация взмаха
Как известно, основной причиной завала конуса вращения винта являются маховые движения лопастей при косом обтекании. Чем больше максимальный угол взмаха вверх, тем больше завал конуса вращения. Наличие большого завала конуса нежелательно, так как требует дополнительного отклонения командных рычагов для компенсации завала при управлении вертолетом в поступательном полете. Поэтому необходимо, чтобы равновесие моментов относительно ГШ устанавливалось при меньшей величине амплитуды маховых движений.
Для того чтобы амплитуда маховых движений была в пределах допуска, применяют компенсацию взмаха. Принцип компенсации взмаха заключается в том, что узел крепления поводка управления (А) устанавливается не на оси горизонтального шарнира, а сдвигается в сторону лопасти (рис. 1.58).

Если точка А не лежит на оси горизонтального шарнира и неподвижна, то при взмахе вверх угол установки, а значит, и угол атаки лопасти уменьшаются, а при взмахе вниз - увеличиваются. Вследствие изменения углов атаки при взмахах лопасти возникают аэродинамические силы, препятствующие возрастанию амплитуды маховых движений.
Эффективность компенсации в большой степени зависит от tg ?1 (рис. 1.58), называемого характеристикой компенсации взмаха. Чем больше tg ?1, тем на больший угол изменяется угол установки лопасти при взмахе. Следовательно, при увеличении tg ?1 эффективность компенсации взмаха возрастает.
Наличие угла отставания? при установке вертикального шарнира может увеличивать амплитуду маховых
движений (рис. 1.59). При отклонении лопасти вокруг ВШ на угол? передняя кромка (точка А) будет отстоять от ГШ дальше, чем задняя кромка (точка В). Поэтому при взмахе путь точки А больше пути, пройденного точкой В, в результате чего при взмахе вверх угол атаки лопасти возрастает, при взмахе вниз угол атаки лопасти уменьшается.

Таким образом, угол отставания будет способствовать возникновению на лопасти дополнительных аэро- динамических сил, стремящихся увеличить амплитуду маховых движений. Поэтому особенно целесообразно применение компенсации взмаха лопастей, имеющих вертикальный шарнир.

§ 14. Реактивный момент несущего винта
При вращении несущего винта на его лопасти действуют силы сопротивления воздуха, которые относи- тельно оси винта создают момент сопротивления вращению. Для преодоления этого момента к валу несущего винта на вертолетах с механическим приводом от двигателя, установленного в фюзеляже, подводится крутящий момент. Крутящий момент передается через главный редуктор на вал несущего винта. В соответствии с третьим законом механики (законом равенства действия противодействию) возникает реактивный момент, который через узлы крепления главного редуктора передается на фюзеляж вертолета и стремится вращать его в направлении, противоположном крутящему моменту. Крутящий момент и реактивный момент независимо от режима работы винта всегда равны между собой по величине и противоположны по направлению Мкр = Мр.
Если двигатели установлены на самих лопастях, очевидно, что реактивный момент отсутствует. Реактивный
момент отсутствует также и на режиме самовращения несущего винта, т. е. во всех случаях, когда крутящий
момент на вал несущего винта не передается от двигателя, уст ановл енного в фюзел яже.
Ранее было сказано, что уравновешивание реактивного момента на вертолетах одновинтовой схемы с ме- ханическим приводом производится моментом, создаваемым тягой рулевого винта относительно центра тя- жести вертолета.
У двухвинтовых вертолетов компенсация реактивных моментов обоих несущих винтов достигается вра- щением винтов в разные стороны. Причем для соблюдения равенства противоположно направленных реактивных моментов обоих винтов винты выполняются совершенно одинаковыми с точной синхронизацией их оборотов.

Мощность, пере давае мая на несу щий ви нт, р авна
Из формулы видно, что чем меньше обороты несущего винта, тем больше крутящий момент, а следова-
тельно, и реактивный.
Число оборотов несущего винта вертолета значительно меньше числа оборотов самолетного винта. По- этому при одинаковой мощности двигателя реактивный момент несущего винта вертолета значительно больше, чем самолетного винта.
Крутящий и реактивный моменты Изменяются также в зависимости от величины тяги несущего винта. Так, например, для увеличения силы тяги винта необходимо увеличить общий шаг. Увеличение шага винта сопровождается ростом момента сопротивления его вращению. Поэтому с увеличением шага винта необходимо увеличить подводимый к винту крутящий момент. Если же этого не сделать, то число оборотов несущего винта будет уменьшаться, что приведет к снижению тяги несущего винта.
Следовательно, для увеличения тяги несущего винта необходимо увеличить не только шаг винта, но и крутящий момент. Для этого в кабине летчика установлен рычаг «шаг - газ», кинематически связанный с двигателем и механизмом, изменяющим шаг винта. При перемещении рычага происходит пропорциональное изме- нение крутящего момента и шага винта и одновременно изменение реактивного момента. На одновинтовом вертолете изменение реактивного момента требует соответствующего изменения тяги рулевого винта для устра- нения разворота.

§ 15. Сила тяги рулевого винта
Величину силы тяги рулевого винта (рис. 1.60) можно определить из равенства

растает мощность, потребляемая винтом, а следовательно, возрастает и потребная тяга, создаваемая рулевым винтом.
Рулевой винт работает в условиях косой обдувки, так как в полете плоскость его вращения не перпендикулярна к на правлени ю набегающ его по тока.
При косой обдувке жесткого винта изменяющаяся скорость потока, набегающего на его
лопасти, вызовет периодическое
изменение силы тяги каждой лопасти и приведет к возникновению вибраций.
Для выравнивания силы тяги лопастей во всех азимутах и
разгрузки лопастей от действия
изгибающих моментов лопасти реального рулевого винта крепятся к втулке при помощи горизонтальных шарниров, которые позволяют лопастям совершать маховые движения.
Наличие в конструкции втулки винта осевых шарниров обеспечивает поворот лопастей относительно про-
дольной оси, который необходим для изменения шага.
На тяжелых вертолетах вертикальные шарниры могут устанавливаться и на рулевых винтах.
§ 16. Располагаемая мощность несущего винта
В силовых установках современных вертолетов используются поршневые или турбовинтовые авиационные двигатели.
Особенностью работы поршневых авиационных двигателей воздушного охлаждения на вертолетах является
необходимость принудительной обдувки охлаждаемых поверхностей двигателя при помощи специальных вентиляторов. Принудительный обдув двигателей на вертолетах связан с недостаточными возможностями ис- пользования скоростного напора для охлаждения в поступательном полете и с отсутствием напора на режиме висения. На вертолетах с турбовинтовыми двигателями, как правило, устанавливаются вентиляторы для охлаж- дения главного редуктора, маслорадиаторов, генераторов и других агрегатов. Для привода вентиляторов за- трачивается часть мощности двигателя Noxл.
Часть мощности двигателя расходуется на преодоление трения в трансмиссии, соединяющей двигатель с
винтами N тp, на вращение рулевого винта Npв и на привод насосов гидравлической системы и других агрегатов
Nа.
Таким образом, мощность, передаваемая на несущий винт, оказывается меньше эффективной мощности
Nе, развиваемой на валу двигателя.
Если из эффективной мощности вычесть затраты, получим располагаемую мощность несущего винта Np
Np= Ne.- Noxл.- Nтp – Npв – Nа
Для различных вертолетов Np составляет 75- 85% Ne.
Иначе говоря, потери мощности на охлаждение, трансмиссию, рулевой виит и привод агрегатов составляют
15-25% эффективной мощности двигателя.
Эффективная мощность двигателя и располагаемая мощность несущего винта зависят от скорости и высоты
полета, однако ввиду небольших скоростей полета вертолета влиянием скорости на Ne и Np можно пренебречь.
Характер изменения располагаемой мощности от высоты полета зависит от типа двигателя и определяется
его высотной характеристикой (рис. 1.61).

