Войти
McDonnell XV-1 мог замедлить свой ротор с 410 до 180 об / мин Принцип замедленного ротора используется в конструкции некоторых вертолетов. На обычном вертолете частота вращения несущего винта постоянна; его уменьшение на более низких скоростях полета также может снизить расход топлива и позволить самолету летать более экономично. В составном вертолете и связанных с ним конфигурациях самолетов, таких как гиродин и крылатый автожир, снижается скорость ротора и разгрузочной части. подъемной силы до неподвижного крыла снижает сопротивление лобового сопротивления, позволяя летательному аппарату летать быстрее.
Традиционные вертолеты получают и свою тягу, и подъемную силу от несущего винта, а также за счет использования специального силового устройства, такого как пропеллер или реактивный двигатель., нагрузка на ротор уменьшается. Если крылья также используются для подъема летательного аппарата, ротор может быть разгружен (частично или полностью), а его скорость вращения дополнительно снижена, что обеспечивает более высокую скорость летательного аппарата. Составные вертолеты используют эти методы, но Boeing A160 Hummingbird показывает, что замедление несущего винта возможно без крыльев или пропеллеров, а обычные вертолеты могут снизить число оборотов турбины (и, следовательно, скорость несущего винта) до 85. %, используя на 19% меньше энергии. В качестве альтернативы, исследования показывают, что двухмоторные вертолеты могут снизить потребление топлива на 25-40% при использовании только одного двигателя, учитывая адекватную высоту и скорость в пределах безопасных областей диаграммы высота-скорость .
По состоянию на 2012 год, Никакие составные или гибридные крыло / винтовые (пилотируемые) самолеты не производились в больших количествах, и лишь некоторые из них использовались в качестве экспериментальных самолетов, главным образом потому, что возросшие сложности не были оправданы военным или гражданским рынком. Изменение скорости ротора может вызвать сильные вибрации на определенных резонансных частотах.
Роторы с противоположным вращением, как на Sikorsky X2, решают проблему несимметрии подъемной силы, поскольку левая и правая стороны обеспечивают почти равную подъемную силу с меньшим количеством хлопков. X2 решает проблему сжимаемости за счет снижения скорости вращения ротора с 446 до 360 об / мин, чтобы острие выдвигающейся лопасти оставалось ниже звукового барьера при превышении скорости 200 узлов.
Влияние воздушной скорости лопасти на подъемную силу на наступающей и отступающей стороне при скорости самолета 100 узлов. Винты обычных вертолетов предназначены для работы на фиксированная скорость вращения с точностью до нескольких процентов. Это вводит ограничения в областях диапазона полета , где оптимальная скорость отличается.
В частности, это ограничивает максимальную скорость движения самолета вперед. Две основные проблемы ограничивают скорость винтокрылого аппарата:
Эти (и другие) проблемы ограничивают практическая скорость обычного вертолета примерно до 160–200 узлов (300–370 км / ч). В крайнем случае, теоретическая максимальная скорость винтокрылого самолета составляет около 225 узлов (259 миль / ч; 417 км / ч), что чуть выше текущего официального рекорда скорости для обычного вертолета, установленного Westland Lynx, который летел со скоростью 400 км / ч (250 миль / ч) в 1986 году, когда его концы лопастей были почти Мах 1.
Диаграмма соотношения сторон винтокрылого аппарата (mu) 
Кривые типа сопротивления как функция воздушной скорости (смоделировано) 
Для винтокрылого летательного аппарата коэффициент опережения (или Mu, символ 
«Относительная скорость конца лопасти» u - это конечная скорость относительно самолета ( не скорость полета наконечника). Таким образом, формула для коэффициента продвижения:
Когда лопасть ротора находится в перпендикулярно летательному аппарату и движется вперед, его конечная воздушная скорость Vtравна скорости летательного аппарата плюс относительная скорость конца лопасти, или Vt=V+u. При mu = 1 V равно u, а конечная воздушная скорость вдвое превышает скорость самолета.
В том же положении на противоположной стороне (отступающая лопасть) конечная воздушная скорость равна скорости самолета минус относительная скорость конца лопасти, или Vt=V-u. При mu = 1 верхняя воздушная скорость равна нулю. При значении mu от 0,7 до 1,0 большая часть отходящей стороны имеет обратный воздушный поток.
Хотя характеристики ротора имеют фундаментальное значение для летных характеристик винтокрылого аппарата, мало публичных аналитических и экспериментальных знаний существует между коэффициентами опережения от 0,45 до 1,0, и ни один из них не является известно выше 1.0 для полноразмерных роторов. Компьютерное моделирование не дает адекватных прогнозов при высоких мю. Область обратного потока на отступающей лопасти не совсем понятна, однако были проведены некоторые исследования, особенно для роторов с накипью. Управление прикладных технологий авиации США проводит в 2016 году вспомогательную программу, направленную на разработку трансмиссий со снижением частоты вращения ротора на 50%.
Профиль лобового сопротивления ротора соответствует в куб с его скоростью вращения. Таким образом, снижение скорости вращения приводит к значительному уменьшению лобового сопротивления несущего винта, что позволяет увеличить скорость самолета. Обычный несущий винт, такой как UH-60A, имеет наименьшее потребление около 75% об / мин, но более высокая скорость (и вес) самолета требует более высоких оборотов.
Диск ротора с переменным радиусом - это другой способ уменьшить скорость наконечника, чтобы избежать сжимаемости, но теория нагружения лопастей предполагает, что фиксированный радиус с различными оборотами в минуту работает лучше, чем фиксированный радиус с переменным радиусом.
