Bölkow Bo 46

Bölkow Bo 46 V1 vl2.jpg
Bo 46
Bo 46, första prototypen
Roll Experimentell höghastighetshelikopter
Nationellt ursprung Västtyskland
Tillverkare Bölkow
Första flygningen 30 januari 1964
Antal byggt 3

Bölkow Bo 46 var en västtysk experimenthelikopter byggd för att testa Derschmidts rotorsystem som syftade till att tillåta mycket högre hastigheter än traditionella helikopterkonstruktioner. Vindtunneltestning visade lovande, men Bo 46 visade ett antal problem och ökade komplexitet som ledde till att konceptet övergavs. Bo 46 var en av ett antal nya konstruktioner för att utforska höghastighetshelikopterflyg som byggdes i början av 1960-talet.

Bakgrund

Helikopterrotorer fungerar i en mycket mer utmanande miljö än en normal flygplanspropeller. Till att börja med använder helikoptrar normalt huvudrotorn både för lyft och manövrerbarhet, medan flygplan med fast vingar normalt använder separata ytor för dessa uppgifter. Pitch och girning manövreras genom att ändra lyften på olika sidor av rotorn, med hjälp av ett system av vevar för att justera bladen till olika anfallsvinklar när de roterar. För att rulla åt höger justeras bladen så att det blir något större anfallsvinkel på framsidan och något mindre på baksidan, vilket resulterar i omorientering av rotorns dragkraft för att rulla flygplanet i önskad riktning. Anledningen till att bladen justeras fram och bak istället för höger och vänster beror på fasfördröjning orsakad av precession .

Vid framåtflygning utsätts rotorsystemet för olika former av differentialbelastning. Föreställ dig ett rotorsystem där bladens spetsar roterar i 300 km/h relativt stillastående luft. När den helikoptern svävar i stillastående luft, ser bladen samma 300 km/h relativa vind under hela sin rotation. Men när helikoptern börjar röra sig framåt adderas dess hastighet till bladens hastighet när de avancerar mot flygplanets front, och subtraheras när de drar sig tillbaka. Till exempel, om helikoptern flyger framåt i 100 km/h, ser de framryckande bladen 300 + 100 km/h = 400 km/h, och för de retirerande dess 300 – 100 km/h = 200 km/h.

I det här exemplet ändras den relativa flyghastigheten med en faktor två under varje rotation. Lyft är en funktion av vingprofilens vinkel mot det relativa luftflödet i kombination med luftens hastighet. För att motverka denna förändring i lyftkraften, som normalt skulle luta flygplanet, måste rotorsystemet dynamiskt justera vingarnas anfallsvinkel för att säkerställa att de genererar en jämn mängd lyft under hela rörelsen. Denna justering är ett tillägg till alla som tillämpas medvetet för att manövrera. Eftersom varje kontrollsystem har någon mekanisk gräns, förlorar det manövrerbarhet när flygplanet accelererar.

Drag är en funktion av kvadraten på flyghastighet, så samma förändringar i hastighet gör att luftmotståndet varierar med en faktor fyra. För att minska nettokraften så mycket som möjligt är helikopterblad utformade för att vara så tunna som möjligt, vilket minskar deras motstånd. På 1950-talet tillverkades helikopterblad på ungefär samma sätt som flygplansvingar med fasta vingar; en runda sträckte sig längs rotorbladet och gav det mesta av den strukturella styrkan, medan en serie stringers ger den den rätta aerodynamiska formen. Denna konstruktionsmetod, med tanke på tidens material, satte enorma påfrestningar på sparren.

För att minska belastningen, särskilt de snabba förändringarna, inkluderade rotornaven ett system av lager som gör att bladen kan röra sig framåt eller bakåt som svar på drag, och upp och ner i en flaxande rörelse som svar på ändrad hastighet. Dessa var utöver det system som användes för att ändra anfallsvinkeln för att ge kontroll; rotornav tenderade att vara mycket komplexa.

Prestandagränser

Ur en elementär flygteknisk synvinkel finns det två huvudproblem när det gäller den maximala flyghastigheten för en helikopter som åläggs av dess rotorsystem.

Alla vingar kräver en viss mängd luft för att strömma över dess yta för att generera lyft. Den inneboende flygmekaniken hos en helikopter som inte svävar kommer att resultera i att en del av den roterande bladskivan "ser" en lägre flyghastighet i förhållande till färdriktningen. När flygkroppens hastighet i den beordrade riktningen ökar, kommer det att ske en minskning av den relativa lufthastigheten för de retirerande bladen. En konventionell helikopter kommer att nå en hård gräns vad gäller maximal hastighet när den relativa lufthastigheten för de retirerande bladen avtar till nära noll vilket resulterar i att retirerande blad stannar .

