Оптимизация несущего винта вертолета АК1-3

Проблема создания современного вертолета, способного конкурировать с лучшими мировыми образцами аналогичного класса, диктует необходимость объединения научных потенциалов различных организаций, что позволяет при его разработке и производстве реализовать последние достижения в области аэродинамического расчета, аэроупругости, прочности, применения современных технологий. В данной статье авторы предлагают читателям ознакомиться с теми подходами, которые были использованы при проектировании несущего винта легкого вертолета АК1-3.
При проектировании и создании вертолета АК1-3 большое внимание уделялось вопросам надежности и ресурса работы его узлов и агрегатов, простоте применяемых конструктивных решений и технического обслуживания вертолета в эксплуатации.
Несущая система вертолета определяет его характеристики на этапах взлета и посадки, экономичность эксплуатации на крейсерских режимах полета, устойчивость и управляемость, а также основные параметры снижения вертолета на режиме авторотации. В связи с этим при выборе аэродинамической компоновки несущего винта применялись современные методы оптимизации несущей системы вертолета, а также последние достижения в области инженерных решений и современных технологий. При расчете характеристик несущего винта использовались и методы определения отдельных свойств винта, таких как резонансные частоты лопастей, границы флаттера и других видов неустойчивого движения винта.
Конструкция втулки определяет тип несущего винта. В практике мирового вертолетостроения в настоящее время широкое применение находят несущие винты с упругим креплением лопастей (AS.342, EC.120, EC.135 и др.). Упругий элемент втулки (торсион, эластомер) за счет своей деформации выполняет функции трех шарниров, что позволяет значительно упростить конструкцию втулки. Благодаря применению новых материалов такая втулка позволяет обеспечить прочность и надежность работы винта при минимальном объеме работ по техническому обслуживанию. Кроме того, у несущих винтов с упругим креплением лопастей значительно увеличиваются управляющие моменты, что позволяет улучшить маневренные характеристики и управляемость вертолета [1].
Исходя из перечисленных выше преимуществ, на вертолете АК1-3 применена втулка несущего винта с упругим креплением лопастей с помощью пластинчатого торсиона. Это позволило уменьшить вес несущей системы и снизить величину вредного сопротивления втулки, значительно сократить объем работ по ее техническому обслуживанию. Конструктивная схема втулки несущего винта вертолета АК1-3 показана на рис. 1.
Рис1. Конструктивная схема втулки несущего винта вертолета АК1-3
Выбор компоновки и рациональных параметров несущего винта с упругим креплением лопастей проводился в широком диапазоне варьирования возможных конструктивных параметров и режимов полета с использованием современных численных методов. Одним из основных параметров несущего винта, подлежащим выбору на этапе проектирования, является нагрузка на ометаемую площадь G/Fн. Несущий винт вертолета АК1-3 имеет нагрузку на ометаемую площадь 17-18 кгс/м2, что обеспечивает затягивание срыва потока у отступающей лопасти на больших скоростях полета и приемлемые значения вертикальной скорости снижения на режиме авторотации. Для сравнения в табл. 1 приведены значения нагрузки на ометаемую площадь G/Fн и коэффициента тяги несущего винта t0=Ct/б вертолета АК1-3 и других одновинтовых вертолетов аналогичного класса.
Таблица №1
Параметр АК1-3 R.22 Schweizer Safari Exec-162F
G/Fн, кгс/м2 17,69 13,42 17,7 14,87 14,91
t0=Ct/б 0,1432 0,153 0,175 0,153 0,199
Как следует из приведенной таблицы, вертолет АК1-3 имеет меньшее значение коэффициента тяги несущего винта t0, а соответственно и меньшие индуктивные потери.
Такие параметры несущего винта, как крутка лопасти, ее форма в плане и профилировка, выбирались из условия решения оптимизационной задачи на заданном режиме полета.
Профиль лопасти должен обеспечить высокую аэродинамическую эффективность винта и одновременно удовлетворять конструктивным требованиям и технологии ее изготовления. Критерием выбора профиля лопасти на режиме висения является реализация максимальной тяги несущего винта при заданной мощности двигателя, а на режимах поступательного горизонтального полета - уменьшение индуктивных потерь мощности, отсутствие вибраций и больших переменных аэродинамических нагрузок, обусловленных срывными явлениями на отступающей лопасти, возможностью возникновения явлений волнового кризиса на наступающей лопасти. Важным фактором при выборе профиля лопасти является и величина аэродинамического шарнирного момента, который определяет нагрузку на автомат перекоса и систему управления вертолета в целом.
На основе выполненных расчетов и проведенного анализа аэродинамических характеристик различных вертолетных профилей [2, 3], был выбран хорошо зарекомендовавший себя симметричный профиль серии NACA 630A. Данное семейство профилей позволяет обеспечить хорошие несущие свойства на больших углах атаки (Cymax=1,2-1,3), при небольшой величине профильного сопротивления (Сх0=0,005), в диапазоне изменения чисел Рейнольдса (0,6-3,2)106. Число М набегающего потока, при котором начинается значительный рост коэффициента лобового сопротивления профиля NACA 630A, составляет Мкр=0,78-0,8 [4]. Это дает возможность обеспечить горизонтальный полет вертолета до скоростей 210-220 км/ч без особенностей проявления эффекта сжимаемости у наступающей лопасти.
Симметричные профили серии NACA-63A012 практически являются "безмоментными", так как в эксплуатационном диапазоне углов атаки продольный аэродинамический момент профиля практически равен нулю.
Известно, что профили с большей относительной толщиной имеют преимущество перед более тонкими при малых значениях чисел Маха (М"0,4), что соответствует условиям обтекания комлевой части лопасти. Одновременно наличие более толстого профиля в комлевой части конструктивно и технологически целесообразно. Исходя из этого, начальным условием при проектировании лопасти было применение набора профилей серии NACA-63A с различной относительной толщиной (C=0,12-0,15).
