НАГРУЗКИ НА СРЫВНЫХ РЕЖИМАХ

Характерной особенностью кривых ш (Рис — 1-25) является рез­кое возрастание на срывных режимах силы, стремящейся опустить пол­зун автомата перекоса (Р0 ш < 0). Это приводит к уменьшению угла установки винта за счет упругих деформаций. Так, при а’н “ а’н ср +5° и при постоянном положении рычага управления общим шагом (60 г„ = = const) угол установки лопасти уменьшается на Рош /сощ =* 2°. У некоторых гидроусилителей конструкция такова, что при Рола / i0 ш > > Рry тах происходит просадка силового штока (Д60гу < 0), так что угол установки лопастей <^0 уменьшается на большую величину, чем упру — кая деформация лопасти и системы управления.

При входе вертолета в маневр с пу > 1 одновременно с а’н увеличи­вается и ш2И, так что а’нср возрастает. Поэтому, а также из-за уменьше­ния 50 в результате упругой деформации увеличение |Рош| происхо­дит не столь интенсивно, как показано на рис. 1.25 при 60 = const и coZH = const; при выходе из маневра уменьшаются и а’н, и ojzh, по­этому снижение |Р0 ш| происходит также менее интенсивно, причем

начало снижения может не совпадать с началом уменьшения пу (так как влияют и tH, и wZH).

Знак изменения усилий на ползуне при маневрах вертолета таков, что усилия не препятствуют перемещению гидроусилителя в сторону прек­ращения маневра. Действительно, если для прекращения маневра с пу > 1 летчик решит изменить угол установки винта, то он будет его уменьшать, следовательно, направление перемещения силового штока совпадет с направлением действия усилия. Поэтому заклинивания орга­нов управления летчиками не отмечается.

Af^a. n по расчету мал, на срывных режимах он увеличивается неин­тенсивно, но возрастают высшие гармоники Мш , из-за чего увеличивает­ся переменная часть Мхл п, динамически нагружающая автомат перекоса.

Продольный момент автомата перекоса (рис. 1.26) на срывном участ­ке становится положительным, большим по величине. Это существенная неблагоприятная особенность нагружения гидроусилителей вертолета при маневрах с большими вертикальными перегрузками, так как воз­росшие усилия препятствуют отклонению летчиком ручки управления для выхода из маневра: нужно отклонить автомат перекоса вперед, а на гидроусилитель действует большая сила, препятствующая перемещению его штока (подробнее см. в разд. 3.1). Кроме того, деформация системы управления вертолетом эквивалентна дополнительному отклонению авто­мата перекоса назад, что также препятствует выводу вертолета из маневра.

Увеличение на срывных режимах несущего винта момента М2яп и усилия на ползун, действующего вниз, объясняется тем, что при закри — тических углах атаки сечений лопасти увеличивается пикирующий момент аэродинамических сил (центр давления лопасти перемещается назад). Поэтому увеличиваются пикирующие моменты лопастей на всех азиму-

тах, кроме прилегающих к фл = 90°, где из-за интенсивного увеличения на срывных режимах угол аг уменьшается, а Мт увеличивается. Та­кое изменение шарнирных моментов приводит к увеличению направлен­ной вниз силы PQ ш и момента Л/2ап на кабрирование.

Влияние угловой скорости сохн на нагрузки на автомат перекоса пока­зано на рис. 1.27, 1.28. На досрывных режимах оно незначительно, а на срывных — увеличивается. Влияние нелинейно: у винта левого вращения при крене влево нагрузки уменьшаются в меньшей степени. При крене влево возрастает момент Мха п, направленный вправо, так что деформа­ция системы управления увеличивает демпфирующий момент несущего винта. Кабрирующий момент Mza п при крене влево уменьшается, и из­менение деформации системы управления дает момент несущего винта, направленный на пикирование. При крене влево сила Р0 ш, направленная вниз, практически не изменяется, .а при крене вправо — увеличивается.

Из графиков нагрузок на автомат перекоса, построенных в зависи­мости от Т (см. рис. 2.18), видно, что при меньшем угле б0 при выводе вертолета на заданную перегрузку (fH = const, причем tH > Гнср) наг­рузки уменьшаются, поэтому рекомендуется при маневрировании умень­шать 50 на 2 … 3° ; при большем уменьшении 60 возможна недопусти­мая раскрутка винта (см. разд. 3.2).

При выполнении маневров одним из факторов, ограничивающих рас­полагаемую вертикальную перегрузку, является превышение максималь-

ной силы гидроусилителя, что приводит к его заклиниванию (см. разд. 3.1). Пусть у рассматриваемого вертолета это случается при I Ро. ш! = 0,0225 и І тхл. ці = I ^га. п! = 0,012. Из рис. 1.25 видно, что, например, при со2 н = 0, 5q ~ 16 гидроусилитель в управлении общим шагом выходит на предел при а’н = — 13°, а гидроусилитель продольного управления (см. рис. 1.26) — при = 1°. Таким образом, максималь — но допустимая вертикальная перегрузка должна соответствовать лн = — 13°, а при этом гидроусилитель продольного управления недогру­жен. Целесообразно изменить параметры лопасти так, чтобы один или все гидроусилители нагружались предельным усилием при наибольшем из воз­можных угле атаки, так как при этом увеличатся допустимые перегрузка и угол тангажа вертолета при маневрах. Если возможно изменить только тго профиля (отгибом пластины, установленной на задней кромке лопас­тей), то по формулам (1.133) можно определить, что нужно создать Amz0 = 0,012; при этом допустимый угол атаки по обоим каналам будет равен а’н = — 8°, т. е. он увеличивается на 5°. Если возможно изменение и т20, и других параметров лопасти, то можно подобрать варіант с а’н = = — 7°. Если нагрузки изменяются линейно при варьировании парамет­ров лопасти, то оптимальный вариант находится симплекс-методом ли­нейного программирования.