En lösning på detta problem är att öka rotorns varvtal så att den relativa lufthastigheten för de retirerande bladen blir högre. Men denna lösning har också sina begränsningar. När alla bärytor närmar sig ljudets hastighet stöter den på ett problem som kallas vågmotstånd . Aerofoils designade för subsonisk flygning kommer att uppleva en betydande ökning av luftmotståndet om de utsätts för transoniska eller högre flyghastigheter. Om rotorns varvtal skulle ökas i ett försök att lindra retirerande bladstopp, kommer helikoptern att möta en maximal hastighet inducerad av extremt motstånd från rotorns framskjutande blad när deras spetsar närmar sig supersonisk relativ flyghastighet.

Alltså, sammanfattningsvis; Om huvudrotorns varvtal är för lågt kommer hastigheten vid vilken de retirerande bladsektionerna stannar att vara den maximala hastighetsgränsen. Om huvudrotorns varvtal är för högt, skulle hastigheten med vilken de framåtgående bladen möter överljudsluftflöde vara den maximala hastighetsgränsen. Även för den tillfällige betraktaren bör det stå klart att designern bör sträva efter en balans mellan dessa två gränser. Det bör också nämnas att utöver dessa två behandlade frågor finns det en mängd andra som också bidrar till maximala flyghastighetsgränser.

Derschmidts lösning

Det grundläggande problemet med rotordesign är skillnaden i lufthastighet för de fram- och tillbakagående bladen. Bland de många effekter detta orsakar är en av intresse; bladen roterar framåt och bakåt runt navet när motståndet ökar och minskar. Tänk på ett blad när det når baksidan av flygplanet och börjar rotera framåt; under denna tid börjar den relativa flyghastigheten att öka snabbt, och bladet skjuts längre och längre bakåt av det ökande motståndet. Denna kraft avlastas av ett släplager. Under den korta perioden som den roterar runt detta lager, minskas bladets totala hastighet, vilket förskjuter hastigheten något på grund av framåtrörelse.

Derschmidts rotordesign överdriver medvetet denna rotation för att kompensera för ökningen och minskningen av hastigheten under hela bladets rotation. I samma rotationspunkt som det traditionella bladet ovan har en Derschmidt-rotor flyttat fram bladet avsevärt till en vinkel på cirka 40 grader jämfört med dess viloläge rakt ut från navet. När bladet fortsätter att röra sig, svänger ett länkage bladet från 40 grader framåt till 40 grader bakåt, vilket saktar ner spetsen med ungefär 1/2 av rotationshastigheten. Denna process vänds om när bladet når sitt längsta läge, vilket ökar bladets hastighet när det drar sig tillbaka.

Den resulterande rörelsen hjälper till att jämna ut den relativa flyghastigheten som ses av bladet. Eftersom effekterna av helikopterns framåtrörelse reduceras, eller till och med elimineras vid lägre hastigheter, kan rotorn snurras med hög hastighet utan rädsla för att nå vågmotståndsregimen. Samtidigt närmar sig det retirerande bladets hastighet aldrig stopppunkten. Likaså är förändringar i luftmotståndet ännu mer reducerade, till den grad att de är försumbara. Detta gör att Derschmidt-rotorn kan ha en styv design, vilket eliminerar den komplexa serie av lager, flexibla kopplingar och länkar som används i konventionella rotorer.

Eftersom rörelsen i Derschmidt-rotorn följer den naturliga förändringen i luftmotstånd genom rotationen, är kraften som appliceras på bladen för att flytta dem i läge ganska liten. Av de många konstruktioner han presenterade i sina tidiga patent använde de flesta ett mycket litet länkage från en klockvev på insidan av bladet fäst vid en liten stötstång för drift. Dessa stavar var fästa vid en skiva som sattes excentriskt mot rotationscentrum, vilket drev bladen till sina rätta platser.

Sist i serien av designs var ett annat tillvägagångssätt som använde en enda motvikt för varje blad, inriktad så att dess rörelse förstärktes mekaniskt. Vikten valdes för att skapa en harmonisk pendel vid rotorns designhastighet. Det fanns ingen mekanisk fäste mellan bladen, och hela enheten satt utanför navet, vilket lämnade gott om utrymme för underhåll.

