В РАЙОНЕ ХВОСТОВОЙ БАЛКИ

На установившихся режимах горизонтального полета лопасти находят­ся выше плоскости вращения несущего винта при всех центровках верто­лета, 0ЛО = 1 … 7° ( на вертолете с большим крылом возможен случай, когда на режиме самовращения на больших скоростях 0ЛО = 0 … -2°). При переходных режимах, выполняемых плавно, и при парировании ат­мосферных возмущений производимые летчиком перемещения ручки управления изменяют амплитуду махового движения лопастей не более чем на 2 … 4°. Это означает, что на таких режимах лопасть от плоскости вращения не опускается ниже 0ЛО = 0 … — 3.

Маневры вертолета с уменьшением вертикаль­ной перегрузки. Маневрами, на которых наиболее вероятны сближе­ния лопастей с хвостовой балкой, являются ввод в пикирование и вывод из горки. Основная причина опасных сближений на таких режимах — чрез­мерно большие и резкие отклонения ручки управления назад, превышаю­щие требуемые для маневра. Предпосылкой к ним может явиться допу­щенное летчиком интенсивное уменьшение угла тангажа и перегрузки. Моделирование показало, что при парировании возникшей ситуации необ­ходимо быть особенно внимательным, так как вследствие уменьшения перегрузки уменьшается эффективность управления. Уменьшение угла тангажа можно прекратить даже в случае околонулевых значений пере­грузки отклонением ручки управления назад не более чем на 2/3 хода от нейтрали. При этом углы взмаха вниз по абсолютной величине не пре­вышают 4 … 6°. Как будет показано, отклонение ручки назад до упора дает незначительный выигрыш в маневре, но приводит к существенному увеличению угла отклонения лопасти вниз. Больший, чем необходимый для вывода из пикирования, угол наклона автомата перекоса назад кон­структор вынужден делать для обеспечения возможности парирования атмосферных возмущений на режиме висения при попутном ветре и при предельно передней центровке вертолета.

Изменение параметров движения при маневре, на котором откло­нения лопастей достигают —12,5°, показано на рис. 3.22. Ввод в пикиро­вание выполнялся на скорости полета 150 км/ч. Перегрузка уменьшалась до значения л^тіп = —0,15, скорость тангажа — до —0,6 1/с. В момент достижения пут;п ручка управления резко (за ~0,8 с) отклоняется назад до упора. За это время перегрузка возросла только до пу — —0,1, а угловая скорость стала равной —0,46 1/с. При этих условиях угол взма­ха лопасти достиг минимального значения. Отметим, что когда вертолет имел минимальную перегрузку и автомат перекоса был наклонен вперед, рл0 составлял 2,5 . Таким образом, взмах лопасти вниз в значительной мере вызван отклонением ручки назад (D1А8Ъ = — 17,3° ). Тем не менее, на уменьшение угла /?л0 влияют и другие параметры.

Проанализируем составляющие, входящие в формулу

0ло = «о — «і = Оо — а) — а^г согн + £5В — Бг5К, (3.5)

где 5В = х’ъ + 6вСАу ; 6К = х* + 6КСАУ (бе3 У4™ деформаций).

Зависимость от пу, V, 80 первого слагаемого формулы (я0 — а), отражающего влияние а0 и а (напомним, что а, = а при 5В = 5К = = ш2Н = = 0), приведена на рис. 3.23. При определении (а0 — а) по

графику следует иметь в виду, что /Зл0 минимален при пу большей, чем иушіп(иу = путт + &пу)- Различие объясняется тем, что даже за ко­роткое время перемещения ручки управления назад до конструктивно­го упора перегрузка успевает увеличиться на существенную величину: Апу = 0,7 … 1,0 на V-250 … 300 км/ч и 0,05 … 0,4 на V~ 100 … 200 км/ч.

