§ 12. Выбор параметров и влияние их на характеристики ротора

§ 12. Выбор параметров и влияние их на характеристики ротора.

Степень влияния каждого параметра на характеристики ротора установить непосредственно из уравнений трудно, поэтому ниже сравниваются характеристики ротора при разных значениях одного параметра и при соответственно равных других. Характеристики ротора для такого сравнения подсчитывались по способу баланса энергии. За исходные параметры приняты А = 3, δ = 0,006, Θ = 2°, k =0,1 и γ = 10. Результаты подсчетов сведены в табл. 3 - 8 и изображены на графиках (фиг. 64 - 68). Пунктирные кривые относятся к ротору с исходными параметрами, а остальные кривые к ротору с параметрами, отличными от исходного, и имеют соответствующие надписи.

Сравнивая соответствующие кривые, можно видеть степень влияния каждого параметра на величины качества и коэффициента подъемной силы.

При аэродинамическом расчете ротора приходится делать выбор А и δ по характеристике профиля лопасти. Не вполне удачный выбор этих величин может привести к ошибке в определении характеристик ротора.

Выбор параметра А для данного профиля лопасти можно сделать довольно легко по графику С_y по α для профиля при , так как А есть коэффициент пропорциональности С_y углу α до критического угла атаки. Величина А для всех теоретических профилей согласно теории крыла в плоскопараллельном потоке равна π, для действительных профилей она будет меньше. Так, например, для профиля Геттинген 429 величина А = 3. Из фиг. 64 видно, что небольшая ошибка в определении А не скажется значительно на характеристике ротора.

Гораздо менее определенен выбор δ коэффициента среднего профильного сопротивления, а между тем он, судя по кривым фиг. 65, сильно влияет на качество ротора. При выборе δ надо исходить, прежде всего, из того, что он должен быть больше коэффициента лобового сопротивления профиля на малых

характеристики ротора. Пунктирные кривые подсчитаны по формулам, которые соответствуют углу взмаха со вторыми гармониками, т. е.

β = a₀ – a cosψ – b sinψ – a cos2ψ – b₂ sin2ψ

а сплошные - по формулам, приведенным в данной главе {все, остальные допущения в том и другом случае одинаковы).

Следует отметить в заключение, что эксперименты с моделью ротора D=1,5м, производившиеся в 1928 г. в аэродинамической трубе Национальной физической лаборатории в Англии, дали результаты, хорошо совпадающие с результатами, полученными подсчетом для того же ротора по теории Глауэрта и Локка.

§ 13. Сравнение ротора автожира и крыла самолета.

Приблизительное значение индуктивного сопротивления, отнесенного к С_y нанесено на фиг.68 пунктиром; оно будет одинаково для обеих несущих поверхностей согласно § 1.

Из сравнения характеристик ротора и крыла следует.

Максимальное качество ротора меньше максимального качества крыла более чем в 2 раза, благодаря чему автожир хуже самолета в скороподъемности и в потолке.

В пояснение того, что максимальное качество ротора должно быть меньше, чем максимальное качество крыла, можно привести следующие соображения.

У крыла при некоторых углах атаки результирующая аэродинамическая сила наклонена вперед от перпендикуляра к хорде крыла, тогда как у ротора на всех углах атаки результирующая аэродинамическая сила наклонена от оси ротора назад.

Глава 3. Аэродинамический расчет автожира.

Аэродинамический расчет автожира делается с целью определения его летных характеристик, как то:

1. 
   горизонтальных скоростей - максимальных и минимальных, без снижения;
   
2. 
   потолка;
   
3. 
   скороподъемности;
   
4. 
   скорости по траектории при крутом планировании.
   

§ I. Поляра автожира.

Для выполнения аэродинамического расчета автожира необходимо вычислить поляру всего автожира. Почти все существующие автожиры помимо основной несущей поверхности - ротора - имеют еще небольшое неподвижное крыло, расположенное под ротором. Поэтому прежде всего в нашу задачу должно войти определение поляры комбинированной несущей поверхности, состоящей из ротора и крыла; очевидно, что, имея такую поляру, будет легко получить поляру всего автожира простым прибавлением вредного сопротивления к лобовому сопротивлению ротора и крыла.

Если подходить строго к этой задаче, то необходимо было бы учесть взаимное влияние ротора и крыла. Но если учет влияния ротора на крыло, выражающийся в скосе потока у крыла благодаря наличию индуктивной скорости, вызванной ротором, более или менее определен, то влияние крыла на работу ротора (которое возможно изменить распределением осевых скоростей на сметаемом диске ротора) учесть трудно. Поэтому мы ограничиваемся учетом влияния ротора на крыло. Это приближение допустимо еще и по той причине, что подъемная сила крыла у большинства существующих автожиров составляет от веса автожира примерно 8 - 10% на малых скоростях и 25 - 30% на максимальных скоростях.

Коэффициенты и при данном угле атаки автожира i вычисляются подобно коэффициентам и при помощи уравнений; аналогичных уравнениям (47) (48) и (50), в последнем вместо и нужно брать и из продувки.

Если результаты продувки модели отнести к площади, сметаемой ротором, то множитель 8 уравнения (50) будет равен единице,

жүктеу/скачать 0.51 Mb.

Достарыңызбен бөлісу: