ВЕРТИКАЛЬНАЯ ПЕРЕГРУЗКА, ОБУСЛОВЛЕННАЯ УМЕНЬШЕНИЕМ РАСПОЛАГАЕМОГО МОМЕНТА ВЕРТОЛЕТА

Как было отмечено выше, причиной ’’подхвата” могут быть кроме возрастания нагрузок в системе управления другие аэродинамические особенности вертолета. Это — уменьшение моментов несущего винта и пла­нера при больших углах атаки. Из-за них ’’подхват” может произойти в случае, когда возрастание нагрузок в системе управления не препятству­ет летчику быстро отклонить ручку до упора вперед, и неблагоприятные деформации системы управления невелики. Такой ’’подхват” и обуслов­ленная им располагаемая перегрузка рассматриваются в настоящем раз­деле.

Характерные зависимости продольного момента вертолета, отнесен­ного к продольному моменту его инерции (М2 = М2/12 = MzT + М2пл), от угла атаки (перегрузки) приведены на рис. 3.5. Кривая 1 относится к положениям автомата перекоса и общего шага, равным балансировоч­ным значениям (М2 = 0) при горизонтальном полете с V0 = 300 км/ч перед горкой. Рассматриваемый вертолет при задней центровке сбалан­сирован при Dx 5В = 10,5°; 60 = 10 , а = —4,5°. В районе этого угла ата­ки он статически устойчив. При а > 2,0° угол наклона продольного мо­мента изменяется и возникает положение неустойчивости, что вызвано, как отмечалось выше, срывом потока на несущем винте. Нелинейность зависимости при углах атаки а = 8 … 16° объясняется уменьшением подъемной силы стабилизатора вследствие скоса потока возле него.

Кривая 2 на рис. 3.5 построена для параметров, соответствующих времени достижения nymax (рис. 3.6) : t = 3,7 с; V = 260 км/ч; со2 =

= 0,2 1/с; £>i 5В = 14°; 50 = 13 °;пу — 1,9; і? = 30°. Она относится к гор­ке, выполненной с превышением располагаемой перегрузки, в резуль­тате чего произошел ’’подхват”. Из рис. 3.5 видно, что несмотря на мак­симальное отклонение ручки управления и gjz > 0, при а > 23 продоль­ный момент вертолета направлен на кабрирование. Следовательно, от­клонения ручки управления недостаточно, чтобы прекратить увеличение угла тангажа. _

Рассмотрим влияние на продольный момент вертолета М2 условий полета. Из рис. 3.7 видно существенное уменьшение моментов на пики­рование на V > 200 км/ч. С увеличением начальной скорости маневра V0 существенно возрастает склонность вертолета к ’’подхвату” также вследствие увеличения потребных для горизонтального полета значения общего шага 60 г п и, следовательно, его величины при маневре.

Показанные зависимости относятся к вертолету, имеющему кине­матическую связь между углом установки лопастей и стабилизатором, служащую для уменьшения разбалансировки вертолета при изменении режима полета. При этом уменьшение 60 приводит также к уменьшению продольного момента стабилизатора. Тем не менее, при глубоком срыве при уменьшении 5о изменение момента несущего винта превалирует над

Рис. 3.6. Изменение по времени параметров движения вертолета при вводе в горку, 6’0 = const. Подхват вызван недостаточным пикирующим моментом 1фИ отклонении ручки управления вперед

изменением момента стабилизатора. На досрывных режимах и неглубо­ком срыве (а < 0 на рис. 3.7) при управляемом стабилизаторе уменьше­ние 60 мало влияет на М2 .

Скорость тангажа со2 (рис. 3.8) увеличивает располагаемый момент вертолета на пикирование, причем демпфирование вертолета при срыве на несущем винте больше, чем до срыва.

