Измерение и ограничение тяги несущего винта вертолета в полете

• Автор: Талов, Александр Александрович
• Шифр специальности: 05.22.14
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2003
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 198 с. : ил

ОГЛАВЛЕНИЕ
ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ АЛГОРИТМА ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ УСТРОЙСТВА

ИЗМЕРЕНИЯ ТЯГИ ИВ

1.1. Аэромехаппчсский метод измерения тяги ИВ вертолета

И оста юв ка зада чи.

1.1.1. Система координат. Принятые допущения

.1.2. Коэффициент подъемной силы сечения лопасти

1.1.3. Связь коэффициента перепада давления в заданной точке

лопасти с параметрами движения несущего

1.2. Закон функционирования УИТ на режиме висепия

1.2.1. Функциональные соотношения между коэффициентами подъемной силы лопасти и ее сечения.
1.2.2. Связь между коэффициентами перепада давления на лопасти и тяги ИВ.
1.2.3. Блоксхема устройства измерения тяги ИВ.
1.3. Исследование закона функционирования УИТ на режиме горизонтального полета.
1.3.1. Горизонтальный полет вертолета с шарпирнозакрепленпыми лопастями.
1.3.2. Система уравнений для вычисления тяги ИВ.
1.3.3. Алгоритм вычислительных процедур.
1.3.4. Функциональная схема устройства измерения тяги В вертолета в полете.
ГЛАВА 2. СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ СПОСОБОВ ИЗМЕРЕНИЯ ТЯГИ НЕСУЩЕГО ВИНТА
2.1. Исходные модели.
2.2. Связь коэффициента протекания с коэффициентом тяги НВ в горизонтальном полете
2.3. Определение тяги ИВ путем измерения общего шага установки лопастей.
2.4. Определение тяги посредством измерения угла конусности
2.5. Аэромсхаиический метод измерения тяги НВ вертолета в горизонтальном полете.
2.6. Сравнительный анализ методов измерения тяги. 1 од
2.7. Сравнительный анализ аоромеханичсских методов измерения
тяги
2.7.1. Вычисление тяги НВ путем измерения мгновенного
значения коэффициента перепада давления.
2.7.2. Способ измерения тяги с использованием мгновенного приведенного значения коэффициента перепада давления
2.7.3. Измерение тяги с использованием осрсдиснпого за
оборот приведенного значения коэффициента перепала 6 давления
2.7.4. Измерение 1яги с использованием осрсднснпого за оборот значения коэффициента перепада давления
2.7.5. Сравнение аэромсхапнчсских методов измерения тяги НВ
вертолета в полете
ГЛАВА 3. ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ II МЕТОДИЧЕСКИЕ
ПОГРЕШНОСТИ УСТРОЙСТВА ИЗМЕРЕНИЯ ТЯГИ НВ ,
3.1. Погрешности, обусловленные маховым движением
лопасти
3.1.1. Коэффициент тяги ИВ при косой обдувке 1
3.1.2. Концевые потери
3.2. Погрешности, возникающие при изгибнокрутильнмх
деформа шях лопас ги
3.3. Результаты легных испытаний устройства измерения тяги на
режиме в и сен и я.
3.4. Результаты летных испытаний устройства измерения тяги в режиме полета.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ.
ЛИТЕРАТУРА


