Замедленный ротор
Вариант конструкции вертолета
McDonnell XV-1 может замедлить свой ротор с 410 до 180 об/мин.

Принцип замедленного ротора используется в конструкции некоторых вертолетов . На обычном вертолете скорость вращения ротора постоянна; ее уменьшение при более низких скоростях полета 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 , уменьшение скорости вращения ротора и разгрузка части его подъемной силы на неподвижное крыло снижает сопротивление , позволяя самолету летать быстрее.

Введение

Традиционные вертолеты получают как тягу, так и подъемную силу от основного ротора; при использовании специального движительного устройства, такого как пропеллер или реактивный двигатель , нагрузка на ротор уменьшается. [1] Если крылья также используются для подъема самолета, ротор может быть разгружен (частично или полностью), а его скорость вращения еще больше снижена, что позволяет увеличить скорость самолета. Составные вертолеты используют эти методы, [2] [3] [4] но Boeing A160 Hummingbird показывает, что замедление ротора возможно без крыльев или пропеллеров, и обычные вертолеты могут снизить обороты турбины (и, следовательно, скорость ротора) до 85%, используя на 19% меньше мощности. [5] В качестве альтернативы, исследования показывают, что двухмоторные вертолеты могут снизить расход топлива на 25% -40% при работе только одного двигателя, учитывая достаточную высоту и скорость в безопасных зонах диаграммы высота-скорость . [6] [7] [8]

По состоянию на 2012 год не было произведено ни одного самолета с составным или гибридным крылом/винтом (пилотируемым) в больших количествах, и только несколько из них летали в качестве экспериментальных самолетов, [9] в основном потому, что возросшая сложность не была оправдана военным или гражданским рынком. [10] Изменение скорости ротора может вызвать сильные вибрации на определенных резонансных частотах. [11]

Вращающиеся в противоположных направлениях роторы (как на Sikorsky X2 ) решают проблему асимметрии подъемной силы, поскольку левая и правая стороны обеспечивают почти одинаковую подъемную силу с меньшими колебаниями. [12] [1] X2 решает проблему сжимаемости, снижая скорость вращения ротора [1] с 446 до 360 об/мин [13] [14], чтобы удерживать конец движущейся лопасти ниже звукового барьера при скорости свыше 200 узлов. [15]

Принципы проектирования

Ограничения скорости роторов самолетов

Влияние скорости полета лопасти на подъемную силу на наступающей и отступающей стороне при скорости самолета 100 узлов.

Роторы обычных вертолетов рассчитаны на работу с фиксированной скоростью вращения с точностью до нескольких процентов. [16] [17] [18] [11] Это вносит ограничения в области полета , где оптимальная скорость отличается. [5]

В частности, он ограничивает максимальную скорость движения самолета. Две основные проблемы ограничивают скорость винтокрылых машин: [11] [4] [19] [12]

  • Срыв отступающей лопасти . По мере увеличения скорости движения вертолета поток воздуха над отступающей лопастью становится относительно медленнее, в то время как поток воздуха над наступающей лопастью относительно быстрее, создавая большую подъемную силу. Если этому не противодействовать взмахами , [ 20] это приведет к асимметрии подъемной силы и, в конечном итоге, к срыву отступающей лопасти, [2] [3] [21] [22] [1] и устойчивость лопасти пострадает, когда лопасть достигнет своих пределов для взмахов. [12] [23]
  • Трансзвуковое сопротивление вблизи кончика лопасти ротора. Более быстро движущийся продвигающийся кончик лопасти может начать приближаться к скорости звука , где трансзвуковое сопротивление начинает резко расти, и могут возникнуть серьезные эффекты бафтинга и вибрации. Этот эффект предотвращает дальнейшее увеличение скорости , даже если у вертолета остается избыточная мощность, и даже если он имеет высокообтекаемый фюзеляж. Похожий эффект не позволяет винтовым самолетам достигать сверхзвуковых скоростей, хотя они могут достигать более высоких скоростей, чем вертолет, поскольку лопасть винта не продвигается в направлении движения. [2] [3] [1] [24] [25] [26]