Для определения крутки и профилировки лопасти вертолета АК1-3 был разработан численный метод, основанный на вихревой теории винта [5], в котором условием оптимальности является минимум индуктивных потерь при заданном значении тяги винта. В качестве метода оптимизации использовался симплекс-метод с ограничениями [6]. В результате проведенных исследований была получена крутка лопасти, обеспечивающая минимум потребной мощности на крейсерской скорости V=160 км/ч.
Крутка лопасти по ее длине имеет нелинейный характер и составляет =9,5о. С целью упрощения технологии изготовления лопасти нелинейная крутка аппроксимируется несколькими линейными участками.
Профилировка лопасти спроектирована следующим образом: на участке лопасти r=0,45-1,0 применен профиль NACA 63012A, при r=0,45 начинается переходная зона, в которой профиль NACA 63012A трансформируется в профиль NACA 63015A. Зона перехода построена с учетом обеспечения гладкости кривой переходного участка и выполнения условия dy/dr=0 в точках сочленения.
Известно [1, 7, 8], что применение отрицательной крутки лопасти улучшает аэродинамические характеристики несущего винта и вертолета в целом на режимах висения и вертикального набора высоты. Как показали расчеты, реализованная нелинейная крутка лопасти обеспечивает распределение коэффициента подъемной силы сечений лопасти вдоль радиуса , близкое к оптимальному и на режиме висения.
Рис. 2. Поляры несущего винта вертолета на висении
На рис. 2 приведены поляры несущего винта вертолета АК1-3 для двух вариантов крутки: плоской незакрученной лопасти (=0) и лопасти с отрицательной круткой =9,5о. Зависимость коэффициента аэродинамического совершенства винта М от коэффициента тяги иллюстрирует рис. 3. Коэффициент совершенства винта на режиме висения рассчитывался по формуле
где Ct и Tk - величины коэффициентов тяги и крутящего момента несущего винта.
Рис. 3.  Влияние крутки лопасти на коэффициент совершенства винта
Из приведенного графика (рис. 3) следует, что принятая отрицательная крутка увеличивает коэффициент совершенства винта на 7% по сравнению с плоской незакрученной лопастью (лопасть несущего винта вертолета Safari крутки не имеет).
Величина коэффициента тяги несущего винта на висении с полетной массой m=650 кг составляет =0,1432 (см. табл. 1). При этом несущий винт имеет потенциальные возможности по увеличению коэффициента совершенства М за счет увеличения нагрузки на ометаемую площадь и соответственно коэффициента тяги . Летные испытания вертолета показали, что несущий винт вертолета АК1-3 создает тягу 780-800 кгс без учета влияния близости земли (рис. 4). Это позволило реализовать высокие значения вертикальной скороподъемности вертолета (рис. 5).
Из приведенного графика (рис. 3) следует, что принятая отрицательная крутка увеличивает коэффициент совершенства винта на 7% по сравнению с плоской незакрученной лопастью (лопасть несущего винта вертолета Safari крутки не имеет).
Рис. 4. Висение вертолета с полетной массой 750 кг. Рис. 5. Располагаемая вертикальная скороподъемность вертолета АК1-3 при двух значениях полетного веса
Рис. 6. Распределение углов атаки сечения лопасти вдоль радиуса при двух азимутальных положениях
Применение крутки лопасти улучшает аэродинамические характеристики несущего винта и в поступательном полете, так как разгрузка концевых сечений лопасти затягивает срыв потока на отступающей лопасти в азимутах 270-300° и снижает возможность появления эффекта сжимаемости на наступающей лопасти в азимуте 90°. В качестве примера на рис. 6 показаны результаты расчетов распределения углов атаки сечений лопасти а(r) для двух вариантов компоновки несущего винта: с плоской лопастью без крутки (штриховая линия) и лопасти с нелинейной круткой 9.5° (сплошная линия с точками). Здесь же показано распределение критических углов атаки сечений лопасти aкр(r) (штриховая линия с кружками) с учетом чисел М и Рейнольдса. Расчеты выполнены для сбалансированного вертолета на максимальной скорости V=190 км/ч при частоте вращения винта nн=570 об/мин и полетной массе m=650 кг.
Левая часть графика соответствует распределению углов атаки сечений a(r) наступающей лопасти в азимуте 90о. Видно, что наличие крутки лопасти уменьшает углы атаки концевых сечений лопасти практически до нуля, что устраняет возможность проявления эффекта сжимаемости.
Правая часть графика соответствует распределению углов атаки сечений a(r) отступающей лопасти в азимуте 270°. У несущего винта с плоской лопастью углы атаки концевых сечений превышают критические значения a >- a(кр), что приводит к срыву потока с лопасти. Наличие крутки обеспечивает в концевых сечениях лопасти запас по углу атаки до начала срыва 2-2,5°.
Таким образом, аэродинамическая компоновка несущего винта вертолета АК1-3, полученная на основе современных подходов, позволила значительно улучшить летные характеристики вертолета как на режимах осевого обтекания, так и в поступательном полете. К примеру, максимальная не превышаемая скорость полета вертолета АК1-3 составляет VNE=190 км/ч, а у вертолета такого же класса Safari - VNE= 160 км/ч.
Второй важной проблемой, которую необходимо было решить при проектировании несущей системы вертолета АК1-3, являлся выбор технологии изготовления лопасти и ее конструктивно-силовой схемы, которая позволила бы реализовать разработанную аэродинамическую компоновку. С этой целью специалисты КБ "Аэро-коптер" провели сравнительный анализ современных технологий изготовления лопастей, надежности и стабильности их характеристик, экономичесмических показателей эксплуатации и стоимости изготовления.
В настоящее время широкое распространение получают лопасти несущих винтов, выполненные из полимерных композиционных материалов. Эти лопасти имеют ряд существенных преимуществ перед металлическими:
- высокая выносливость и коррозионная стойкость;
- снижение массы несущей системы;
- большой срок службы (ресурс);
- снижение стоимости производства и эксплуатации.
Кроме того, применение композитных технологий позволяет получать более гладкую и сложную геометрию лопасти по сравнению с металлической, то есть обеспечить заданную крутку и профилировку лопасти. Ресурс композитных лопастей в 5-8 раз больше ресурса металлических, что дает возможность использовать для сравнительной оценки такой экономический показатель [9], как стоимость эксплуатации 1 кг массы лопасти за один летный час (табл. 2).
Таблица 2
Характеристики лопасти Металлические лопасти Композитные лопасти
выкладка намотка
Весовой коэффициент лопасти kл 12,6-13,8