Известно, что мощность поршневого двигателя без нагнетателя, при постоянных оборотах с подъемом на
высоту падает вследствие уменьшения весового заряда, топливовоздушной смеси, поступающей в цилиндры. Аналогично изменяется мощность, передаваемая на несущий винт (рис.1.61/а).
Мощность поршневого двигателя, снабженного односкоростным нагнетателем, с подъемом на высоту увеличивается до расчетной высоты вследствие увеличения весового заряда топливовоздушной смеси по причине снижения температуры окружающего воздуха и улучшения продувки цилиндров. Путем постепенного откры- вания воздушной заслонки нагнетателя давление наддува до расчетной высоты поддерживается постоянным. На расчетной высоте воздушная заслонка открывается полностью и мощность двигателя достигает максимума. Выше расчетной высоты эффективная мощность, а значит, и располагаемая мощность несущего винта уменьшаются так же, как у двигателя без нагнетателя (рис. 1.61, б).

Для двигателя с двухскоростным нагнетателем характер изменения эффективной и располагаемой мощностей от высоты полета приведен на рис. 1.61, в.
Для турбовинтового двигателя характер зависимости располагаемой мощности несущего винта от высоты полета приведен на рис. 1.61, г. Увеличение мощности турбовинтового двигателя до некоторой высоты объясняется принятой системой регулирования, обеспечивающей рост температуры газов перед турбиной до некоторой высоты.

Размер: px

Начинать показ со страницы:

Транскрипт

1 УДК: В.А. Грайворонский, А.Г. Гребеников И.Н. Шепель, Т.А. Гамануха Приближенный метод расчета нормальных аэродинамических усилий распределенных по лопасти несущего винта вертолета Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ» На основе гипотезы косых сечений рассмотрены вопросы определения усилий распределенных по лопасти несущего винта с учетом сжимаемости и нестационарности. Ключевые слова: лопасть, несущий винт, вертолет. Особенностью обтекания несущих винтов в горизонтальном полете является наличие переменных скоростей, углов скольжения и углов атаки элементов лопасти несущего винта (НВ). Применение схемы несущей линии, а также разложение обтекания на поперечное и продольное в целях использования гипотезы плоских сечений возможно для скорости горизонтального полета, не превышающей 8 м/с. На рис. изображен спектр обтекания лопасти, находящейся в задней части диска при µ =,46, из которого следует, что углы скольжения по лопасти значительно изменяются . Рис.. Спектр обтекания лопасти несущего винта Характер обтекания лопасти винта по радиусу и азимуту при малой скорости полета показан на рис., а, при большой на рис., б. Углы скольжения сечений лопасти отличаются более чем в,5 раза. а Рис.. Поля скоростей обтекания лопасти несущего винта б 78

2 В табл. представлены значения углов скольжения потока у лопасти на относительных радиусах,5 и,9 для различных скоростей полета на азимутах и 8 . Таблица. Углы скольжения потока на относительных радиусах V, км/ч r =,5 r =, С ростом скорости горизонтального полета возрастает и влияние зоны обратного обтекания, где также существенно скольжение. Если до скоростей µ =, 4 зона обратного обтекания не вносит существенного изменения в величину сил и моментов, то при больших скоростях ее влияние необходимо учитывать. Наибольшая величина радиуса зоны обратного обтекания без учета o управления лопастью соответствует азимуту ψ = 7 и равна r µ. Таким образом, сечения лопасти обтекаются постоянно меняющимся по направлению и величине потоком. Это обстоятельство приводит к необходимости рассчитывать характеристики сечений лопасти по суммарной скорости на соответствующем радиусе с учетом сжимаемости и не стационарности. Суммарная скорость в сечении определяется вращением лопасти, движением вертолета, маховым движением лопасти, индуктивным потоком на винте, а также продольным центробежным движением вдоль лопасти. Центробежный поток возникает из-за пограничного слоя. Как показали численные расчеты , этот поток не оказывает существенного влияния на обтекание лопасти. На рис. 3 показаны эпюры ламинарного и турбулентного пограничных слоев. При турбулентном пограничном слое радиальное течение практически отсутствует из-за значительных касательных усилий. Координата х определяет точку по хорде в связанной системе координат. Например, при значении х =,5 м и ω в = 5 рад/с наибольшая скорость от центробежной силы при ламинарном режиме Vr =,4 м/с, а при турбулентном, что более вероятно - в десять раз меньше, т.е. это течение можно не учитывать. Рис. 3. Распределение радиальных скоростей в пограничном слое: турбулентный ПС, ламинарный ПС 79

3 Причиной радиального течения в пограничном слое может быть и распределение давления вдоль лопасти . Это может привести к перераспределению аэродинамической нагрузки для тяжело нагруженных винтов. Базовой плоскостью для определения кинематических параметров является конструктивная плоскость вращения винта (рис. 4). Рис. 4. Кинематика обтекания лопасти в конструктивной плоскости вращения винта Кинематическая схема скоростей в поперечном сечении лопасти показана на рис. 5. Рис. 5. Треугольник скоростей сечения лопасти Относительная скорость в конструктивной плоскости вращения на радиусе rопределяется выражением W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ) =. () Вертикальная составляющая относительной скорости V y = λ r β. () Тогда суммарная относительная скорость в сечении (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ) + λ + r β λ β = r В этих выражениях приняты известные относительные параметры : µ = V cos(α); λ = V sin(α) + υ ; β = a sin(ψ) b cos(ψ). в в y. (3) В горизонтальном полете относительные индуктивные скорости (4) 8

4 υ > ; υ <. Определение этих скоростей может проводиться численными y методами, например методом дискретных вихрей, либо на основании дисковых теорий. Индуктивные скорости изменяются по диску НВ. Наиболее простой закономерностью является II гипотеза Глауэрта, согласно которой υ y = υ i ср (+ k cos ψ); где k коэффициент, учитывающий влияние относительного радиуса; 4 µ r k = 3 ; (5) µ, + λ υ i ср средняя по диску индуктивная скорость. Значения υ i ср и υ можно определить по дисковой теории В.И. Шайдакова . Для больших скоростей полета среднюю по диску индуктивную скорость можно определить по формуле CТ υi =, (6) ср 4 ξ µ где ξ коэффициент, учитывающий перетекание: ξ =,9,94. Параметры a,b,α в определяют в процессе аэродинамического расчета . Угол отклонения от оси х набегающего на сечение потока можно определить в зависимости от ψ согласно табл.. Угол атаки в текущем сечении это угол между хордой сечения лопасти и вектором скорости на бесконечности: () λ r β α e = ϕe cos δ + arctg (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ). (7) Угол установки сечения ϕ e зависит в общем случае от крутки лопасти и управления АП и РВ. Его можно определить по конструктивным и балансировочным параметрам: где ϕσ ϕe = ϕ,7 + B sin r k, D коэффициенты РВ и АП; (7, r) k a + k a cos(ψ) D δ (ψ) δ балансировочный угол отклонения АП в горизонтальном полете. B, (8) Расчет усилий на лопасти с учетом пространственного характера обтекания будем проводить по гипотезе "косых" сечений, т.е. несущим профилем лопасти считается сечение по местной скорости подходящего к лопасти потока. Определение геометрии таких сечений весьма затруднительно из-за крутки, 8