Эти (и другие) [27] [28] проблемы ограничивают практическую скорость обычного вертолета примерно до 160–200 узлов (300–370 км/ч). [1] [26] [29] [30] В крайнем случае, теоретическая максимальная скорость для винтокрылого самолета составляет около 225 узлов (259 миль/ч; 417 км/ч), [28] что немного выше текущего официального рекорда скорости для обычного вертолета, установленного Westland Lynx , который летал со скоростью 400 км/ч (250 миль/ч) в 1986 году [31], когда кончики его лопастей были почти равны  1 Маха. [32]

Замедленные роторы и скорость самолета

Диаграмма удлинения винтокрылого аппарата (mu)
Кривые сопротивления в зависимости от скорости полета (моделирование)
Крейсерские комбинации мощности ротора, пропеллера и крыльев.
Крейсерские комбинации мощности ротора, пропеллера и крыльев.

Для винтокрылых машин передаточное отношение (или Mu, символ ) определяется как скорость движения самолета V, деленная на относительную скорость конца его лопасти. [33] [34] [35] Верхний предел mu является критическим фактором проектирования для винтокрылых машин, [23] а оптимальное значение для традиционных вертолетов составляет около 0,4. [4] [26] μ {\displaystyle \мю}

«Относительная скорость конца лопасти» u — это скорость конца лопасти относительно самолета (а не воздушная скорость конца лопасти). Таким образом, формула для коэффициента опережения следующая:

μ = В ты = В Ω ⋅ Р {\displaystyle \mu = {\frac {V}{u}}={\frac {V}{\Omega \cdot R}}} где Омега (Ω) — угловая скорость ротора , а R — радиус ротора (примерно длина одной лопасти ротора) [36] [23] [13]

Когда лопасть ротора перпендикулярна самолету и движется вперед, ее воздушная скорость конца V t равна скорости самолета плюс относительная скорость конца лопасти, или V t = V + u . [12] [37] При mu = 1 V равна u , а воздушная скорость конца в два раза больше скорости самолета.

В том же положении на противоположной стороне (отступающая лопасть) скорость конца лопасти равна скорости самолета за вычетом относительной скорости конца лопасти, или V t = V - u . При mu = 1 скорость конца лопасти равна нулю. [30] [38] При mu между 0,7 и 1,0 большая часть отступающей стороны имеет обратный поток воздуха. [13]

Хотя характеристики ротора имеют основополагающее значение для производительности винтокрылых машин, [39] существует мало общедоступных аналитических и экспериментальных знаний в диапазоне от 0,45 до 1,0, [13] [40] и ничего не известно выше 1,0 для полноразмерных роторов. [41] [42] Компьютерное моделирование не способно дать адекватные прогнозы при высоком значении mu. [43] [44] Область обратного потока на отступающей лопасти недостаточно изучена, [45] [46] однако были проведены некоторые исследования, [47] [48] особенно для масштабированных роторов. [49] [50] Управление прикладных технологий авиации армии США в 2016 году запустило вспомогательную программу, направленную на разработку трансмиссий с 50%-ным снижением скорости ротора. [51]

Профильное сопротивление ротора соответствует кубу его скорости вращения . [52] [53] Таким образом, уменьшение скорости вращения значительно снижает сопротивление ротора, позволяя самолету развивать более высокую скорость. [13] Обычный ротор, такой как UH-60A , имеет наименьшее потребление около 75% об/мин, но более высокая скорость самолета (и его вес) требуют более высоких оборотов в минуту. [54]

Диск ротора с переменным радиусом — это другой способ снижения скорости конца лопасти для избежания сжимаемости, но теория нагрузки лопасти предполагает, что фиксированный радиус с переменным числом оборотов работает лучше, чем фиксированное число оборотов с переменным радиусом. [55]

Экономия топлива при замедлении роторов

Обычные вертолеты имеют роторы с постоянной скоростью 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 столь эффективны.

Профильное сопротивление ротора соответствует кубу его скорости вращения . [52] [53] Таким образом, уменьшение скорости вращения и увеличение угла атаки может значительно снизить сопротивление ротора, что позволит снизить расход топлива. [5]

История

Автожир Pitcairn PCA-2 . Ротор без двигателя, тянущий винт, крылья.

