Вертолёт, 2010 №04, 2011 №01

По результатам исследований, индуктивные затраты мощности на режиме висения составляют 73-78%, на средних скоростях – 40% и уменьшаются до 13% на максимальной скорости полета вертолета.

Вредное сопротивление ненесущих частей вертолета с ростом скорости увеличивается по квадратной параболе, а потребная мощность двигателей на его преодоление – по кубической параболе. Потери мощности на преодоление вредного сопротивления составляют 15-10% на средних скоростях и 40-35% на максимальной скорости полета. Профильные потери мощности на вращение несущего винта на висении составляют 22-27%, а на максимальной скорости полета – 50% и более. При этом критическое число М крконцевых сечений лопастей на относительном радиусе 0,9-1,0 должно быть не менее 0,9.

Исследования также показали, что на режиме полета

потребная мощность на вращение несущего винта увеличивается из-за проявления эффекта сжимаемости воздуха на 15-18%. Если число М полета вертолета достигает значения М кр + 0,15, то увеличение потребной мощности силовой установки составит уже около 30%.

Приоритетными летными характеристиками для транспортно-пассажирского вертолета являются дальность полета L с заданной коммерческой нагрузкой, оптимальная крейсерская скорость полета V кри минимально возможный километровый расход топлива q. Минимизировать q на крейсерских режимах полета вертолета можно за счет снижения потерь мощности на преодоление профильного сопротивления НВ путем уменьшения его частоты вращения ω. Это обеспечивается регуляторами частоты вращения свободных турбин двигателей. Существующие вертолетные газотурбинные двигатели позволяют уменьшить ω только на 10-12%.

От величины крейсерской скорости зависит как километровый расход топлива, так и дальность полета ЛА. В связи с этим необходимо выявить возможности НВ для реализации максимально возможных значений крейсерских скоростей винтокрылых аппаратов.

Дальнейшее увеличение скорости полета вертолета после достижения М кр + + 0,15 сопровождается интенсивным ростом волнового сопротивления на лопастях НВ. Для вращения НВ и преодоления его профильного сопротивления в этом случае требуется значительное увеличение мощности силовой установки. Именно в этом заключается физический и экономический смысл ограничения скорости полета транспортно-пассажирского вертолета. Увеличение его крейсерской скорости до 300 км/ч и более сопряжено с нерациональным использованием мощности двигателей, что приводит к повышенным километровым расходам топлива, увеличению потребного запаса топлива, уменьшению веса перевозимого груза и дальности полета.

По мере увеличения скорости полета вертолета и возрастания полной аэродинамической силы на НВ возникают, а затем расширяются зоны повышенных, критических и закритических углов атаки элементов сечений отступающих лопастей при их вращении и связанное с этим явление срыва потока воздуха.

Негативность зон срыва воздуха на НВ проявляется в увеличении напряжений в лопастях, шарнирных моментов и потребных усилий в цепях управления, в росте вибрации аппарата, его разбалансировке и ухудшении управляемости. Кроме того, вносимая в динамически нагруженные элементы конструкции вертолета (лопасти, втулка, автомат перекоса, элементы системы управления НВ) повреждаемость более интенсивно уменьшает их ресурс. Это является дополнительным фактором, ограничивающим скорость вертолета.

Существуют конструктивные факторы ограничения скорости. С ростом скорости полета вертолета расширяющиеся зоны срыва потока воздуха на НВ приводят к отклонению вектора полной аэродинамической силы в поперечном отношении, увеличению боковой силы на НВ и кренящего момента. Для парирования этого момента с ростом скорости требуется увеличение полной аэродинамической силы и отклонение ее вектора в поперечном отношении рычагом управления. Это также сказывается на возрастании нерациональной траты мощности силовой установки. Для преодоления и уравновешивания вредного сопротивления Q Bp вертолета с ростом скорости полета требуется соответствующее увеличение пропульсивной силы НВ. Это обеспечивается за счет увеличения угла атаки НВ, его полной аэродинамической силы и отклонения ее вектора вперед на необходимую величину.

Угол атаки НВ вертолетов, как правило, ограничен величиной минус 20-25°. С целью предотвращения столкновения лопастей НВ с носовым отсеком фюзеляжа в системе управления вертолетом предусматривается конструктивный упор, ограничивающий отклонение вперед рычага управления.