Как следует из графика, зависимость (а0 — а) от пу невелика. Од­нако моделирование показало заметное влияние перегрузки на угол взма­ха лопасти. Обусловлено оно тем, что ввод вертолета на околонулевые и отрицательные перегрузки происходит при большой по абсолютной величине скорости тангажа (рис. 3.24), и отклонение лопасти вниз увели­чивается из-за увеличения слагаемого a? z На рис. 3.25 показана зави­симость максимального угла взмаха лопасти от перегрузки при разных начальных скоростях ввода в пикирование или вывода из горки. Видно, что | 0ЛО I максимален при скорости полета 100 … 200 км/ч. Это объясня­ется большими по абсолютной величине <о2 при уменьшении перегрузки и малым приростом Апу на V< 200 км/ч. Кривые для V0 = 100 и 150 км/ч приведены для fry,,,},, > 0 … -|-0,4, так как меньшие перегрузки не дости­гаются даже при пикировании с углами тангажа —60 … —70°. Таким образом, у вертолета, для которого по результатам моделирования постро­ен график, 0ЛО = — 11е при пу = 0,6 … 0,4 и 0ЛО = -12,7° при пу — 0.

Углы Рл0, приведенные для пу = 1,0, относятся к маневру, когда

Рис. 3.23. Зависимость составляющей угла взмаха лопасти (а0 — а ) при и>2 — О от

Пуу 6 q и У:

—— = 300 км/ч;———— 200 км/ч; — Ю0 км/ч

Рис. 3.25. Зависимость максимального угла взмаха лопасти на азимуте — О при маневрес 8 „ =14“ иOj 6В = — 8,8° отПутт и V0
ручка отклоняется назад до упора на режимах горизонтального полета. Подробно особенности таких маневров и причины увеличения махового движения на них будут рассмотрены ниже.

Продолжая анализ зависимостей на рис. 3.23, отметим, что взмах лопасти вниз за счет составляющей (а0 — а) максимален при больших скоростях полета V и большом угле установки лопастей 50. Такое поло­жение может возникнуть, если на V0 = 300 км/ч летчик для увеличения скорости полета изменит с большим темпом угол тангажа на пикирова­ние, а затем отклонит ручку до упора назад для прекращения разгона. В этот момент несмотря на то, что после уменьшения перегрузка увели­чится до пу = 1,0, взмах лопасти вниз велик. Сочетания малой пере­грузки и большого угла установки лопастей несущего винта более веро­ятны на скоростях полета V = 100 … 200 км/ч, на которые вертолет попа­дает при выходе из горки, начатой на VQ = 300 км/ч и выполняемой с 50 — const.

Например, при маневре с V = 200 км/ч, на котором автомат пере­коса отклоняется ДО величины, соответствующей D! 50 = —9°, угол взмаха лопастей | 0ЛО I в случае 50 = 14° (такое значение общего шага возможно при переходе в пикирование после набора высоты или при выво­де вертолета из горки) на 1 … 2° больше, чем при 50 = 9° (ввод в пики­рование с горизонтального полета).

Влияние на /Зл0 темпа отклонения автомата перекоса, САУ, центров­ки и устойчивости вертолета. Если для парирования движения вертоле­та на пикирование перемещение ручки управления назад производить медленно, то перегрузка и скорость тангажа могут возрасти (стать более положительными величинами). В результате отклонение лопасти вниз уменьшится. С другой стороны, при чрезмерно малом темпе перемещения ручки перегрузка становится еще меньше, в результате чего концы лопас­тей приблизятся к хвостовой балке. Поэтому в исследованиях должны рассматриваться и быстрые и медленные отклонения ручки. На зависи­мость Рл0 от §в оказывает влияние полетная масса и продольный момент инерции вертолета. У легкого вертолета зависимость проявляется замет­но. Например, при массе вертолета 10000 Н в случае отклонения автома­та перекоса со скоростью 8°/с, вместо 20°/с, угол взмаха лопасти умень­шается по абсолютной величине на 25 …30%. У тяжелого вертолета влия­ние темпа мало (рис. 3.26), разница в /Зл0 при одинаковых 5В m ах не превышает 7 %.

Система автоматического управления (САУ) уменьшает зазор до хвостовой балки, если ее воздействие увеличивает наклон автомата пере­коса назад. Это происходит, когда тангаж уменьшается быстро, и за вре­мя перемещения ручки управления скорость тангажа продолжает оста­ваться отрицательной. Такая ситуация особенно характерна для тяжелых вертолетов.