Технические параметры, указанные для каждого перечисленного типа:

  • максимальная скорость.
  • μ — отношение скорости поступательного движения к скорости вращения конца винта.
  • Подъемная сила ротора в процентах от общей подъемной силы на полной скорости.
  • Подъемно-лобовое качество (L/D).

Раннее развитие

Когда Хуан де ла Сиерва разрабатывал автожир в 1920-х и 1930-х годах, было обнаружено, что скорость кончика лопасти наступающего ротора может стать чрезмерной. Такие конструкторы, как он и Гарольд Ф. Питкэрн, разработали идею добавления обычного крыла, чтобы разгрузить ротор во время высокоскоростного полета, позволяя ему вращаться на более медленных скоростях. [ необходима цитата ]

Автожир Pitcairn PCA-2 1932 года имел максимальную скорость 20-102 узлов (117 миль/ч; 189 км/ч) [56] , μ 0,7 [57] и L/D 4,8 [58].

Инженер NACA Джон Уитли исследовал влияние изменения передаточного отношения до примерно 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 все еще давала нереалистично низкие значения сопротивления ротора. [59]

Послевоенные проекты

Fairey Aviation в Великобритании работала над гиродинами в конце 1940-х и 1950-х годах, разрабатывая реактивную тягу с концевыми лопастями, которая устраняла необходимость в противодействующем моменте. Они достигли кульминации в Fairey Rotodyne , прототипе пассажирского самолета VTOL, который мог сочетать вертикальную посадку вертолета со скоростью самолета с фиксированным крылом. Rotodyne имел один главный винт диаметром 90 футов, дополненный крылом шириной 46 футов с прямой тягой, обеспечиваемой двумя турбовинтовыми двигателями. В прямом полете мощность ротора снижалась примерно до 10%. [ необходима цитата ] Его максимальная скорость составляла 166 узлов (191 миль в час; 307 км/ч) — рекорд, установленный в 1959 году. [60] [61] 0,6. [62] Скорость вращения ротора составляла от 120 (высокоскоростной крейсерский полет как автожир) до 140 ( выход на посадку как вертолет) об/мин. [63] Во время полета вперед 60% подъемной силы приходилось на крылья и 40% на ротор. [64]

В то же время ВВС США исследовали быстрые самолеты вертикального взлета и посадки. Макдоннелл разработал то, что стало McDonnell XV-1 , первым из типов с обозначением V, который поднялся в воздух в 1955 году. Это был гиродин с приводом от концевой струи , который отключал тягу ротора на высоких скоростях и полагался на толкающий винт для поддержания прямого полета и авторотации ротора. Подъемная сила распределялась между ротором и крыльями-корпусами. Он установил рекорд скорости винтокрылого аппарата в 170 узлов (200 миль в час; 310 км/ч). 0,95. [65] 180-410 [66] (50% [67] ). 85% \ 15%. [68] 6,5 (Испытания в аэродинамической трубе при 180 об/мин без винта. [69] )

Военный ударный вертолет Lockheed AH-56 Cheyenne для армии США возник в результате продолжающейся исследовательской программы Lockheed по жестким роторам, которая началась с CL-475 в 1959 году. Укороченные крылья и реактивный двигатель для разгрузки ротора были впервые добавлены к XH-51A, и в 1965 году это позволило аппарату достичь мирового рекорда скорости в 272 мили в час (438 км/ч). Cheyenne полетел всего два года спустя, получая свою прямую тягу от толкающего винта. Хотя были заказаны предсерийные прототипы, программа столкнулась с проблемами и была отменена. [70] 212 узлов (244 мили в час; 393 км/ч). [71] [72] 0,8. [65] .. \ 20%. [73]

Проект Piasecki 16H Pathfinder также развивал изначально обычную конструкцию в составной вертолет в течение 1960-х годов, достигнув кульминации в 16H-1A Pathfinder II, который успешно поднялся в воздух в 1965 году. Тяга достигалась с помощью вентилятора в канале в хвосте. [74]

Bell 533 1969 года выпуска был реактивным вертолетом. Скорость 275 узлов (316 миль/ч; 509 км/ч). [75] [76]

  • Некоторые послевоенные типы
  • McDonnell XV-1. Опционально приводной ротор, толкающий винт, крылья.
    McDonnell XV-1 . Опционально приводной ротор, толкающий винт, крылья.
  • Fairey Rotodyne. Опционально приводной ротор, тянущие винты, крылья.
    Fairey Rotodyne . Опционально приводной ротор, тянущие винты, крылья.
  • Lockheed AH-56 Cheyenne. Приводной ротор, толкающий винт, крылья.
    Lockheed AH-56 Cheyenne . Приводной ротор, толкающий винт, крылья.
  • Bell 533. Приводной ротор, сопла, крылья.
    Bell 533. Приводной ротор, сопла, крылья.