5 деформации лопасти и особенно на участках изменения профиля и в зоне обратного обтекания. Сечения лопасти определяют по местным линиям тока, которые считаются на участке лопасти прямолинейными и отклонены от нормального сечения в ту или другую сторону на угол δ (табл.). Изменение χ и δ в зависимости от азимута ψ, рад Выражение для χ, рад δ, рад r cos(ψ) arctg µ + υ + r sin(ψ), χ < Направление потока на лопасти К концу ψ χ лопасти Таблица r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), χ < ψ + χ К комлю лопасти 3 r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), ψ + χ К комлю лопасти <χ< r cos(ψ) 3 arctg + + µ υ r sin(ψ), 5 К концу ψ χ лопасти <χ< При значении δ < профиль в косом сечении обтекается с носка, а при δ > с хвостовой части. Для современных вертолетов изменения скоростей и угла атаки в сечениях по времени достигают больших величин: V & ma > ±м/ c, & α ma > ± o / c. Это приводит к нестационарному изменению всех аэродинамических параметров; возникает затягивание срыва. Движение вертолета существенно отличается от прогнозируемого по стационарным характеристикам. Аэродинамические коэффициенты в фиксируемый момент времени будут определяться не только значениями скорости и угла атаки в данный момент времени, но и процессом изменения их в предшествующее время. Естественно, более отдаленные моменты времени будут влиять слабее на этот процесс. Оказывает значительное влияние и характер зависимостей α& = f (t) и V & = f (t). Достаточно достоверных 8

6 зависимостей по этому вопросу нет, но есть некоторые экспериментальные зависимости, позволяющие учесть это явление. В частности, в работе изложен метод аппроксимации экспериментальных данных по трем параметрам, определяющим характер изменения угла атаки, что позволяет перевести полученные результаты на другие условия. Данные этой работы были использованы для определения коэффициента нормальной силы профиля в нормальных сечениях и сечениях по линии тока. Кроме того, проводили коррекцию коэффициента нормальной силы в зависимости от относительной толщины сечения и сжимаемости. В процессе предварительного расчета определяли кинематические параметры в сечениях лопасти согласно приведенным выше зависимостям. В качестве исходных геометрических, кинематических и балансировочных приняты параметры вертолета Ми-: C =,; ω =5,8 /с; а =4,7 ; а =5,7 ; в =, ; T V =,35; D =,7; k =,4; ϕ 7 =4. На рис. 6 показаны кинематические параметры по азимуту W и W П в седьмом сечении, а также углы атаки α и α и углы условно невозмущенного потока δ и χ. w w П α eп.5 α e 6 e HB eп 3 8 w α e 8 w П α eп Ψ Рис. 6. Кинематические параметры сечения лопасти в сечении «7» по гипотезе косых сечений; индексом «п» помечены параметры по гипотезе нормальных сечений Суммарные скорости в сечении W и W П практически изменяется по I гармонике. Естественно, на всех азимутах суммарная скорость W больше, чем скорость W П, а угол атаки по линии тока меньше угла атаки в нормальном сечении. Углы ориентации суммарного потока δ и χ, которые более чувствительны к маховому движению лопастей, существенно отличаются от простого гармонического изменения. На рис. 7 показано изменение углового и линейного ускорений в сечении «7». Для конкретного случая расчета α& практически изменяется в диапазоне 83

7 + - /с. Это изменение близко к I гармонике. Линейное ускорение W & в диапазоне + - м/с. Указанные обстоятельства значительного изменения как угла атаки, так и суммарной скорости являются причиной не стационарности аэродинамических характеристик. К сожалению, раздельное влияние этих двух факторов на аэродинамические характеристики не исследовано. На рис. 7 показано изменение поточной нормальной нагрузки по гипотезе косых сечений и нормальных 5 ẇ п α. П. ẇ α п Рис. 7. Изменение нормальной силы по азимуту в сечении «7»; индексом «п» помечены параметры по гипотезе W & и α& угловое и линейное ускорения Ψ Эти данные были получены с учетом не стационарности по углу атаки. Нагрузка по гипотезе косых сечений несколько выше, чем по гипотезе нормальных сечений, особенно в зоне отступающей лопасти п ψ= ψ=3 ψ= п ψ= Рис. 8. Изменение погонной нагрузки по радиусу для азимута ψ =3 и 84

8 Изменение погонной нагрузки по радиусу для азимута ψ =3 и показано на риc. 8. Для азимута ψ =3 нормальная нагрузка по обоим вариантам расчета практически не отличается. На азимуте ψ = нормальная нагрузка по гипотезе «косых» сечений выше, чем по гипотезе нормальных сечений. Это связано с одновременным влиянием на погонную нагрузку изменения скорости и угла атаки. Список литературы. Теория несущего винта. [Текст] Под ред. А.К. Мартынова, М.: Машиностроение, 973. с.. Михеев С.В., Аникин В.Х., Свириденко Ю.Н., Коломенский Д.С. Направление развития методов моделирования аэродинамических характеристик несущих винтов. [Текст] // Труды VI форума Рос ВО. М., 4. 5 с 3. Шайдаков, В.И. Дисковая вихревая теория несущего винта с постоянной нагрузкой по диску. [Текст] / В.И. Шайдаков //Проектирование вертолетов: тех. сб. науч. тр. // МАИ, Вып. 38, М., с 4. ЦАГИ основные этапы научной деятельности, / М., Физматлит, с. 5. Баскин, В.Э. Нормальная сила сечения лопасти несущего винта при динамическом срыве. [Текст] / В.Э. Баскин, В.Р. Липатов // Труды ЦАГИ, вып. 865, с 6. Грайворонский, В.А. Динамика полета вертолета. [Текст]: Учеб. Пособие / В.А. Грайворонский, В.А. Захаренко, В.В. Чмовж. Х.: Нац. аэрокосм. ун-т им. Н.Е. Жуковського ХАИ, 4. 8 с 7. Fogarty, L.E. The laminar boundary layer on a rotating blade. / J. aeronaut Sei., vol. 8, no. 3, 95. Поступила в редакцию Наближений метод розрахунку нормальних аеродинамічних зусиль розподілених, по лопаті несучого гвинта вертоліт На основі гіпотези косих перетинів розглянуті питання визначення зусиль розподілених по лопаті несучого гвинта з урахуванням стискання і не стаціонарності Ключові слова: лопать, несучий гвинт, вертоліт. An approimate method of calculation of normal aerodynemic effort distributed over the rotor blades of the helicopter On the basis of the hypothesis of oblique cross-sections are considered questions of definition effort distributed over the rotor blades with the compressibility and unsteadiness. Keywords: blade, rotor, helicopter. 85

Труды МАИ. Выпуск 92 УДК 629.735.45 www.mai.ru/science/trud/ Расчетные исследования характеристик рулевых винтов с различными значениями заполнения на режиме висения при вращении вертолета Анимица В.А.,

УДК 69.7.07 В.П. Зинченко Влияние стреловидной законцовки лопасти на аэродинамические характеристики несущего винта при больших скоростях полета вертолета Научно-производственное объединение «АВИА» На

УДК 568 ВВ Тюрев, ВА Тараненко Исследование особенностей обтекания профиля при нестационарном движении Национальный аэрокосмический университет им НЕ Жуковского «ХАИ» При современном развитии авиатранспортных

