ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ. РУЛЕВЫХ ВИНТОВ В ПОЛЕТЕ

В зависимости от режима полета вертолета на лопасти рулевого винта могут действовать нагрузки, обусловленные уравновешиванием реактивного момента несущего винта, а также дополнительные нагрузки, вызванные маневром вертолета.

Численную величину нагрузки, уравновешивающей ре­активный момент, можно определить по формулам:

Ж, = 716,2 ^- = 7 ‘fJ;

ГР. в = 716,2-^,

где N—мощность двигателя;

С — коэффициент, учитывающий потери мощности двигателя в трансмиссии; для современных вер­толетов С=0,81; п — обороты несущего винта;

Тр в—тяга рулевого винта;

I—расстояние от центра тяжести вертолета до оси вращения рулевого винта.

Из формулы видно, что величина тяги, необходимой для уравновешивания реактивного момента несущего винта,
прямо пропорциональна подведенной к несущему винту от двигателя мощности и обратно пропорциональна числу обо­ротов несущего винта и расстоянию от центра тяжести вер­толета до оси вращения рулевого винта.

Указанные параметры для данной конструкции вертоле­та имеют вполне определенные значения, поэтому и нагруз­ки, действующие при этом на лопасти рулевого винта, являются также вполне определенными величинами и доста­точно точно учитывают­ся при конструировании ру­левых винтов.

Существенное влияние на прочность и долговеч­ность эксплуатации лопа­стей рулевого винта оказы­вают дополнительные на­грузки, вызванные маневром вертолета. Наибольшей ве­личины они достигают при установившемся и неустано — вившемся вращении верто­лета относительно верти­кальной оси, при вводе и выводе вертолета из скольжения, вводе и выводе из виража и при резкой даче педалями ножного управления.

При вращении вертолета относительно вертикальной оси от боковой поверхности фюзеляжа, хвостовой и концевой балок создается тормозящий момент вращению вертолета

M^5,8-10-5D5uA

где D — диаметр несущего винта;

и>у — угловая скорость вращения вертолета вокруг вер­тикальной оси.

Указанный момент вызывает нагружение лопастей руле­вого винта.

Наибольшее нагружение рулевого винта происходит при вращении вертолета с ускорением за счет создания допол­нительной тяги рулевого винта при резком изменении углов установки лопастей.

Дополнительную тягу рулевого винта, создающую дан­ное угловое ускорение, можно определить по формуле:

ЛТ’р. в— 0,00334 GD ~у-,

где G — полетный вес вертолета;

D — диаметр несущего винта;

Лю у

——— приращение угловой скорости вращения вер­толета вокруг вертикальной оси в единицу времени.

При быстрой (резкой) даче педалей ножного управления вертолет не успевает следовать за их перемещением, что приводит к резкому приросту махового движения и изги­бающего момента лопастей (рис. 31). Изменяя скорость

перемещения педалей ножного управления, летчик соответ­ственно изменяет нагрузку на лопасти рулевого винта.

Большое влияние на нагружение лопастей рулевых вин­тов оказывают вибрации хвостовой балки вертолета, осо­бенно в режиме разгона и торможения на скоростях полета 20— 50 км/час. Нагрузки на рулевой винт в плоскости вра­щения в этих условиях полета увеличиваются на некоторых вертолетах в полтора — два раза.

При колебании балки в вертикальной плоскости инер­ционные силы лопастей складываются с кориолисовыми си­лами, что вызывает повышенные нагрузки в лопастях.

Максимальный изгибающий момент лопастей рулевого винта соответствует скорости полета вертолета около 40 км/час. При увеличении скорости полета маховые дви­жения лопастей растут (рис. 32), а с увеличением оборотов и неизменной скорости — уменьшаются (рис. 33).

Лопасти рулевого винта испытывают большие нагрузки также и при резком изменении углов крена вертолета.

Известно, что рулевой винт подобно любому быстровра — щающемуся телу стремится сохранить направление оси вращения неизменным. Если же в полете летчик изменит резко угол крена вертолета, то появится изгибающий гиро­скопический момент винта.

Рис. 34. Направление действия гироскопической силы

Величину гироскопического изгибающего момента мож­но определить по формуле

•^гир. изг = 2 йсо/л COS ф,

где Q — угловая скорость вращения винта;

со — угловая скорость поворота плоскости вращения винта вокруг продольной оси вертолета;

/л — момент инерции лопасти;

—угол азимутального положения лопасти.

Для определения направления гироскопической силы не­обходимо вектор окружной скорости рулевого винта Крьр повернуть на угол 90° в сторону, противоположную пово­роту плоскости вращения винта (рис. 34).

Из рис. 34 видно, что под действием гироскопической силы лопасть будет изгибаться в плоскости наименьшей жесткости то в одну, то в другую сторону, что может при­вести при резких эволюциях вертолета к задеванию за хво­стовую балку.

Для обеспечения эксплуатационной живучести рулевых винтов в пределах установленных сроков службы и преду­преждения случаев поломок их необходимо:

— развороты вертолетов в воздухе и на земле произво­дить плавно, без резкой дачи педалей ножного управления;

— при вводе в правый вираж и левое скольжение, вы­воде из левого виража и правого скольжения перекладку педалей производить плавно;

— не допускать длительной эксплуатации вертолетов на скоростях полета 20—50 км/час.