Современные разработки

Составной вертолет продолжал изучаться и летать экспериментально. В 2010 году Sikorsky X2 летал с соосными роторами . 250 узлов (290 миль/ч; 460 км/ч). [77] [78] 0,8. [13] 360 до 446. [13] [14] Без крыльев. [79] В 2013 году Eurocopter X3 летал. [80] 255 узлов (293 миль/ч; 472 км/ч). [81] [82] 310 минус 15%. [12] 40 [12] [1] -80% \. [83] [84]

Составной автожир, в котором ротор дополнен крыльями и двигателем тяги, но сам по себе не имеет привода, также подвергся дальнейшему усовершенствованию Джеем Картером-младшим. Он летал на своем CarterCopter в 2005 году. 150 узлов (170 миль в час; 280 км/ч). [85] 1. 50%. [13] К 2013 году он разработал его конструкцию в персональное воздушное транспортное средство , Carter PAV . 175 узлов (201 миль в час; 324 км/ч). 1.13. 105 [86] до 350. [87]

Потенциал замедленного ротора в повышении экономии топлива также изучался на БПЛА Boeing A160 Hummingbird , обычном вертолете. 140 узлов (160 миль/ч; 260 км/ч). 140–350. [88]

  • Недавние самолеты с замедленным ротором
  • Boeing A160 Hummingbird Без крыльев и пропеллера.
    Boeing A160 Hummingbird
    Без крыльев и пропеллера.
  • Sikorsky X2 Приводной ротор, толкающий винт, без крыльев.
    Sikorsky X2
    Приводной ротор, толкающий винт, без крыльев.
  • Eurocopter X3 Приводной ротор, тяговые винты, крылья.
    Eurocopter X3
    Приводной ротор, тяговые винты, крылья.
  • Carter PAV Неприводной ротор, толкающий винт, крылья.
    Carter PAV
    Неприводной ротор, толкающий винт, крылья.