УДК 69.735.45.015.3 (075.8) В.П.Зинченко Расчет потерь тяги от обдувки планера вертолета несущим винтом на режиме висения Научно-производственное объединение «Авиа» Режимы висения и вертикального подъёма

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 45 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Численное моделирование режимов «вихревое кольцо» несущего винта вертолета. Макеев П.В., Шомов А.И. Аннотация. При помощи

Труды МАИ. Выпуск 87 УДК 629.735.33 www.mai.ru/science/trudy/ Расчетные исследования виброперегрузок несущего винта, вызванных пульсацией силы тяги, на базе вихревой теории Анимица В.А.*, Борисов Е.А.*,

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXX 2009 1 УДК 629.735.015.3.035.62 УДК ВЛИЯНИЕ ДАЛЬНЕГО ВИХРЕВОГО СЛЕДА ОТ НЕСУЩЕГО ВИНТА НА ХАРАКТЕРИСТИКИ БЛИЖНЕГО ПОЛЯ СКОРОСТЕЙ Р. М. МИРГАЗОВ, В. М. ЩЕГЛОВА Кратко изложен

УДК 69.735.0168.519.673 (045) А.И. Жданов, Е.П. Ударцев, А.И. Швец, А.Г. Щербонос Моделирование динамики полета самолета в нестационарном движении Національний авіаційний університет Вступление Определение

Центральный аэрогидродинамический институт имени проф. Н.Е. Жуковского О ВЛИЯНИИ БАЛАНСИРОВКИ НА АКУСТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕСУЩЕГО ВИНТА Б.С. Крицкий, Р.М. Миргазов Шестая Всероссийская конференция

Тема 3. Особенности аэродинамики воздушных винтов Воздушный винт представляет собой лопастный движитель, приводимый во вращение двигателем, и предназначен для получения тяги. Он применяется на самолетах

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 38 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Программный комплекс для расчета аэродинамических характеристик несущих и рулевых винтов вертолетов на базе нелинейной

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 69 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Численное моделирование интерференции между несущим и рулевым винтами вертолета на режиме горизонтального полета со скольжением

У Ч Е Н Ы Е З А П И С К И Ц А Г И Т о м X L I I УДК 53.56. ТЕЧЕНИЕ В ОКРЕСТНОСТИ ТОЧКИ ИЗЛОМА ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ ТОНКОГО КРЫЛА НА РЕЖИМЕ СИЛЬНОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ Г. Н. ДУДИН А. В. ЛЕДОВСКИЙ Исследовано течение

Труды МАИ. Выпуск 95 http://trudymai.ru/ УДК 629.735.45.015 Анализ особенностей работы несущего винта с отрицательным выносом горизонтальных шарниров Борисов Е.А.*, Леонтьев В.А.**, Новак В.Н.*** Центральный

УДК 629.7.016.7 П.И. Моцарь, В.А. Удовенко Расчет углов атаки сечений лопасти и аэродинамических характеристик винта, зная распределение интенсивности вихревого слоя, в рамках метода дискретных вихрей

15.1.2. КОНВЕКТИВНАЯ ТЕПЛООТДАЧА ПРИ ВЫНУЖДЕННОМ ДВИЖЕНИИ ТЕКУЧЕЙ СРЕДЫ В ТРУБАХ И КАНАЛАХ В этом случае безразмерный коэффициент теплоотдачи критерий (число) Нуссельта зависит от критерия Грасгофа (при

2014 НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА 200 УДК 534.83:629.735.45 ИССЛЕДОВАНИЕ ШУМА ВЫТЕСНЕНИЯ ОТ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА В ДАЛЬНЕМ ПОЛЕ В.А. ГОЛОВКИН, Б.С. КРИЦКИЙ, Р.М. МИРГАЗОВ Приведены результаты исследования

8 УДК 69.7.06: 69.7.018 Е.Д. Ковалев, канд. техн. наук, П.И. Моцар, В.А. Удовенко, канд. техн. наук МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ ИМИТАЦИИ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЕТА НА КОМПЛЕКСНОМ ТРЕНАЖЕРЕ НА ОСОБЫХ И КРИТИЧЕСКИХ

Электронный журнал «Труды МАИ» Выпуск 55 wwwrusenetrud УДК 69735335 Соотношения для вращательных производных от коэффициентов моментов крена и рысканья крыла МА Головкин Аннотация С использованием векторных

Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии 66, 4 УДК 69.75.45, 5.5(75.8) А. Г. Дибир, А. А. Кирпикин, Н. И. Пекельный Влияние упругости торсионного крепления на дифференциальное

У Ч Е Н Ы Е З А П И С К И Ц А Г И Т о м X L I V 2 0 1 3 5 УДК 629.735.45.015.4 ИССЛЕДОВАНИЕ ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ВЕРТОЛЕТА НА ПОЛОЗКОВОМ ШАССИ ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ЛЕТНОГО ЭКСПЕРИМЕНТА С. А. АЛИМОВ, С. А.

Гидромеханика Модуль 1 1. Свойства жидкости. 2. Внешняя и внутренняя задача гидромеханики. 3. Массовые и поверхностные силы. 4. Потенциал массовых сил. 5. Главный вектор и главный момент гидродинамических

ТРУДЫ МФТИ. 2014. Том 6, 1 А. М. Гайфуллин и др. 101 УДК 532.527 А. М. Гайфуллин 1,2, Г. Г. Судаков 1, А. В. Воеводин 1, В. Г. Судаков 1,2, Ю. Н. Свириденко 1,2, А. С. Петров 1 1 Центральный аэрогидродинамический

74 ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА 11 Т 5, N- 3 УДК 6973533153 МАТЕМАТИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ НЕСТАЦИОНАРНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕЛИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА ПРИ ПРОДОЛЬНОМ ДВИЖЕНИИ НА БОЛЬШИХ

Министерство образования Иркутской области Государственное бюджетное профессиональное образовательное учреждение Иркутской области «Иркутский авиационный техникум» «УТВЕРЖДАЮ» Зам. директора по УР ГБПОУИО

УД 5394: 62972 Об усталостной прочности лопасти несущего винта вертолета при действии ветровых нагрузок АИ Братухина Статья посвящена рассмотрению вопроса о напряжениях в невращающейся лопасти и втулке

ОГЛАВЛЕНИЕ 3 Предисловие... 11 ГЛАВА I ВВЕДЕНИЕ 1. Предмет аэродинамики. Краткий обзор истории развития аэродинамики... 13 2. Применение аэродинамики в авиационной и ракетной технике... 21 3. Основные

148 ТРУДЫ МФТИ. 2012. Том 4, 2 УДК 533.6.011.35 Т. Ч. Ву 1, В. В. Вышинский 1,2, Н. Т. Данг 3 1 Московский физико-технический институт (государственный университет) 2 Центральный аэрогидродинамический

УДК 533.6.011 Математическое моделирование процессов отрывного и безотрывного обтекания вращающихся летательных аппаратов # 05, май 2012 Тихонова Ю.В. Студент, кафедра «Динамика и управление полетом ракет

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 28. Т. 49, N- 6 99 УДК 533.692 ПОСТРОЕНИЕ КРЫЛОВЫХ ПРОФИЛЕЙ, БЕЗОТРЫВНО ОБТЕКАЕМЫХ СЖИМАЕМЫМ ПОТОКОМ В ЗАДАННОМ ДИАПАЗОНЕ УГЛОВ АТАКИ О. С. Дунаева, Н. Б. Ильинский

Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии 62, 203 УДК 532.582.2 В.А. Захаренко Обтекание решетки профилей при больших и малых углах атаки Национальный аэрокосмический университет

Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии 44, 009 УДК 533.68 Т.А. Гамануха, А.Г. Гребеников, В.В. Тюрев Метод определения аэродинамических моментов, действующих на самолёт транспортной

Министерство образования и науки РФ Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Казанский (Приволжский) Федеральный Университет» ИНСТИТУТ МАТЕМАТИКИ

Известия Челябинского научного центра, вып. 3 (33), 26 ПРОБЛЕМЫ МАШИНОСТРОЕНИЯ УДК 621.9 РАСЧЕТ ТОЛЩИНЫ СРЕЗАЕМОГО СЛОЯ ПРИ ФРЕЗЕРОВАНИИ ПРОСТРАНСТВЕННО СЛОЖНЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ, ИМЕЮЩИХ СТУПЕНЧАТЫЙ ПРИПУСК

ГЕЛИОГЕОФИЗИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ 2015 РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ ГЕОФИЗИЧЕСКИХ РИСКОВ УДК 551.508.8 МОДЕЛЬ ПРОГНОЗА ИЗМЕНЕНИЯ ИНТЕНСИВНОСТИ ОБЛЕДЕНЕНИЯ НЕСУЩИХ ВИНТОВ ВЕРТОЛЕТА С УЧЕТОМ ДИНАМИКИ ЕГО ДВИЖЕНИЯ

ВЕСЦІ НАЦЫЯНАЛЬНАЙ АКАДЭМІІ НАВУК БЕЛАРУСІ 3 2014 СЕРЫЯ АГРАРНЫХ НАВУК УДК 621.929:636(476) Механізацыя і энергетыка И. М. ШВЕД 1, А. В. КИТУН 1, В. И. ПЕРЕДНЯ 2, Н. Н. ДЕДОК 1, В. М. КОЛОНЧУК 1 ОПРЕДЕЛЕНИЕ

УДК 622.7 Гравітаційна сепарація В.И. КРИВОЩЕКОВ, канд. техн. наук (Украина, Днепропетровск, Национальный горный университет) ИССЛЕДОВАНИЕ ОБТЕКАНИЯ ЦИЛИНДРОВ ПРИСТЕННЫМ ПОТОКОМ ВЯЗКОЙ ЖИДКОСТИ Проблема

04 НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА 00 УДК 553.65..3:68.3:69.7.05 РАСЧЕТ ВОЗДУШНОГО ВИНТА БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С УЧЕТОМ ЧИСЛА РЕЙНОЛЬДСА И СТЕПЕНИ РЕДУКЦИИ О.В. ГЕРАСИМОВ Б.С. КРИЦКИЙ Представлены

УДК533.6.011.32 ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ НЕСТАЦИОНАРНОГО ПОПЕРЕЧНОГО ОБТЕКАНИЯ ЦИЛИНДРА НА ВОЗНИКНОВЕНИЕ БОКОВЫХ СИЛ А.А. Сергеева, Р.В. Сидельников Настоящая работа рассматривает решение нестационарного поперечного

УДК 69.7.36/534.. А.В. ИВАНОВ, кандидат технических наук, М.К. ЛЕОНТЬЕВ, доктор технических наук МАИ, Москва МОДАЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ДИНАМИЧЕСКИХ СИСТЕМ РОТОРОВ Развиваются методы модального анализа для решения

32 УДК 629.735.33 Д.В. Тиняков ВЛИЯНИЕ КОМПОНОВОЧНЫХ ОГРАНИЧЕНИЙ НА ЧАСТНЫЕ КРИТЕРИИ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТРАПЕЦИЕВИДНЫХ КРЫЛЬЕВ САМОЛЕТОВ ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ Введение В теории и практике формирования геометрических

Самарский государственный аэрокосмический университет ИССЛЕДОВАНИЕ ПОЛЯРЫ САМОЛЕТА ПРИ ВЕСОВЫХ ИСПЫТАНИЯХ В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ Т -3 СГАУ 2003 Самарский государственный аэрокосмический университет В.

ПРАКТИЧЕСКОЕ ЗАНЯТИЕ по дисциплине «Нагнетатели ТЭС» Задача Расчет рабочего колеса насоса Рассчитать рабочее колесо насоса для подачи воды плотностью при избыточных давлениях на выходе p н и на входе p

С.В.Валландер ЛЕКЦИИ ПО ГИДРОАЭРОМЕХАНИКЕ Л.: Изд. ЛГУ, 1978, 296 стр. В учебном пособии рассматриваются следующие вопросы: вывод общей системы уравнений гидромеханики, запись этой системы для различных

ОБ УСТОЙЧИВОСТИ ТОНКОСТЕННОЙ ЦИЛИНДРИЧЕСКОЙ ОБОЛОЧКИ С КРУГОВЫМИ ВЫРЕЗАМИ БЕЗ РЕБЕР ЖЕСТКОСТИ ПРИ ЕЕ ОСЕВОМ СЖАТИИ Меньшенин Александр Аркадьевич Ульяновский государственный университет Задача данного

12 июня 2017 г. Совместный процесс конвекции и теплопроводности называется конвективным теплообменом. Естественная конвекция вызывается разностью удельных весов неравномерно нагретой среды, осуществляется

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 200. Т. 42, N- 79 УДК 628.23 РАСЧЕТ ПРОЧНОСТИ ЛОПАТКИ КАК ОРТОТРОПНОЙ ПЛАСТИНКИ ЛИНЕЙНО-ПЕРЕМЕННОЙ ТОЛЩИНЫ В. И. Соловьев Новосибирский военный институт, 6307

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 2002. Т. 43, N- 1 45 УДК 532.5:533.6 ПАРАДОКС УГЛОВОЙ КРОМКИ ПРОФИЛЯ В НЕСТАЦИОНАРНОМ ПОТОКЕ Д. Н. Горелов Омский филиал Института математики СО РАН, 644099 Омск

УДК 621.452.3 Ю. М. Т е м и с, Д. А. Я к у ш е в, Е. А. Т а р а с о в а ОПТИМИЗАЦИЯ ЗАМКОВОГО СОЕДИНЕНИЯ ЛОПАТКИ С ДИСКОМ КОМПРЕССОРА Рассмотрены особенности контактного взаимодействия в замковом соединении

Теория и рабочие процессы 54 УДК 621.515:438 В.П. ГЕРАСИМЕНКО 1, Е.В. ОСИПОВ 2, М.Ю. ШЕЛКОВСКИЙ 2 1 Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского ХАИ, Украина 2 Заря Машпроект ГПНПК газотурбостроения,

УДК 629.127.4 В. В. В е л ь т и щ е в УПРОЩЕННОЕ ПРЕДСТАВЛЕНИЕ ГИБКОГО КАБЕЛЯ ПЕРЕМЕННОЙ ДЛИНЫ ДЛЯ МОДЕЛИРОВАНИЯ ДИНАМИКИ ТЕЛЕУПРАВЛЯЕМОГО ПОДВОДНОГО КОМПЛЕКСА Рассмотрены особенности проектирования кабельных

ЗАВИСИМОСТЬ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛЬЕВ ПРОСТОЙ ФОРМЫ В ПЛАНЕ ОТ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ Спиридонов А.Н., Мельников А.А., Тимаков Е.В., Миназова А.А., Ковалева Я.И. Оренбургский государственный

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXVI I 6 3 УДК 69.735.45.5.3.35.6 СПЕЦИАЛЬНЫЕ ФУНКЦИИ В ТЕОРИИ ВИНТА В. В. ВОЖДАЕВ, В. С. ВОЖДАЕВ, Е. С. ВОЖДАЕВ Рассмотрена задача применения аналитических решений для построения

ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЙ ЭКСПЕРИМЕНТ ПО ОЦЕНКЕ ВЛИЯНИЯ ФОРМЫ ЛОПАСТИ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА НА УРОВЕНЬ ШУМА В ДАЛЬНЕМ ПОЛЕ В.А. Ивчин (МВЗ им. М.Л. Миля) Рыжов А.А., В.Г. Судаков, (ЦАГИ) Вычислительный эксперимент

Теплофизика и аэромеханика 013 том 0 1 УДК 69.735.33.015.3 Аэродинамические характеристики модели пассажирского самолета при гармонических колебаниях по углу крена и рыскания на больших углах атаки В.И.