Bo 46

Bölkow hade varit intresserad av höghastighetsrotorflygning under en tid och hade utarbetat flera experimentella koncept baserade på tipjetsystem . Senare tog de på sig jobbet med att utveckla ett glasfiberkompositblad som var mycket starkare än de befintliga metallkonstruktionerna. När Derschmidt fick sitt första patent 1955 tog Bölkow upp konceptet och började arbeta på Bölkow Bo 46 som en experimentell testbädd, bekostad av ett kontrakt från försvarsministeriet .

Den grundläggande Bo 46-konstruktionen färdigställdes i januari 1959. Det fembladiga rotorsystemet testades initialt i en vindtunnel och gav imponerande resultat. Dessa föreslog att Bo 46 skulle kunna nå hastigheter upp till 500 km/h (270 kn); även avancerade konstruktioner av eran var begränsade till hastigheter runt 250 km/h (130 kn). Konstruktion av tre mycket strömlinjeformade flygkroppar startade vid Siebel . Det drevs av en 800 hk Turboméca Turmo -turboaxel som driver en fembladig Derschmidt-rotor. Designen innehöll ursprungligen ett jalusifönster för vridmomentrotorn som kunde stängas i höghastighetsflygning, men denna togs bort från prototyperna och den sexbladiga rotorn var konventionellt monterad på vänster sida av svansen. Den maximala hastigheten var inte begränsad av rotoröverväganden, utan motorns maximala effekt. Att lägga till separata motorer för ytterligare framdrivning förväntades tillåta hastigheter så höga som 700 km/h (380 kn).

Under det tidiga 1960-talet skisserade företaget också flera produktionsdesigner, de flesta med dubbla rotorer, den största av dessa var Bo 310. Denna design skulle drivas av två T55- eller T64-motorer, som var och en drev både en Derschmidt-rotor och en framåt- vänd propeller för ytterligare dragkraft framåt. Motorerna skulle vara på ändarna av en aerofoilsektion för att minska rotorbelastningen. Flera versioner av Bo 310 modellerades, mestadels passagerartransporter, men även attackhelikopterversioner . Bo 310 skulle ha en marschfart på 500 km/h (270 kn).

Inledande provflygningar av Bo 46 med låsta rotorer startade hösten 1963. Vid provningen påträffades en rad oväntade nya typer av dynamiska belastningar, vilket ledde till farliga svängningar i rotorn. Dessa verkade inte vara inneboende i själva designen, men de kunde bara botas genom ytterligare komplexitet i rotorn. Under samma period gick rotordesignen över till kompositblad som var mycket starkare än de äldre spar-och-stringer-konstruktionerna, vilket eliminerade behovet av det komplexa lagersystemet som avlastade belastningar. Även om Derschmidt-rotorn fortfarande förbättrade prestanda, visade det sig att den extra komplexiteten inte var värt besväret.

Intresset för systemet avtog, men forskningsflyget fortsatte. Bo 46 utrustades så småningom med två Turboméca Marboré- motorer, vilket medgav en hastighet på 400 km/h. Den glasfiberbladiga rotorn visade sig dock vara användbar och skulle fortsätta att se bred service i Bölkow Bo 105 .

Loggboksinlägg för testpilot

Flygtestpilot på Bo 46:an var Wilfried von Engelhardt . Hans loggboksposter är följande:

  • 14 februari 1964: första försöket att lyfta
  • 27 oktober 1964: fyra lyckade svävningar, längd totalt 3 minuter
  • 28 oktober 1964: fyra framgångsrika svävningar. Längd totalt 18 minuter. Observera att helikoptern kan styras men är trög
  • 29 oktober 1964: två landningar från högre än 3 meter. Totalt 13 minuters flygtid.

Flygplan utställda

Ett bevarat exempel på Bo 46 visas för allmänheten på Hubschrauber Museum , Bückeburg .

Specifikationer (Bo 46)

Data från [ citat behövs ]

Generella egenskaper

  • Besättning: en pilot
  • Kapacitet: 1 passagerare/observatör
  • Bruttovikt: 2 000 kg (4 400 lb)
  • Kraftverk: 1 × Turboméca Turmo IIIB turboaxel, 597 kW (800 hk)
  • Huvudrotorns diameter: 10,00 m (32 fot 10 tum)
  • Huvudrotorarea: 78,5 m 2 (845 sq ft)

Prestanda

  • Maxhastighet: 320 km/h (200 mph, 170 kn)

Se även

Anteckningar

Bibliografi

externa länkar

Hämtad från " https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Bölkow_Bo_46&oldid=1108320984 "