Смотрите также

Ссылки

Цитаты

  1. ^ abcdefg Чандлер, Джей. "Усовершенствованные конструкции ротора нарушают обычные ограничения скорости вертолета (стр. 1) Архивировано 18 июля 2013 г. на Wayback Machine " Страница 2 Архивировано 18 июля 2013 г. на Wayback Machine Страница 3 Архивировано 18 июля 2013 г. на Wayback Machine . ProPilotMag , сентябрь 2012 г. Дата обращения: 10 мая 2014 г. Архив 1 Архив 2 Архив 3
  2. ^ abc Робб 2006, стр. 31
  3. ^ abc Silva 2010, стр. 1.
  4. ^ abc Harris 2003, стр. 7
  5. ^ abc Хошладжех
  6. ^ Дюбуа, Тьерри. «Исследователи изучают крейсерские полеты с одним двигателем на двухмоторных самолетах» AINonline , 14 февраля 2015 г. Дата обращения: 19 февраля 2015 г.
  7. ^ Перри, Доминик. «Airbus Helicopters обещает безопасные операции с одним двигателем с демонстратором Bluecopter» Flight Global , 8 июля 2015 г. Архив
  8. ^ Перри, Доминик. «Turbomeca наблюдает за летными испытаниями «спящего режима двигателя»» Flight Global , 25 сентября 2015 г. Архив
  9. ^ Ригсби, стр. 3
  10. ^ Джонсон ХТ, стр. 325
  11. ^ abc Lombardi, Frank. "Optimizing the Rotor" Rotor&Wing , июнь 2014. Доступ: 15 июня 2014. Архивировано 15 июня 2014
  12. ^ abcdef Нелмс, Дуглас. "Aviation Week летает на X3 Eurocopter" Aviation Week & Space Technology , 9 июля 2012 г. Дата обращения: 10 мая 2014 г. Альтернативная ссылка Архивировано 11 октября 2012 г. на Wayback Machine Архивировано 12 мая 2014 г.
  13. ^ abcdefgh Датта, страница 2.
  14. ^ ab Джексон, Дэйв. "Coaxial - Sikorsky ~ X2 TD" Unicopter . Доступ: апрель 2014 г.
  15. ^ Уолш 2011, стр. 3
  16. ^ Роберт Бекхузен. «Армия отказывается от всевидящего вертолетного дрона» Wired 25 июня 2012 г. Дата обращения: 12 октября 2013 г. « для стандартных вертолетов ... число оборотов в минуту также установлено на фиксированной скорости »
  17. ^ UH -60 допускает 95–101% оборотов ротора UH-60 ограничивает авиацию армии США . Получено 2 января 2010 г.
  18. ^ Trimble, Stephen (3 июля 2008 г.). «DARPA’s Hummingbird unmanned helicopter comes of age» (беспилотный вертолет Hummingbird от DARPA). FlightGlobal . Архивировано из оригинала 14 мая 2014 г. Получено 14 мая 2014 г. Скорость вращения ротора типичного вертолета может варьироваться в пределах 95–102%.
  19. ^ Чайлз, Джеймс Р. «Hot-Rod Helicopters» Страница 2 Страница 3 Air & Space/Smithsonian , сентябрь 2009 г. Дата обращения: 18 мая 2014 г.
  20. ^ "Хлопающий лезвием" Динамический полет
  21. ^ "Ограничения вертолетов, архив 2014-05-17 в Wayback Machine " Challis Heliplane
  22. ^ "Отступающая лопасть срыва" Динамический полет
  23. ^ abc Джонсон ХТ, стр. 323
  24. ^ Праути, Рэй. «Спросите Рэя Праути: составные вертолеты, сжимаемость (архив)» Rotor&Wing , 1 мая 2005 г. Дата обращения: 11 декабря 2019 г.
  25. ^ "Номенклатура: Рост трансзвукового сопротивления. Архивировано 03.12.2016 в Wayback Machine " NASA
  26. ^ abc Filippone, Antonio (2000). "Data and performances of selected aircraft and screwcraft" pages 643-646. Department of Energy Engineering, Technical University of Denmark / Progress in Aerospace Sciences, Volume 36, Issue 8. Дата обращения: 21 мая 2014 г. doi :10.1016/S0376-0421(00)00011-7 Аннотация
