РАСПОЛАГАЕМАЯ ВЕРТИКАЛЬНАЯ ПЕРЕГРУЗКА, ОБУСЛОВЛЕННАЯ НАГРУЗКАМИ В СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯ

При больших вертикальных перегрузках из-за срыва потока на лопастях несущего винта резко увеличиваются нагрузки, действующие на автомат пе­рекоса и забустерную часть системы управления. Предельные перегрузки, оп­ределяемые прочностью элементов вертолета, будем называть максималь­но-допустимыми и обозначать и^доп . Часто при больших скоростях и высотах полета предельно-допустимые перегрузки меньше располагае­мых, следовательно, маневренность вертолета ограничивается его проч­ностью. Но помимо прочностных ограничений возрастание нагрузок в системе управления приводит к ее деформации, изменяющей максималь­ные моменты управления, и к увеличению усилий, действующих на што­ки гидроусилителей. Из-за этого в направлении, противоположном дей­ствию силы, уменьшается максимальная скорость перемещения штоков и, следовательно, рычагов управления. Возможна даже, как сказано выше, их кратковременная остановка, называемая летчиками ’’заклиниванием” управления. Уменьшение максимальных моментов управления и возмож­ной скорости перемещения рычагов управления требует ограничения рас­полагаемой перегрузки. Таким образом, из-за возрастания нагрузок в системе управления вертолетом при маневрах, выполняющихся с увели­чением вертикальных перегрузок, необходимо определять как максималь­но-допустимые, так и располагаемые перегрузки. Сведения по определе­нию максимально-допустимых перегрузок содержатся в литературе по прочности вертолетов (например, [1, 18]). Материал, изложенный ниже, посвящен определению располагаемых перегрузок.

Зависимость нагрузок в цепях управления от коэффициента тяги несущего винта (рис. 3.2) характеризуется их резким увеличением при превышении некоторого значения tH (перегрузки). Уровень допускае­мых нагрузок соответствует значениям, находящимся на нарастающей части зависимости. Это свидетельствует о большой чувствительности на­грузок к изменению перегрузки. Поэтому зависимость должна определять­ся с высокой точностью. Ее построение осложнено неточностью определе­ния скорости полета во время маневров из-за больших углов атаки, вли­янием на нагрузки турбулентности воздуха, манерой пилотирования лет­чика, проводящего испытания. Следовательно, зависимость на рис. 3.2 должна строиться на основании большого числа измерений.

Трудность в определении располагаемой перегрузки на математичес­кой модели до проведения летных испытаний состоит в том, что, как от­мечено в разд. 1.5, расчеты нагрузок в цепях управления должны коррек-

Рис. 3.3. Зависимость допустимого коэффи­циента тяги несущего винта fH доп от К и ш2Н:

ш2 _

1 ~ (?Н. ДОп) U>z ~ 0; 2 — tH U>z

Рис. 3.4. Зависимость располагаемой перегрузки Лурасп при постоянной полетной массе вертолета от скорости полета V, высоты Я, > Я,, темпе­ратуры наружного воздуха:

— Г°ст>—— feer+150

тироваться по данным летных испытаний. Поэтому определение Иурасп выполняется в три этапа.

До летных испытаний используются данные по шарнирным момен­там лопастей тш0, тш 1С прототипа. Обычно прототип имеет

некоторые отличия по геометрическим, массовым характеристикам, упру­гости и центровке лопасти. Из-за этого в характеристики прототипа вно­сят поправки, которые находятся как разность результатов расчетов шар­нирных моментов лопастей прототипа и рассматриваемого вертолета. Затем определяют самый неблагоприятный для рассматриваемого верто­лета вид нагружения и строят график, показанный на рис. 3.2. По нему и находят допустимое значение? н доп в зависимости от скорости полета. Затем находят пурасп = f (V), где

иурасп ~ (^н. доп + ^пл)/2G. (3.1)

В выражении (3.1) <он берется с учетом раскрутки несущего винта при маневрах. Скорость принимается равной начальной скорости горки У0, или начальной скорости вывода из пикирования К0 выв > или фактичес­кой при развороте. При таком методе пурЛСп определяют для осред — ненных величин общего шага винта и угловых скоростей тангажа при маневрах, характерных для прототипа.

На начальной стадии летных испытаний вертолета Яурасп уточняет-

ISO

ся. Для этого на режимах горизонтального полета находят коэффи­циенты тяги несущего винта (Ун, дОп)и;г_0 > ПРИ которых нагрузки дос­тигают максимально-допустимого уровня при ш2 = 0. Зависимость (^н. доп) cjz_0 = f(V) (рис. 3.3) вводится в математическую модель (при­веденные на графике значения Тн доп могут отличаться на 10 … 20 % в зависимости от параметров винта и вертолета). Изменение? н доп при

СО 7. — —

маневре за счет влияния со2 принимается равным tHco2, причем произ­водная t^z берется по графикам tH = /(а’н, 50, и)2и , ь>хи) в области

срыва потока на винте (см. разд. 1.4). Отметим, что t^z слабо зависит от V, а’н, 60. Величина пу расп для того или иного маневра находится в результате моделирования. Интенсивность его выполнения увеличи­вается до тех пор, пока коэффициент тяги несущего винта tH достигнет значения Тн доп. Полученные таким образом значения и^расп (рис — 3.4) используют при уточнении руководства по летной эксплуатации и програм­мы летных испытаний вертолета на маневренность.

По результатам летных испытаний на маневренность пу асп опре­деляется окончательно, а нагрузки в системе управления/*в, Рк, Рош = = f(V, б0, ot’H, (х>хи, о}2н) уточняются. Но пурасп не могут быть опреде­лены для всех условий полета и полетных масс, поэтому недостающие данные находятся на математической модели, уточненной в части опреде­ления нагрузок. Следует отметить, что обычно предварительные значения Лурасп меньше окончательных. Объясняется это тем, что значения (гн. доп) со2 — о ’ найДенные на режимах горизонтального полета, соответ­ствуют большим, чем при маневрах, углам установки лопастей несущего винта.

Поясним, почему и^расп зависит от типа выполняемого маневра. Дело в том, что нагрузки зависят от многих параметров (V, 50, ын, ыгн, сохн)> которые по-разному изменяются на разных маневрах. Например, при пу = const на установившихся виражах со2и меньше, а 50 больше, чем при горке. Поэтому на горке л^расп больше, чем при вираже. При горке, как правило, больший 60, чем при выводе из пикирования, так как горка начинается при больших V и 60, а пикирование — при малых. Однако, при V = const разница в пу расп на разных маневрах не превы­шает ~0,15, и для уменьшения числа данных, которыми должен руковод­ствоваться летчик, на всех маневрах допускаются одинаковые Лурасп. Более точное выдерживание летчиком нагрузок на систему управления в допустимых пределах возможно на» вертолетах, имеющих указатель нагрузок.