Обычные вертолеты имеют несущие винты с постоянной частотой вращения и регулируют подъемную силу, изменяя угол атаки лопастей или общий шаг. Роторы оптимизированы для режимов полета с большой подъемной силой или высокой скоростью и в менее сложных ситуациях не так эффективны.
Профиль лобового сопротивления ротора соответствует кубу его скорости вращения. Таким образом, уменьшение скорости вращения и увеличение угла атаки могут привести к значительному снижению лобового сопротивления ротора и снижению расхода топлива.
Pitcairn PCA-2. Ротор без двигателя, пропеллер трактора, крылья. Технические параметры, указанные для каждого из перечисленных типов:
Когда Хуан де ла Сьерва разработал автожир в течение 1920-х и 30-х годов, было обнаружено, что конечные скорости продвигающейся лопасти ротора могут стать чрезмерными. Конструкторы, такие как он и Гарольд Ф. Питкэрн, разработали идею добавления обычного крыла для разгрузки несущего винта во время высокоскоростного полета, позволяющего ему вращаться на более низких скоростях.
Pitcairn PCA-2 1932 года имел максимальную скорость 20-102 узлов (117 миль / ч; 189 км / ч), μ = 0,7 и L / D = 4,8
Инженер NACA Джон Уитли изучил эффект изменения передаточных чисел примерно до 0,7 в аэродинамической трубе в 1933 году и опубликовал знаменательное исследование в 1934 году. Хотя подъемную силу можно было предсказать с некоторой точностью, к 1939 году современная теория по-прежнему давал нереально низкие значения лобового сопротивления ротора.
Fairey Aviation в Великобритании разработали серию экспериментальных гиродинов с приводом от наконечника в конце 1940-х и 1950-х гг.. Их кульминацией стал Fairey Rotodyne, пассажирский самолет вертикального взлета и посадки с одним несущим винтом, дополненным крыльями и двумя турбовинтовыми двигателями. В прямом полете мощность несущего винта была снижена примерно до 10%. 166 узлов (191 миль / ч; 307 км / ч). 0.6. От 120 до 140 60% \ 40%.
В то же время ВВС США исследовали быстрые самолеты вертикального взлета и посадки. Макдоннелл разработал то, что стало McDonnell XV-1, первым из V-образных типов, который летал в 1955 году. Это был гиродин с приводом от наконечника , который отключал тягу ротора. на высоких скоростях и опирался на толкающий винт для поддержания прямого полета и авторотации несущего винта. Подъемная сила была разделена между несущим и короткоствольным крыльями. Он установил рекорд скорости винтокрылых машин в 170 узлов (200 миль / ч; 310 км / ч). 0,95. 180-410 (50%). 85% \ 15%. 6.5 (Испытания в аэродинамической трубе при 180 об / мин без винта.)
Lockheed AH-56 Cheyenne возник в результате продолжающейся программы Lockheed по разработке жестких роторов, которая началась с CL-475 в 1959. Короткие крылья и тяговый турбореактивный двигатель для разгрузки несущего винта были впервые добавлены к XH-51A, и в 1965 году это позволило аппарату установить мировой рекорд скорости в 272 мили в час (438 км / ч). «Шайенн» полетел всего два года спустя, получая тягу вперед от толкающего винта. Однако в производство он не поступил. 212 узлов (244 миль / ч; 393 км / ч). 0.8... \ 20%.
Проект Piasecki 16H Pathfinder аналогичным образом развил первоначально обычную конструкцию в составной вертолет в течение 1960-х годов, достигнув высшей точки в 16H-1A Pathfinder II, который успешно летал в 1965 году. Тяга была достигнута с помощью вентилятора в хвостовой части.
Bell 533 1969 года был составным реактивным вертолетом. 275 узлов (316 миль / ч; 509 км / ч).
McDonnell XV-1. Опционально приводимый ротор, толкающий винт, крылья.
Фэйри Ротодин. Опционально приводной ротор, гребные винты трактора, крылья.
Локхид AH-56 Шайенн. Силовой винт, толкающий винт, крылья.
Белл 533. Ротор, струи, крылья.
Составной вертолет продолжал изучаться и пилотироваться экспериментально. В 2010 году Sikorsky X2 летал с коаксиальными роторами. 250 узлов (290 миль / ч; 460 км / ч). 0.8. 360 - 446. Нет крыльев. В 2013 году совершил полет Eurocopter X3. 255 узлов (293 миль / ч; 472 км / ч). 310 минус 15%. 40-80% \.
Составной автожир, в котором ротор дополнен крыльями и тяговым двигателем, но сам не приводится в движение, также подвергся дальнейшей доработке Джеем Картером-младшим. Он управлял своим CarterCopter в 2005 г. 150 узлов (170 миль / ч; 280 км / ч). 1. 50%. К 2013 году он разработал его конструкцию в личный летательный аппарат, Carter PAV. 175 узлов (201 миль / ч; 324 км / ч). 1.13. От 105 до 350.
Потенциал замедленного ротора в повышении экономии топлива также был изучен на БПЛА Boeing A160 Hummingbird, обычном вертолете. 140 узлов (160 миль / ч; 260 км / ч). От 140 до 350.
Boeing A160 Hummingbird. Ни крыльев, ни пропеллера.
Sikorsky X2. Ротор с приводом, толкающий винт, без крыльев.
Eurocopter X3. Ротор с силовым приводом, пропеллеры трактора, крылья.
Carter PAV. Несущий винт, толкающий винт, крылья.
| Внешнее изображение | |
|---|---|
 Некоторые предыдущие попытки на высокоскоростном VTOL работает только в Microsoft Internet Explorer |