  27. ^ Бир, Гленн. «Почему вертолет не может летать быстрее, чем он летает?» helis.com . Доступ: 9 мая 2014 г.
  28. ^ ab Краснер, Хелен. «Почему вертолеты не могут летать быстро?» Decoded Science , 10 декабря 2012 г. Доступно: 9 мая 2014 г.
  29. ^ Маджумдар, Дэйв. «DARPA заключает контракты на поиски вертолета со скоростью 460 миль в час» Военно-морской институт США , 19 марта 2014 г. Дата обращения: 9 мая 2014 г.
  30. ^ ab Wise, Jeff. «Расцвет радикально новых винтокрылых машин» Popular Mechanics , 3 июня 2014 г. Дата обращения: 19 июня 2014 г. Архивная цитата: «Этот аэродинамический принцип ограничивает скорость обычных вертолетов примерно до 200 миль в час».
  31. ^ "Rotorcraft Absolute: Speed ​​over a direct 15/25 km course. Архивировано 03.12.2013 в Wayback Machine ". Fédération Aéronautique Internationale (FAI). Обратите внимание на поиск в разделах E-1 Helicopters и "Speed ​​over a direct 15/25 km course". Дата обращения: 26 апреля 2014 г.
  32. ↑ Хопкинс, Гарри (27 декабря 1986 г.), «Самые быстрые лезвия в мире» (pdf) , Flight International : 24–27 , получено 28 апреля 2014 г. , Архивная страница 24 Архивная страница 25 Архивная страница 26 Архивная страница 27 {{citation}}: Внешняя ссылка в |quote=( помощь )
  33. ^ "Номенклатура: Mu Архивировано 2016-12-03 в Wayback Machine " NASA
  34. ^ Определение коэффициента аванса
  35. ^ "Flapping Hinges" Aerospaceweb.org . Доступ: 8 мая 2014 г.
  36. ↑ Джексон, Дэйв. «Tip Speed ​​Ratio (Advance Ratio)» Unicopter , 6 сентября 2013 г. Получено: 22 мая 2015 г. Архивировано 21 октября 2014 г.
  37. ^ «Справочник по полетам на вертолете», Глава 02: Аэродинамика полета (PDF, 9,01 МБ), Рисунок 2-33, страница 2-18. FAA -H-8083-21A, 2012. Дата обращения: 21 мая 2014 г.
  38. ^ Берри, стр. 3-4
  39. ^ Харрис 2008, стр. 13
  40. ^ Берри, стр. 25
  41. ^ Харрис 2008, стр. 25
  42. ^ Коттапалли, стр. 1
  43. ^ Харрис 2008, стр. 8
  44. ^ Боуэн-Дэвис, стр. 189-190
  45. ^ Харрис 2008, стр. 14
  46. ^ Боуэн-Дэвис, стр. 198
  47. ^ Дюбуа 2013
  48. ^ Потсдам, Марк; Датта, Анубхав; Джаяраман, Бувана (18 марта 2016 г.). «Вычислительное исследование и фундаментальное понимание замедленного ротора UH-60A при высоких передаточных отношениях». Журнал Американского вертолетного общества . 61 (2): 1– 17. doi :10.4050/JAHS.61.022002.
  49. ^ Боуэн-Дэвис, стр. 216
  50. ^ Гранлунд, Кеннет; Ол, Майкл; Джонс, Аня (2016). «Продольные колебания аэродинамических профилей в обратный поток». Журнал AIAA . 54 (5): 1628– 1636. Bibcode : 2016AIAAJ..54.1628G. doi : 10.2514/1.J054674.
  51. ^ Рената И. Эллингтон и Лори Пирс (21 марта 2016 г.). «Действие по контракту: трансмиссия винтокрылых аппаратов следующего поколения (NGRT)». Aviation Applied Technology Directorate . GovTribe. Архивировано из оригинала 27 марта 2016 г. Получено 27 марта 2016 г.
  52. ^ ab Gustafson, стр. 12
  53. ^ ab Johnson RA, стр. 251.
  54. ^ Боуэн-Дэвис, стр. 97-99
  55. ^ Боуэн-Дэвис, стр. 101
  56. ^ Харрис 2003, стр. А-40
  57. ^ Харрис 2008, стр. 19
  58. ^ Дуда, Хольгер; Инса Прутер (2012). «Летные характеристики легких автожиров» (PDF) . Немецкий аэрокосмический центр . стр. 5 . Получено 5 апреля 2020 г. .
  59. ^ Харрис (2008) стр.35-40.