Задняя центровка вертолета уменьшает этот момент (см. рис. 3.8). Из-за этого во время ввода в перегрузку при задней центровке более быстро увеличивается скорость тангажа. Требуется немедленное отклоне­ние ручки управления от себя для парирования нарастания перегрузки и угла тангажа. Такое движение вертолета воспринимается летчиком как тенденция к самопроизвольному изменению перегрузки и тангажа. Од­нако это не ’’подхват”, так как пока перегрузка невелика, прекращение кабрирования происходит сразу (Дтзап < 1 с) после отклонения ручки вперед. Для условий полета, при которых построен на рис. 3.8, ’’подхват” невозможен при передней центровке вертолета и возможен при задней.

Очевидно, что увеличить располагаемые моменты несущего винта можно расширением диапазона отклонения автомата перекоса вперед. Однако это, как правило, невозможно из-за увеличения действующих на лопасти, втулку, главный редуктор нагрузок при доведении ручки до упора, а также из-за уменьшения зазора между лопастями несущего винта и расположенными спереди элементами конструкции фюзеляжа.

Вклад моментов, создаваемых фюзеляжем Л7,ф, крылом Л/.кр

Рис. 3.7. Влияние на продольный момент вертолета скорости полета и общего шага несущего винта:

— 80 =16°;—— 6’о =12°;—- 8’» =9°

Рис. 3.8. Влияние на продольный момент вертолета угловой скорости тангажа и цент­ровки вертолета:

—- задней;———— передней

и стабилизатором М2ст в суммарный момент планера, а также соотно­шение между ними и моментом несущего винта М21 иллюстрируется рис. 3.9. Видно, что на больших скоростях полета с увеличением угла атаки вертолета (перегрузки) из-за уменьшения продольного момента несущего винта момент планера становится определяющим. Фюзеляж создает момент, направленный на кабрирование, а моменты крыла у рас­сматриваемого вертолета и стабилизатора направлены на пикирование, т. е. способствуют выходу вертолета из перегрузки.

Стабилизатором можно существенно воздействовать на моментные характеристики вертолета. На режимах полета, связанных с увеличением угла атаки вертолета, момент стабилизатора определяется не только его площадью и аэродинамическими характеристиками, но и месторасполо­жением. Последнее влияет на торможение потока у стабилизатора и на угол скоса потока Ласт, уменьшающий угол атаки стабилизатора аст. Как показано в разд. 2.4 (см. рис. 2.24, участки кривых ab), располо­жение стабилизатора может быть таким, что при некоторых положитель­ных углах атаки фюзеляжа его эффективность заметно уменьшается. Это явление обусловлено ’’затенением” стабилизатора находящимися впереди элементами планера. В свою очередь, осредненный угол скоса Даст зависит от SCT и /ст [ 5 ]. Особенно значительно возрастает скос потока, если у вертолета большая площадь крыла или по бортам располо­
жены гондолы, контейнеры, баки. В качестве примера влияния аэродина­мических характеристик стабилизатора на моменты планера Mz пл и вертолета в целом Mz на рис. 3.10 приведены кривые для планера с дву­мя вариантами стабилизатора: 1 — недостаточно эффективного при поло­жительных углах атаки; 2 — эффективного как при отрицательных, так и при положительных углах атаки. В последнем случае при маневре вер­толет имеет на 0,3 … 0,4 большую располагаемую перегрузку.

Таким образом, при выборе характерис­тик стабилизатора и его расположения наряду с требованиями, выдвигаемыми балансировкой и устойчивостью вертолета, необходимо учи­тывать требование обеспечения достаточного момента для вывода вертолета из перегруз­ки. Во многих случаях это требование может быть определяющим, так как приемлемые характеристики устойчивости и управляемос­ти могут достигаться за счет установки на вер­толете автоматических средств.

Располагаемая перегрузка, как показано в разд. 3.1.1, зависит от типа маневра. Срав­нение Hvpacn (Рис — 3.11) показывает, что наи-

Рис. 3.9. Зависимость составляющих продольного мо­мента вертолета от угла атаки

Рис. 3.11. Сравнение величины располагаемой перегрузки при различных маневрах с 6„ = const:

—- ввод в горку;————- вывод из пикирования; форсированный раз­ворот

Рис. 3.12. К приближенному определению лурасп

большие значения перегрузки, обуславливаемые ” подхватом” из-за недос­таточности величины продольного момента, достигаются при выводе из пи­кирования. Это, в основном, объясняется меньшим, чем на других манев­рах, значением общего шага. При развороте вертолета ’’подхват” начинает определять «урасп (на графиках это точка достижения максимума) при меньших скоростях полета, чем при других маневрах. На больших ско­ростях полета Пу расп при развороте меньше, чем на горке. Это связано с менее интенсивным замеделением вертолета из-за меньшего увеличе­ния угла тангажа, потребного для реализации перегрузки. В связи с этим следует отметить, что маневр разворота на больших скоростях полета характеризуется наибольшим по сравнению с другими маневрами увели­чением нагрузок в системе управления вертолета. Поэтому его рекомен­дуется выполнять с замедлением скорости полета (по типу форсирован­ного) и с уменьшением общего Щага на 2 … 4°.

Располагаемая перегрузка (и_урасп) может быть определена прибли­женно. Такой метод можно использовать на этапе проектирования, когда математическая модель еще не создана, или при необходимости быстро оценить влияние параметров вертолета на возможность возникновения подхвата. Метод основан на анализе зависимости продольного момента Mz и нормальной силы вертолета R* от угла атаки а при максимальном отклонении ручки управления вперед и ссг = 0 (рис. 3.12). Условие сог = 0 соответствует моменту времени, когда прекращается кабрирова­ние вертолета. В этот момент (рис. 3.13) при запаздывании Д/зап = 1 с ускорение тангажа (Ьг должно быть в пределах от —0,1 (прии^расп = — 1,7) до -0,4рад/с2 (при «урасп = 2,5)і. Следовательно, продольный момент вертолета должен быть равным Iz cjz (отметим, что при горке с Д? зап > 1 с на кривой 3 есть участок с coz = const, т. е. Мг = 0). Исходя

из этих величин продольного момента по рис. 3.12 найдем угол атаки а* и соответствующую ему перегрузку п* = Ry/G. Но в результате ма­неврирования вертолет выходит на «уП1ах, атах раньше, "чем на и*, а*.Поэтому путах>п* и amax>Qt* (см. рис. 3.1, 3.6).

Моделирование показало, что приближенно путах и атах можно найти по формулам

«ушах — «* + OJ(n* — 1,0); amax = а* + (2…4)°. (3.2)

При п* , соответствующей Дґзап = 1 с, Путах = пу„асп- Отметим, что а* существенно зависит от стабилизатора вертолета. Из рис. 3.9 видно, что при первом варианте стабилизатора — а* = 3,9°, а при втором — 10,4° (сог = —0,15 1 /с2 ).

По величине атах можно оценить, на какую величину Д#тах мож­но быстро увеличить угол тангажа при маневре. Чем он больше, тем ме­нее ’’строг” вертолет в пилотировании. Это важная характеристика ма­невренности. Угол Д0шах находится по формуле

где аг п — угол атаки при горизонтальном полете вертолета на скорос­ти V0.

Можно считать, что в момент выхода на а* вертолет наиболее глу­боко заходит в область срыва потока на несущем винте, так как углу а* соответствует перегрузка, близкая к максимальной, но при этом сог = 0, и поэтому нет благоприятного влияния угловой скорости кабрирования. Рост средних за оборот винта нагрузок в системе управления вертолета приблизительно пропорционален разности Да = а* — аі (см. рис. 3.12), где aj — угол атаки, при котором начинается их значительное увеличе­ние (см. разд. 1.4.2, 2.3.3). Величина Да характеризует уровень нагру­зок в системе управления при маневре. Обычно Да < 10°. По характе­ристике гидроусилителей, а также рис. 3.2 и 3.12 можно найти Дадоп = = адоп — aj. В случае, если окажется, что «доп < а*, то в выражениях для атах и i? max угол а* должен быть заменен на адоп. При этом воз­можности вертолета, соответствующие большой величине а*, не могут быть использованы, и пу^лсп обусловливается большими нагрузками в системе управления, а не малым продольным моментом вертолета.