По этой причине при исследованиях аэродинамики лопасти целесообразно использование импульсной теории и теории элемента лопасти. Там, где это необходимо, при построении измерителя (решения обратной задачи аэродинамики НВ) будем априори задавать закон распределения индуктивных скоростей по диску НВ. Болес строгие вихревые и нелинейные методы могут быть применены в дальнейшем для коррекции и уточнения полученных соотношений. При исследовании аэродинамики НВ обычно используется одна из следующих систем координат: система координат, связанная с вертолетом — ОсХсУс7с, система координат', связанная с плоскостью автомата перекоса — ОаХаУа2п. В — OXYZ, система координат, связанная с осью конуса I ИЗ — ОкХкУк7к. При использовании первой системы координат аэродинамические характеристики МП будут зависеть от ряда параметров движения вертолета, часть которых может быть определена лишь при совместном решении задач аэродинамики и динамики движения вертолета. Применение системы координат, связанной с плоскостью автомата перекоса, значительно сокращает число параметров, от которых зависит аэродинамика ІІВ. В частности, при использовании этой системы координат необходимо учитывать угол запаздывания лопастей и влияние компенсатора взмаха, в чем отпадает необходимость при применении системы координат OXYZ или ОкХкУк7к, сводящих число параметров, влияющих на аэродинамику НВ. Из этих двух систем предпочтение следует отдать первой из них. Для системы координат ОХУ7плоскость Х совпадает с плоскостью вращения НВ. При этом угол (ро равен углу между плоскостью Х и хордой лопасти в сечении на расстоянии г от оси вращения: г =г/К=0. В — радиус НВ. Г — относительный радиус сечения. Ух. OZ направлена в сторону наступающей лопасти (рис. ОХ. Вектор воздушной скорости V движения IIB в системе координат OXYZ раскладывается на две составляющие: продольную скорость движения V* вдоль оси ОХ. Vx/coR ~ -Vcosct/coR называется характеристикой работы IIB, и осевую скорость движения Vy , безразмерное значение которой обозначим как vy ~ V^coR = =Vsina/coR, где со — частота вращения ИВ, причем Vy>0 при подъеме вертолета и Vy<0 при его спуске. При этом мгновенные безразмерные точечные характеристики поля давлений на поверхности лопасти (коэффициенты перепада давления) и безразмерные аэродинамические характеристики лопасти и MB полностью зависят от параметров движения НВ и и vy . Маха (М) на конце лопасти и от азимутального угла положения лопасти \/. ОХ. Однако осредненные за один оборот ИВ указанные выше характеристики поля давлений будут зависеть только от параметров p. М, характеризующих работу ИВ при любом квазиустановившсмся движении НВ и вертолета. Рт:с. Таким образом, задачу построения адекватной связи между точечными характеристиками поля давлений на лопасти НВ и интегральными аэродинамическими характеристиками лоиасги и НВ будем решать в слсдуюіі їси поста нов ке. Рассматривается кяазиустановившсеся движение НВ, характеризуемое параметрами движения н и 'у. Сжимаемость воздуха предполагается учитывать путем применения поправки Прандля-Глауэрта. Лопасть произвольной формы в плане, задаваемой в виде закона изменения хорды лопасти Ь=Ь( г). Дф”Дф(г). Аф(0. Сау - Сау(г) и закона изменения угла нулевой подъемной силы «о - схо(г). Деформациями лопастей и разносом горизонтальных шарниров пренебрегаем. Исследование аэродинамики лопасти и ІІВ будем производить на базе теории элемента лопасти. При этом будем считать, что закон распределения безразмерной индуктивной скорости и = и (Г. Ст. Ст. У/соII “ Ц) (т. Ст) + (г, Ст) $Іі1ф + ІК (г. Ст) СОЗф. Ц) (Г. Ст), II) (г. Ст). Ст) будут определены в дальнейшем в зависимости от используемой модели поля индуктивных скоростей. Угол атаки аг лопасти в сечении Г равен разности угла установки этого сечения ф(т) и угла нригскания |ї* (рисі. Дф(г), (1. Дф(г) — крутка лопасти. Wj/coR ~ f + u sin|/, (1. Wy/o)R U (г, Стл}/) +\. Wy/coR = f R - /coR ~ г: (1. Р(ф) — угол взмаха лопасти, равный углу между осыо лопасти и плоскостью вращения ИВ. РОр)= Ро -Р і simp - Р2 cos |/. Коэффициенты махового движения ро , Pi . НВ. ИВ в бок. ИВ назад.