  60. ^ "FAI Record ID #13216 - Rotodyne, Скорость на замкнутом контуре 100 км без полезной нагрузки. Архивировано 17 февраля 2015 г. в Wayback Machine " Fédération Aéronautique Internationale . Дата записи 5 января 1959 г. Дата обращения: апрель 2014 г.
  61. ^ Андерс, Фрэнк. (1988) "The Fairey Rotodyne" (отрывок) Gyrodyne Technology (Groen Brothers Aviation) . Получено: 17 января 2011 г. Архивировано 26 февраля 2014 г.
  62. ^ Ригсби, стр. 4
  63. ↑ «Реквием по Rotodyne». Flight International . 9 августа 1962 г. С.  200–202 . Архивировано из оригинала 6 марта 2016 г.
  64. ^ Браас, Нико. "Fairey Rotodyne" Let Let Let Warplanes, 15 июня 2008 г. Доступ: апрель 2014 г. Архивировано 30 сентября 2013 г.
  65. ^ ab Anderson, Rod. "CarterCopter and its legacy" Issue 83, Contact Magazine , 30 марта 2006 г. Дата обращения: 11 декабря 2010 г. Mirror
  66. ^ Харрис 2003, стр. 14
  67. ^ Уоткинсон, стр. 355
  68. ^ Робб 2006, стр. 41
  69. ^ Харрис 2003, стр. 18. Подъемные силы на стр. A-101
  70. ^ Мансон 1973. стр.55,144-5.
  71. ↑ Лэндис и Дженкинс 2000, стр. 41–48.
  72. ^ "AH-56A Cheyenne" Globalsecurity.org . Доступ: апрель 2014 г.
  73. ^ Харрис? не 2008, не Vol1+2, страница 119
  74. ^ Мансон 1973. стр.96,187-8.
  75. ^ Робб 2006, стр. 43
  76. ^ Спенсер, Джей П. «Bell Helicopter». Whirlybirds, История пионеров вертолетостроения в США , стр. 274. University of Washington Press, 1998. ISBN 0-295-98058-3 . 
  77. ↑ Крофт, Джон (15 сентября 2010 г.). «Sikorsky X2 достигает цели 250kt». Flight International. Архивировано из оригинала 17 января 2011 г. Получено 15 сентября 2010 г.
  78. ↑ Гудье, Роб (20 сентября 2010 г.). «Внутри рекордно скоростной вертолетной технологии Сикорского». Popular Mechanics . Получено 22 сентября 2010 г.
  79. ^ Д. Уолш, С. Вайнер, К. Арифиан, Т. Лоуренс, М. Уилсон, Т. Миллотт и Р. Блэквелл. «Испытания на высокой скорости полета демонстратора технологии Sikorsky X2 [ постоянная неработающая ссылка ‍ ] » Sikorsky , 4 мая 2011 г. Доступ: 5 октября 2013 г.
  80. ^ Концепт X3 Архивировано 12 мая 2014 г. на Wayback Machine Видео1 Видео2, в 2:50 Airbus Helicopters . Доступ: 9 мая 2014 г.
  81. ^ Тивент, Вивиан. «Le X3, un hélico à 472 km/h» Le Monde , 11 июня 2013 г. Доступ: 10 мая 2014 г. Возможное зеркало
  82. ^ Вертолет X3 установил рекорд скорости почти в 300 миль в час Wired
  83. ^ Норрис, Гай. "Eurocopter X-3 нацеливается на рынок США [ постоянная неработающая ссылка ‍ ] " Aviation Week , 28 февраля 2012 г. Доступ: 1 марта 2012 г. Зеркало Архивировано 13 апреля 2014 г. на Wayback Machine
  84. ^ Тарантола, Эндрю. «Чудовищные машины: новый самый быстрый вертолет на Земле может летать со скоростью 480 км/ч» Gizmodo , 19 июня 2013 г. Дата обращения: апрель 2014 г.
  85. ^ Wise, Джефф. "Джей Картер, младший." Popular Science , 2005. Журнал
  86. ^ Уорик, Грэм. «Картер надеется продемонстрировать SR/C Rotorcraft военным» Aviation Week , 5 февраля 2014 г. Дата обращения: 19 мая 2014 г. Архивировано 19 мая 2014 г.
  87. ^ Мур, Джим. «Картер ищет завод» Ассоциация владельцев и пилотов самолетов , 21 мая 2015 г. Доступ: 28 мая 2014 г. Архивировано 22 мая 2015 г.
  88. ^ Хэмблинг, Дэвид. «Расцвет беспилотного вертолета — A160T Hummingbird» Popular Mechanics . Дата обращения: апрель 2014 г.