Рассмотрим влияние центровки вертолета. На установившихся ре­жимах полета положение лопастей несущего винта на азимуте = 0 ни-

Рис. 3.26. Изменение по времени параметров движения вертолета и угла взмаха лопасти на азимуте фп = 0 в зависимости от 6В: —— 8 ° /с;———— 20 0 /с

Рис. 3.27. Влияние статической устойчивости по углу атаки иа изменение по вре­мени параметров движения вертолета и 0Ло:

—— лР = — 3,5 1/с2;———— ЛР= 1 1 /с2

же при передней центровке вертолета, чем при задней. При маневрах ло­пасти также отклоняются ниже при передней центровке несмотря на то, что ручка отклоняется до одного и того же предельного положения. Это объясняется более близким к упору назад балансировочным положе­нием ручки и, следовательно, меньшим увеличением перегрузки, угло­вой скорости и других параметров. Кроме того, отметим, что при пре­дельно задней центровке вертолета менее вероятны, чем при передней, отклонения ручки назад до упора, так как создается чрезмерно большой кабрирующий момент вертолета, чего летчик не допускает прекращением перемещения ручки. Если все же ручка доведена до упора, то создается большая, чем при передней центровке, скорость тангажа на кабрирова­ние, и это обуславливает меньший угол лопасти вниз от плоскости вра­щения.

Влияние динамической устойчивости вертолета на /Зп0 обусловлено разницей в превышении перегрузки, угловой скорости и других парамет­ров движения при парировании изменения угла тангажа на пикирование. На рис. 3.27 показано изменение параметров движения легкого вертоле­та при двух значениях коэффициента статической устойчивости вертоле­та по углу атаки М% (разные площади стабилизатора). Летчик изменял угол тангажа вертолета на Ад = —40° с максимальным темпом, путjn =

= — 0,3. Видно, что при вводе в пикирование попытка не превзойти огра­ничение путin = —0,4 у динамически неустойчивого вертолета привела к существенному уменьшению тангажа и выходу за путт несмотря на отклонение ручки управления до конструктивного упора. При этом взмах лопастей вниз увеличился по сранению с устойчивым вертолетом прибли­зительно на 2°. Если для того, чтобы не допустить превышений тангажа и перегрузки на неустойчивом вертолете, увеличить 6втах, то произой­дут еще большие отклонения лопастей.

Максимальные углы взмаха лопастей несущего винта вниз от плоскости вращения вследствие сры­ва потока. Характерными маневрами, при которых возможен срыв по­тока на винте, являются увеличение вертикальной перегрузки при вводе в горку и переход на режим самовращения при отказе всех двигателей. Рассмотрим маховое движение лопастей при их выполнении.

При увеличении вертикальной перегрузки несущий винт находится в условиях, отличающихся от режимов ввода в пикирование или выво­да из горки, на которых пу< 1,0, а именно:

в процессе увеличения перегрузки возрастает эффективность управ­ления, поэтому соответственно уменьшаются потребные отклонения руч­ки управления для создания кабрирующего момента;

угловая скорость тангажа при кабрировании (coz > 0) уменьшает угол взмаха лопасти;

увеличивается угол конусности винта а0, что отдаляет лопасти от хвостовой балки;

автопилот (САУ) уменьшает отклонение автомата перекоса в направ­лении на себя.

Таким образом, при кабрировании вертолета параметры изменяют­ся так, что создаются благоприятные условия для обеспечения зазоров между лопастями и хвостовой балкой. Тем не менее, при больших углах атаки винта (вертикальной перегрузке) из-за срыва потока значительно увеличивается отклонение конуса лопастей назад (см. коэффициент махо­вого движения в, на рис. 2.13). При этом рост угла конусности а0 проис­ходит в малой степени. В результате возрастают углы отклонения лопас­ти вниз (см. рис. 1.12). Наибольшие по абсолютной величине углы Дл0 соответствуют углублению в область срыва потока при максимальном угле установки б0. При этом возникает значительный кабрирующий мо­мент вертолета, который обычно при нормальном пилотировании летчи­ком не допускается. И все же, как показывает моделирование, возможно кратковременное отклонение ручки назад до упора. Существует ряд лет­ных ситуаций, например неожиданная встреча с препятствием или быст­рое увеличение угла тангажа после его изменения на пикирование из-за отказа автопилота, в которых непреднамеренно могут быть такие дей­ствия летчика. Они наиболее опасны, если происходят на скоростях поле­та, близких к максимальной, и, особенно, при увеличенном угле уста­новки лопастей. При этом, например на V = 300 км/ч углы взмаха ло­пасти вниз от плоскости вращения при D 5В = — 10,5° и пу = 2,0 … 2,2 могут достигать Рло = — (12 … 14)°.

