3.5. Потребная энерговооруженность вертолета

Для современных вертолетов характерными (расчетными) режимами полета [90] принято считать: висение на статическом потолке = 1000...1500 м; полет на динамическом потолке ; полет с максимальной скоростью = 250…300 км/ч на высоте  = 500 м; продолженный взлет при отказе одного двигателя (другой работает на чрезвычайном режиме). Каждый из расчетных случаев характеризуется потребной мощностью для привода НВ и РВ и величиной потерь мощности. Потребная энерговооруженность вертолета определяется максимальным значением мощности двигателя на заданном режиме полета.

Мощность силовой установки (мощность двигателя) для каждого режима рассчитывают через удельную мощность , потребную для привода несущего винта на соответствующем режиме полета. При этом удельную мощность приводят к мощности на высоте = 0 ( ) и при = 0 ( ) с учетом степени дросселирования двигателей в зависимости от режима и коэффициента использования мощности :

, (3.27)

где “0”‑ индекс приведения; ‑ коэффициенты, учитывающие изменение располагаемой мощности двигателя в зависимости от высоты, скорости полета и дросселирования двигателя:

= 1 – 0,0695· ( в км); (3.28)

= 1 + 5,5·10^-7· ( в км/ч). (3.29)

При вычислении и используются значения и , соответствующие рассматриваемому расчетному режиму (табл. 3.5).

Таблица 3.5

Коэффициент использования мощности в общем случае является функцией скорости (рис. 3.9).

На режиме висения для легких вертолетов можно принять [28]:

 = 0,84…0,86 при m₀  10000 кг.

На экономической скорости горизонтального полета, обеспечивающей минимальный расход топлива, следует принять = 0,865; на максимальной ‑ = 0,875; на крейсерской ‑ = 0,872.

В табл. 3.6 приведены значения постоянных и переменных потерь эффективной мощности двигательной установки при передаче ее на несущий винт трансмиссией [28]: .

Таблица 3.6

Значения коэффициентов мощности, характеризующих степень дросселирования двигателя на различных режимах его работы, приведены в табл. 3.7.

Таблица 3.7