Лекция 1 Движение вязкой жидкости. Формула Пуазейля. Ламинарное и турбулентное течения, число Рейнольдса. Движение тел в жидкостях и газах. Подъемная сила крыла самолета, формула Жуковского. Л-1: 8.6-8.7;

90 УДК 69.735.33 В.И. Рябков, д-р техн. наук, Н.Н. Мельник, В.В. Утенкова, канд. техн. наук ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПЛОЩАДИ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ НА ЭТАПЕ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ С УЧЕТОМ ФОРМЫ КРЫЛА САМОЛЕТА

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXVI 2005 1 2 УДК 629.782.015.3 БАЛАНСИРОВОЧНОЕ КАЧЕСТВО СИСТЕМЫ КРЫЛО КОРПУС ПРИ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ С. Д. ЖИВОТОВ, В. С. НИКОЛАЕВ Рассмотрена вариационная задача

РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ЛА СХЕМЫ «ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО» С ПОМОЩЬЮ ПРОГРАММНОГО КОМПЛЕКСА FLOWVISION С.В. Калашников 1, А.А. Кривощапов 1, А.Л. Митин 1, Н.В.

Лекция 3 Тема 1.2: АЭРОДИНАМИКА КРЫЛА План лекции: 1. Полная аэродинамическая сила. 2. Центр давления профиля крыла. 3. Момент тангажа профиля крыла. 4. Фокус профиля крыла. 5. Формула Жуковского. 6. Обтекание

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ----------- Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования М о с к о в с к и й а в и а ц и

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 2011. Т. 52, N- 3 153 УДК 534.1 ПРОДОЛЬНЫЕ КОЛЕБАНИЯ ПЛАСТИНЫ, ОБТЕКАЕМОЙ ВЯЗКОЙ ЖИДКОСТЬЮ В КАНАЛЕ, ОБУСЛОВЛЕННЫЕ ВЫНУЖДЕННЫМИ ПОПЕРЕЧНЫМИ КОЛЕБАНИЯМИ ПЛАСТИНЫ

Теплофизика и аэромеханика, 2010, том 17, 2 УДК 621.311 Определение аэрогидродинамических характеристик лопастей турбин с вертикальной осью вращения Б.П. Хозяинов, И.Г. Костин Кузбасский государственный

Компьютерная имитационная модель динамики несущего винта вертолета Цель создания имитационной модели отработка алгоритмов управления и методов идентификации динамического состояния винта на различных режимах

МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАТЕРИАЛОВЕДЕНИЕ ВЕСТНИК ТОГУ 014 1 (3) УДК 6036: 60331 А Д Ловцов, Н А Иванов, 014 ПРОЕКТИРОВАНИЕ И РАСЧЕТ РАМЫ ЛЕГКОГО КОЛЕСНОГО ВЕЗДЕХОДА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ МЕТОДА КОНЕЧНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ПО ВЫСШЕМУ ОБРАЗОВАНИЮ НИЖЕГОРОДСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ им.р.е.алексеева КАФЕДРА АРТИЛЛЕРИЙСКОЕ ВООРУЖЕНИЕ МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ по дисциплине

114 Аэрогидромеханика ТРУДЫ МФТИ. 2014. Том 6, 2 УДК 532.526.048.3; 532.527; 532.529 В. В. Вышинский 1,2, А. А. Корняков 2, Ю. Н. Свириденко 2 1 Московский физико-технический институт (государственный

29 УДК 629.7.023 А.А. Царицынский ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ ТЕПЛОВОЙ ДЕФОРМАЦИИ КОМПОЗИТНОЙ ПАНЕЛИ СОЛНЕЧНОЙ БАТАРЕИ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ НА ЕЕ ОСВЕЩЕННОСТЬ Солнечные батареи являются основными источниками энергии

Национальный технический университет Украины «Киевский политехнический институт» Кафедра приборов и систем ориентации и навигации Методические указания к лабораторным работам по дисциплине «Навигационные

Лопасти несущего винта вертолета надо построить так, чтобы они, создавая необходимую подъемную силу, выдерживали все возникающие на них нагрузки. И не просто выдерживали, а имели бы еще запас прочности на всякие непредвиденные случаи, которые могут встретиться в полете и при техническом обслуживании вертолета на земле (например, резкий порыв ветра, восходящий поток воздуха, резкий маневр, обледенение лопастей, неумелая раскрутка винта после запуска двигателя и т. д.).

Одним из расчетных режимов для подбора несущего винта вертолета является режим вертикального набора на любой избранной для расчета высоте. На этом режиме из-за отсутствия поступательной скорости в плоскости вращения винта потребная мощность имеет большую величину.

Зная приблизительно вес конструируемого вертолета и задаваясь величиной полезной нагрузки, которую должен будет поднимать вертолет, приступают к подбору винта. Подбор винта сводится к тому, чтобы выбрать такой диаметр винта и такое число его оборотов в минуту, при которых бы расчетный груз мог быть поднят винтом отвесно вверх с наименьшей затратой мощности.

При этом известно, что тяга несущего винта пропорциональна четвертой степени его диаметра и только второй степени числа оборотов, т. е. тяга, развиваемая несущим винтом, более зависит от диаметра, чем от числа оборотов. Поэтому заданную тягу легче получить увеличением диаметра, чем увеличением числа оборотов. Так, например, увеличив диаметр в 2 раза, получим тягу в 24 = 16 раз большую, а увеличив число оборотов в два раза, получим тягу только в 22 = 4 раза большую.

Зная мощность двигателя, который будет установлен на вертолете для приведения во вращение несущего винта, сначала подбирают диаметр несущего винта. Для этого применяют следующее соотношение:

Лопасть несущего винта работает в очень тяжелых условиях. На нее действуют аэродинамические силы, которые ее изгибают, скручивают, разрывают, стремятся оторвать от нее обшивку. Чтобы «противостоять» такому действию аэродинамических сил, лопасть должна быть достаточно прочной.

При полетах в дождь, в снег или в облаках при условиях, способствующих обледенению, работа лопасти еще более усложняется. Капли дождя, попадая на лопасть с огромным» скоростями, сбивают с нее краску. При обледенении па лопастях образуются ледяные наросты, которые искажают ее профиль, мешают ее маховому движению, утяжеляют ее. При хранении вертолета на земле на лопасть разрушающе действуют резкие изменения температуры, влажность, солнечные лучи.