На величину Рп0 в срывной области (см. рис. 1.12) существенно вли­яет величина скорости тангажа. Чем и>2 больше, тем угол взмаха лопасти меньше. Но если летчик резко отклоняет ручку управления, то к момен­ту, когда 6В достигнет максимального значения, loz только начинает раз­виваться. В этой ситуации сильно проявляется влияние момента инерции вертолета. Если он мал, то быстро возникает скорость тангажа. При боль­шом моменте инерции вертолета срыв на несущем винте возникает за счет увеличения угла атаки винта только вследствие большого отклонения автомата перекоса, так как угловое движение вертолета только начина­ется. Например, увеличение момента инерции в три раза (при одинаковых других параметрах вертолета) увеличивает отклонение лопасти вниз на 1,5°.

На основании изложенного рекомендуется: ввод в горку на боль­ших скоростях полета V > (Етах — 30 км/ч) выполнять при постоянном общем шаге или с его уменьшением на 2 … 4° ; следует не допускать рез­ких отклонений ручки управления на большую величину.

При отказе всех двигателей чрезмерно большие отклонения ручки управления возможны вследствие уменьшения эффективности продоль­ного управления, которое происходит из-за значительного уменьшения частоты вращения несущего винта. Такие отклонения ручки на скорос­тях полета, близких к максимальной, при неуменыпенном общем шаге (что является ошибкой летчика) вызывают срыв потока на лопастях несу­щего винта. Его возникновение является следствием увеличения угла атаки при большой относительной скорости V = V/ojhR (за время t = 1,5 с, в течение которых ojhR уменьшается до минимального значе­ния, скорость полета, практически, не изменяется). В результате срыва потока по тем же причинам, которые были указаны выше, возрастают углы взмаха лопастей /Зл0.

Используем для анализа таких действий летчика при переходе на ре­жим самовращения зависимости, приведенные на рис. 3.28 и 3.29. На рис. 3.29 показана ситуация, в которой задержка уменьшения общего шага после отказа двигателей составляла 1,3 с. Уменьшению 50 предшест­вовало быстрое перемещение ручки продольного управления назад до значения, соответствующего £), <5В = —5,3°. Уменьшение частоты враще­ния было прекращено. Однако при этом значительно увеличился угол атаки винта Дан = £>і(бв — 6вбал) = 10,1° (за время отклонения бв угол атаки вертолета а практически не успел измениться). Как видно из рис. 3.28, винт в срыве. При этом составляющая угла взмаха лопасти (До — ДІ) из-за уменьшения соR вместо -4,5° стала равной -8,2°, &по— = (а0 — а) — = -13,5°. При моделировании (см. рис. 3.29) полу-

Рис. 3.29. Изменение по времени параметров движения вертолета и (3Ло при отказе всех двигателей:

1 — время отказа двигателей

чено (Зло = -13,3°; отличие незначительно, так как скорость тангажа к этому времени мала.

Таким образом, увеличение |3Л0 вызвано возникновением неблаго­приятного сочетания параметров: больших V, 60 и Z>x бв, малых — coz, сонЛ (отметим, что при этом несмотря на срыв потока, пу = 1,0 из-за малой сoHR). Чтобы избежать такой ситуации, при переходе на режим самовращения на скорости полета, близкой к максимальной, уменьшение общего шага должно опережать отклонение ручки управления ”на себя” или, по крайней мере, происходить одновременно. Одновременное откло­нение этих рычагов иногда может потребоваться. Например, при отка­зе всех двигателей на малой высоте оно позволит уменьшить снижение вертолета и интенсивно уменьшить скорость для выполнения посадки. В этом случае для обеспечения безопасных зазоров до хвостовой балки достаточным является отклонение ручки продольного управления назад на величину не более 0,5 … 0,7 хода от нейтрали.