11,5-13,6

Массовая характеристика лопасти y 4,9-5,1

3,9-6,2

Цена эксплуатации 1 кг массы за л. ч., долл. 0,045 0,072 0.61
Рис. 7. Пресс-формы для изготовления лопостей вертолета АК1-3
Из приведенной таблицы следует, что стоимость эксплуатации композитных лопастей, изготовленных по укладочной технологии, практически не отличается от стои-мости эксплуатации металлических лопастей.
Главным конструктором и руководством предприятия было принято решение о производстве лопастей несущего и рулевого винтов из композиционных материалов по укладочной технологии. Данная технология хорошо отработана и успешно применяется на фирме "Камов" при производстве композитных лопастей вертолетов Ка-26, Ка-50, Ка-52. Выбор укладочной технологии производства композитных лопастей определил и конструктивно-силовую схему лопасти, необходимую технологическую оснастку (рис. 7).
Таким образом, комплексный подход, сочетающий оптимальную аэродинамическую компоновку лопасти и прогрессивную технологию ее изготовления, позволил создать несущую систему вертолета АК1-3, которая позволила реализовать высокие летные характеристики вертолета.
Литература:
1. Джонсон У. Теория вертолета. - М.:Мир,1983, Т1 и 2.
2. Каталог профилей Штуттгартского университета, 1996.
3. Исследования профиля лопасти несущего винта вертолета. Обзоры. Переводы. Рефераты. - М.:ЦАГИ, 1979, вып. 568.
4. Binghan G.J. and Noonan K.W. "An Analytical and Experimental Evaluation of Airfoil Sections for Helicopter Rotor Application" Proceeding National Symposium on Helicopter Aerodynamic Efficiency. - 1975, March 6-7, pp. 96-104.
5. Баскин В.Э., Вильдгрубе Л.С., Вождаев Е.С., Майкопар Г.И. Теория несущего винта/ Под ред. Мартынова А.К. - М.:Машиностроение,1973.
6. Моисеев Н.Н., Иванилов Ю.П., Столяров Е.М. Методы оптимизации. - М.:Наука,1978.
7. Миль М.Л. и др. Вертолеты. Расчет и проектирование/ Миль М.Л., Некрасов А.В., Браверман А.С., Гродко Л.Н., Лейкант М.А. - М.:Машиностроение,1966.
8. Гессоу А., Мейерс Г. Аэродинамика вертолета. - М.:Оборонгиз,1954.
9. Волов А.Г., Дибир А.Г., Гребенников В.А. Композитные лопасти несущего винта вертолета//Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии. - Харьков: НАКУ "ХАИ", 2001, вып. 9.

Евгений Ковалев, Владимир Удовенко, Вячеслав Щербак,
г. Полтава, г. Харьков