Значит, лопасть должна быть не только прочной, но она еще должна быть невосприимчивой к влиянию внешней среды. Но если бы только это! Тогда лопасть можно было бы сделать цельнометаллической, покрыв ее противо-коррозийным слоем, и задача была бы решена.

Но есть еще одно требование: лопасть, кроме этого, должна быть еще и легкой. Поэтому ее изготовляют полой За основу конструкции лопасти берут металлический лонжерон, чаще всего - стальную трубу переменного сечения, площадь которого постепенно или ступенчато уменьшается от корневой части к концу лопасти.

Лонжерон, как главный продольный силовой элемент лопасти, воспринимает перерезывающие силы и изгибающий момент. В этом отношении работа лонжерона лопасти схожа с работой лонжерона самолетного крыла. Однако на лонжерон лопасти действуют в результате вращения винта еще центробежные силы, чего нет у лонжерона крыла самолета. Под действием этих сил лонжерон лопасти подвергается растяжению.

К лонжерону привариваются или приклепываются стальные фланцы для крепления поперечного силового набора - нервюр лопасти. Каждая нервюра, которая может быть металлической или деревянной, состоит из стенок и полок. К металлическим полкам приклеивается или приваривается металлическая обшивка, а к деревянным полкам приклеивается фанерная или пришивается полотняная обшивка или к носку приклеивается фанерная обшивка, а к хвостику пришивается полотняная, как показано. В носовой части профиля полки нервюр крепятся к переднему стрингеру, а в хвостовой части - к заднему стрингеру. Стрингеры служат вспомогательными продольными силовыми элементами.

Обшивка, покрывающая полки нервюр, образует собой профиль лопасти в любом ее сечении. Наиболее легкой является полотняная обшивка. Однако во избежание искажения профиля в результате прогиба полотняной обшивки на участках между нервюрами, нервюры лопасти приходится ставить очень часто, примерно через 5-6 см одна от другой, что утяжеляет лопасть. Поверхность лопасти с плохо натянутой полотняной обшивкой выглядит ребристой и обладает низкими аэродинамическими качествами, так как ее лобовое сопротивление велико. В процессе одного оборота профиль такой лопасти меняется, что способствует появлению дополнительной вибрации вертолета. Поэтому полотняная обшивка пропитывается аэролаком, который по мере своего высыхания сильно натягивает полотно.

При изготовлении обшивки из фанеры жесткость лопасти увеличивается и расстояние между нервюрами может быть увеличено в 2,5 раза по сравнению с лопастями, обтянутыми полотном. Для того чтобы уменьшить сопротивление, поверхность фанеры гладко обрабатывается и полируется.

Хороших аэродинамических форм и большой прочности можно добиться, если изготовить полую цельнометаллическую лопасть. Трудность ее производства состоит в изготовлении переменного по сечению лонжерона, который образует носовую часть профиля. Хвостовая часть профиля лопасти изготовляется из листовой металлической обшивки, которую передними кромками заподлицо приваривают к лонжерону, а задние кромки склепывают между собой.

Профиль лопасти винта вертолета выбирается с таким расчетом, чтобы при увеличении угла атаки срыв обтекания возникал на возможно больших углах атаки. Это необходимо для того, чтобы избежать срыва обтекания на отступающей лопасти, где углы атаки особенно велики. Кроме того, во избежание вибраций профиль надо подобрать такой, у которого бы при изменении угла атаки не менялось положение центра давления.

Очень важным фактором для прочности и работы лопасти является взаимное расположение центра давления и центра тяжести профиля. Дело в том, что при совместном действии изгиба и кручения, лопасть подвержена самовозбуждающейся вибрации, т. е. вибрации со все возрастающей амплитудой (флаттеру). Во избежание вибрации лопасть должна балансироваться относительно хорды, т. е. должно быть обеспечено такое положение центра тяжести на хорде, которое исключало бы самовозрастание вибрации. Задача балансировки сводится к тому, чтобы у построенной лопасти центр тяжести профиля находился впереди центра давления.

Продолжая рассматривать тяжелые условия работы лопасти несущего винта, необходимо отметить, что повреждение деревянной обшивки лопасти каплями дождя может быть предотвращено, если вдоль ее передней кромки укрепить листовую металлическую окантовку.

Борьба же с обледенением лопастей представляет собой более сложную задачу. Если такие виды обледенения в полете, как иней и изморозь, большой опасности для вертолета не представляют, то стекловидный лед, постепенно и незаметно, но чрезвычайно прочно наращивающийся на лопасти, приводит к утяжелению лопасти, искажению ее профиля и, в конечном счете, к уменьшению подъемной силы, что приводит к резкой потере управляемости и устойчивости вертолета.

Существовавшая одно время теория о том, что лед вследствие машущего движения лопастей будет в полете скалываться, оказалась несостоятельной. Обледенение лопасти начинается раньше всего у корневой части, где изгиб лопасти при ее машущем движении невелик. В дальнейшем слой льда начинает распространяться все дальше к концу лопасти, постепенно сходя на нет. Известны случаи, когда толщина льда у корневой части достигала 6 мм, а у конца лопасти - 2 мм.

Предотвратить обледенение возможно двумя путями.

Первый путь - это тщательное изучение прогноза погоды в районе полетов, обход встретившихся по пути облаков и изменение высоты полета с целью выхода из воны обледенения, прекращение полета и т. д.

Второй путь - это оборудование лопастей противо-обледенительными устройствами.

Известен целый рад этих устройств для лопастей вертолета. Для удаления льда с лопастей несущего винта может

быть применен спиртовой противообледенитель, который разбрызгивает на передней кромке винта спирт. Последний, смешиваясь с водой, понижает температуру ее замерзания и препятствует образованию льда.

Скалывание льда с лопастей винта может быть осуществлено воздухом, который нагнетается в резиновую камеру, проложенную вдоль передней кромки несущего винта. Раздувающаяся камера надкалывает ледяную корку, отдельные куски которой затем сметаются с лопастей винта встречным потоком воздуха.

Если передняя кромка лопасти винта сделана из металла, то ее можно подогревать или электричеством, или теплым воздухом, пропускаемым через трубопровод, проложенный вдоль передней кромки несущего винта.

Будущее покажет, какой из этих способов найдет себе более широкое применение.

Для аэродинамических характеристик несущего винта большое значение имеют число лопастей несущего винта, и удельная нагрузка на ометаемую винтом площадь. Теоретически число лопастей винта может быть любым, от одной бесконечно большого их числа, настолько большого, что они в конечном счете сливаются в спиральную поверхность, как это предполагалось в проекте Леонардо да Винчи или в вертолете-велосипеде И. Быкова.

Однако есть какое-то наиболее выгодное число лопастей. Число лопастей не должно быть меньше трех, так как при двух лопастях возникают большие неуравновешенные силы и колебания тяги винта. Показано изменение тяги несущего винта около его среднего значения в течение одного оборота винта у однолопастного и двухлопастного винтов. Трехлопастной винт уже практически сохраняет среднее значение тяги в течение всего оборота.

Число лопастей винта не должно быть также очень большим, так как в этом случае каждая лопасть работает в потоке, возмущенном предыдущей лопастью, что снижает коэффициент полезного действия несущего винта.

Чем больше лопастей винта, тем большую часть площади ометаемого диска они занимают. В теорию несущего винта вертолета введено понятие коэффициента заполнения о, который подсчитывается как отношение суммарной площади

Для расчетного режима работы несущего винта вертолета (отвесный подъем) наивыгоднейшей величиной коэффициента заполнения является величина 0,05-0,08 (среднее значение 0,065).