Библиография

  • Берри, Бен и Чопра, Индерджит. Испытания замедленного ротора в аэродинамической трубе в Университете Мэриленда , 19 февраля 2014 г. Размер: 3 МБ.
  • Боуэн-Дэвис, Грэм М. Производительность и нагрузки винтокрылых аппаратов с переменной скоростью вращения концов лопастей при высоких передаточных отношениях (диссертация) Мэрилендский университет , 25 июня 2015 г. Заголовок. DOI:10.13016/M2N62C. Размер: 313 страниц в 7 МБ
  • Датта, Анубхав и др. (2011). Экспериментальное исследование и фундаментальное понимание замедленного ротора UH-60A при высоких передаточных числах NASA ARC-E-DAA-TN3233, 2011. Заголовок Доступен: апрель 2014. Размер: 26 страниц в 2 МБ
  • DuBois, Cameron J. (2013). Управление потоком на аэродинамическом профиле в условиях обратного потока с использованием наносекундных диэлектрических барьерных разрядных актуаторов (реферат диссертации) Университет штата Огайо . Дата обращения: 4 декабря 2014 г. Размер: 86 страниц в 6 МБ
  • Флорос, Мэтью В. и Уэйн Джонсон (2004). Анализ устойчивости вертолетной конфигурации с замедленным ротором (1 МБ). Defense Technical Information Center , 2004. Альтернативная версия, 8 МБ
  • Густафсон, Ф.Б. Влияние изменений характеристик сопротивления профиля лопастей несущего винта на летные характеристики вертолета . NACA , август 1944 г.
  • Харрис, Франклин Д. (2003). Обзор автожиров и конвертоплана McDonnell XV–1 NASA /CR—2003–212799, 2003. Заголовок Mirror1, Mirror2. Размер: 284 страницы в 13 МБ
  • Харрис, Франклин Д. (2008). Rotor Performance at High Advance Ratio: Theory versus Test NASA /CR—2008–215370, October 2008. Header Mirror. Дата обращения: 13 апреля 2014 г. Размер: 521 страница в 5 МБ
  • Джонсон, Уэйн (2012). Теория вертолета. Courier Corporation. стр. 323. ISBN 978-0-486-13182-5.
  • Джонсон, Уэйн (2013). Аэромеханика винтокрылых машин. Издательство Кембриджского университета. ISBN 978-1-107-02807-4.
  • Khoshlahjeh, Maryam & Gandhi, Farhan (2013). Улучшение характеристик ротора вертолета с помощью изменения оборотов и изменения удлинения хорды Американское вертолетное общество . Доступ: 9 июня 2014 г.
  • Kottapalli, Sesi et al. (2012). Корреляция производительности и нагрузок замедленного ротора UH-60A при высоких передаточных числах Архивировано 2014-05-17 в Wayback Machine NASA ARC-E-DAA-TN4610, июнь 2012. Размер заголовка: 30 страниц в 2 МБ
  • Лэндис, Тони и Дженкинс, Деннис Р. Lockheed AH-56A Cheyenne – WarbirdTech Том 27 , Specialty Press, 2000. ISBN 1-58007-027-2 . 
  • Мансон, Кеннет (1973); Вертолеты: и другие винтокрылые машины с 1907 года , Лондон, Бландфорд, пересмотренное издание 1973 года.
  • Ригсби, Джеймс Майкл (2008). Проблемы устойчивости и управления, связанные с легконагруженными роторами, авторотирующимися в полете с высокой степенью опережения (реферат диссертации) Технологический институт Джорджии , декабрь 2008 г. Размер: 166 страниц в 3 МБ
  • Робб, Рэймонд Л. (2006). Гибридные вертолеты: Усугубляя стремление к скорости , Vertiflite. Лето 2006. Американское вертолетное общество . Размер: 25 страниц в 2 МБ
  • Седдон, Джон М. (и Саймон Ньюман). Основы аэродинамики вертолета John Wiley and Sons, 2011. ISBN 1-119-99410-1 
  • Сильва, Кристофер; Йео, Хёнсу; Джонсон, Уэйн. (2010) Проектирование составного вертолета с замедленным ротором для будущих совместных миссий NASA ADA529322. Размер зеркала: 17 страниц в 4 МБ
  • D. Walsh, S. Weiner, K. Arifian, T. Lawrence, M. Wilson, T. Millott и R. Blackwell. High Airspeed Testing of the Sikorsky X2 Technology Demonstrator [ постоянная нерабочая ссылка ‍ ] Sikorsky , 4 мая 2011 г. Дата обращения: 5 октября 2013 г. Размер: 12 страниц в 3 МБ
  • Уоткинсон, Джон (2004). Искусство вертолета . Elsevier Butterworth-Heinemann. ISBN 07506-5715-4.
Внешнее изображение
значок изображенияНекоторые предыдущие попытки высокоскоростного VTOL работали только в Microsoft Internet Explorer
Взято с "https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Замедленный_ротор&oldid=1259975995"