Эта нагрузка является средней. Малой нагрузкой называют нагрузку в пределах 9-12 кг/м2. Вертолеты, имеющие такую нагрузку, маневренны и обладают большой крейсерской скоростью.

Вертолеты общего назначения имеют среднюю нагрузку в пределах от 12 до 20 кг/м2. И, наконец, большой нагрузкой, редко применяемой, является нагрузка от 20 до 30 кг/м2.

Дело в том, что хотя высокая удельная нагрузка на ометаемую площадь и обеспечивает большую полезную нагрузку вертолета, но при отказе двигателя такой вертолет на режиме самовращения будет снижаться быстро, что недопустимо, так как в этом случае нарушается безопасность снижения.

Pavley > [...] и по сему не прошу чертежей, схем и т.п. тонкостей [...]
С такими вопросами без схем/чертежей никак не обойтись

Есть схемка не непосредственно Ка-50, а обычной камовской колонки. Как пример - Ка-18 (немного постарше, чем у Дмитрия ). Эта схема впоследствии в том или ином варианте повторялась на всех вертолетах "Ка", за исключением Ка-50 (и Ка-60).

Ползушка - дополнительный элемент включенный в схему управления между автоматом перекоса и поводками лопастей. Ползушка с её качалками - механический сумматор двух сигналов: общего и диффенциального шага (если рассматривать циклический шаг как "мгновенный общий"). К поводку лопасти идет результирующий сигнал в зависимости от того, какая часть качалок ползушки была неподвижна.
Автоматы перекоса соосной колонки, в отличии от одновинтовых вертолетов, задают только циклический шаг лопастей. Общий и диффенциальный шаг задаётся через перемещения ползушек с помощью механизма общего и диффенциального шага (ОДШ).
Как пример, общий вид колонки Ка-18 с земли:

А вот выдержка из описания конструкции:

Продольно-поперечное управление
Отклонение ручки управления вызывает вертикальное перемещение тяг 12 (фиг. 116) управления, идущих от катушек Д управления к внутреннему кольцу нижнего автомата перекоса Г. При этом отклонение ручки в продольном отношении вызывает перемещение только тяги продольного управления (расположена спереди по полету), отклонение ручки в поперечном отношении соответственно вызывает перемещение только тяги поперечного управления (расположена справа по полету).
В первом случае нижний автомат перекоса, закрепленный на карданной подвеске, наклоняется в продольном отношении, а во втором случае - в поперечном.
При отклонении ручки по диагонали перемещение получают обе тяги, и автомат перекоса наклоняется в направлении отклонения ручки.
В виду того что нижний автомат перекоса Г связан соединительными тягами 9 с верхним автоматом перекоса Б, последний также наклоняется в ту же сторону и на тот же угол. Оба автомата перекоса в работе остаются строго параллельными друг другу.
Наружное кольцо нижнего автомата перекоса тремя тягами 5 связано с тремя качалками 7, установленными на нижней ползуш-ке, а от концевых шарниров качалок отходят три тяги 6 к поводкам 8 лопастей нижнего несущего винта.
Аналогичную связь с поводками лопастей верхнего несущего винта имеет внутреннее кольцо верхнего автомата перекоса Б через качалки верхней ползушки А.
При наклоне автомата перекоса в каком-либо направлении каждая тяга, соединяющая вращающееся кольцо автомата с соответствующей качалкой, совершает за один оборот вала винта цикл движения, опускаясь вниз, при прохождении в азимуте направления наклона автомата перекоса и поднимается вверх, проходя над приподнявшейся половиной автомата.
Эти вертикальные перемещения тяги вызывают соответствующие отклонения качалок, поворачивающихся при этом относительно шарнира, крепящего качалку к ползушке.
Следовательно, за каждый оборот концевой шарнир качалки, а вместе с ним и поводок 8 лопасти, с которым он связан тягой, совершают цикл движения по вертикали, опускаясь ниже среднего положения при прохождении над наклонившейся вниз половиной автомата и, поднимаясь выше среднего положения, при прохождении над приподнявшейся половиной автомата перекоса.
Такое движение поводка лопасти вызывает поворот наконечника лопасти в подшипниках осевого шарнира, следовательно, и циклическое изменение угла установки самой лопасти.
При этом, когда поводок идет вниз, угол установки лопасти уменьшается, вверх - увеличивается.
В соответствии с изменением угла установки лопасть, получая относительно болышую подъемную силу в азимутах увеличенных углов и относительно меньшую - в азимутах уменьшенных углов, совершает маховое движение относительно горизонтального шарнира, благодаря чему наклоняется ось конуса, описываемого лопастями несущего винта, а вместе с ней и аэродинамическая сила (тяга) винта.

Управление общим шагом
Управление общим шагом осуществляется поворотом барабана 3 общего шага механизма ОДШ, связанного тросами с рычагом общего шага. При этом обе тяги управления 10 и 11 получают совместное перемещение, передвигая вдоль вала ползушки А и В.
Движение ползушек вызывает поворот установленных на них качалок относительно среднего шарнира (к которому подходит тяга от автомата). При этом тяги, связывающие качалки с поводками 8 управления лопастей, отклоняют поводки на одинаковую величину вверх, т.е. увеличивают угол установки лопастей при движении ползушек вниз и, наоборот, отклоняют вниз, т.е. уменьшают угол установки лопастей при перемещении ползушек вверх.
Увеличение углов установки лопастей (затяжеление винта) вызывает увеличение подъемной силы, создаваемой несущим винтом при одновременном увеличении его реактивного момента; уменьшение углов установки (облегчение винта) уменьшает его подъемную силу. Реактивный момент винта при этом также уменьшается.
Ввиду того что несущие винты вертолета вращаются в разных направлениях, а изменение угла установки обоих винтов при управлении общим шагом, следовательно, и изменение реактивных моментов происходит на одинаковую для обоих винтов величину, сохраняется и равновесие этих моментов, благодаря чему вертолет при действии управления общим шагом не получает тенденции к развороту относительно вертикальной оси, что является отличительным свойством вертолетов соосной схемы, упрощающим их пилотирование.

Управление дифференциальным шагом
Управление дифференциальным шагом осуществляется поворотом барабана 1 дифференциального шага механизма ОДШ, что производится тросом ножного управления.
При этом благодаря тому, что связанные с барабаном дифференциального шага верхняя 4 и нижняя 2 резьбовые втулки имеют ходовые резьбы различных направлений (правую и левую), тяги 10 и 11 ползушек и сами ползушки получают одинаковые перемещения в различных направлениях, благодаря чему угол установки лопастей одного винта при этом увеличивается, а другого - уменьшается на ту же величину.
Это влечет за собой соответствующее изменение тяги и реактивного момента каждого из винтов.
Реактивный момент одного из винтов увеличивается, другого - уменьшается, благодаря чему нарушается их равновесие и вертолет начинает разворачиваться в направлении вращения облегченного винта.
Так как тяга одного несущего винта увеличивается, а другого - уменьшается на одинаковую величину, суммарная их тяга остается неизменной, благодаря чему соосный вертолет при действии педалями не получает перемещений по вертикали, что также облегчает его пилотирование.

На вертолете Ка-50 схема колонки полностью переработана.

Dmitry_A > Вот здесь ещё VRML-модель соосной колонки...
Там вообще безобразия - нижний автомат перекоса подвешен непосредственно на трех гидроусилителях. Такая схема у нас, наверное, только на "Ансате".