СКОРОСТИ РА ЗВОРОТ А

У одновинтовых вертолетов на режиме висения встречаются случаи самопроизвольного входа во вращение вокруг вертикальной оси. У вер­толетов с несущим винтом левого вращения неуправляемое вращение начинается во время левого разворота. При некоторой угловой скорос­ти вертолета отклонения правой педали до упора недостаточно, чтобы его остановить, — продолжается неуправляемое вращение со скоростью 0,6 … 1 1/с. Вывести вертолет из вращения удается отклонением ручки управления вперед для перевода его в поступательный полет или (если вертолет имеет груз на внешней подвеске) сбрасыванием груза.

Исследование неуправляемого вращения вертолетов начнем с изуче­ния кривых путевой балансировки при ветре, а затем, используя эти дан — , ные, составим модель разворота вертолета на висении.

Путевая балансировка вертолета

на режиме висения

Балансировочные кривые могут быть определены двумя способами: при висении вертолета относительно земли с разным курсовым положе­нием к ветру ф w, и при перемещениях вертолета относительно воздуха с разными скоростями и углами скольжения. Оба способа испытаний достаточно сложны и требуют большой тщательности исполнения, пос­кольку балансировочные кривые при некоторых ф ^ изменяются очень резко. Первый способ возможен при ветре, устойчивом по величине и направлению; второй — при надежном определении малой по величине воздушной скорости и ее направления. На рис. 3.44 показаны результаты испытаний первого вида: определены приращения балансировочного поло­жения педали Алг’н по сравнению с положением в штиль (Дх’н = Хд —

— *нвис) в зависимости от фцг для ряда значений скорости ветра ЙЛ Сплошные линии относятся к вертолету с рулевым винтом, имеющим такое направление вращения, когда лопасти из верхнего положения дви­жутся вперед (будем обозначать его В — В), а пунктирная линия — к тому же вертолету, но с рулевым винтом противоположного направления вра­щения: из верхнего положения лопасти движутся назад (В — Н). Из гра­фиков видно, что отклонение педали вправо становится максимальным,

— Дх’н = 5,5° — для рулевого винта с направлением вращения В — В при скорости ветра 7 м/с справа (Фщ = —60 … —150°). При направлении вращения В — Н нет такого резкого возрастания угла установки рулево­го винта.

Кривая Дх’н = /(фц/) показывает, что вертолет статически устой­чив при повороте вправо (в диапазоне фм от -360 до —270°), так как при этом требуемый для равновесия вертолета угол установки рулево­го винта увеличивается; это свидетельствует о том, что при неизменном положении педали тяга рулевого винта уменьшится так, что уменьшится момент, направленный вправо. При повороте влево (в диапазоне фw от —30 до —90°) вертолет с винтом В — В статически существенно неус­тойчив, так как потребный для равновесия угол установки рулевого вин­та резко увеличивается.

В балансировочной кривой по скорости перемещения вбок Vz = Vy р в (рис. 3.45) также проявляется описанная особенность винта В — В: при перемещении вправо (или при ветре справа) с Vz — —15 … -30 км/ч требуется большое отклонение правой педали. Уменьшение отклонения правой педали при Тр в » const начинается при Уу р в = -35 км/ч, т. е. при скорости ветра справа более 10 м/с.

Особенность кривых при ветре справа объясняется тем, что направ­ление ветра совпадает с направлением тяги рулевого винта, так что от­ход вихрей от рулевого винта замедлен либо совсем не происходит; воз­никает режим ’’вихревого кольда” (см. разд. 3.4), но усложненный, так как рулевой винт работает в завихренном несущим винтом потоке и вбли­зи киля.

Рис. 345. Зависимость приращения балансировочного положения педали от осевой скорости обдува рулевого винта. Направление вращения рулевого винта:

— В-В_______ В-Н

Однако дело не только в режиме ’’вихревого кольца”. Влияние несу­щего винта на рулевой винт изучалось в экспериментах с моделями вер­толетов в аэродинамических трубах. Визуализация обтекания модели показала (рис. 3.46), что когда вертолет становится правым бортом к вет­ру, то рулевой винт попадает в вихри несущего винта. Схема этого слу­чая показана на рис. 3.46, а: из нее видно, что когда рулевой винт имеет направление вращения В — В, то направления вращения лопастей и пото­ка воздуха совпадают, следовательно, относительные скорости обтека­ния лопастей и тяга винта уменьшается. При ветре сзади и висении верто­лета вблизи земли (рис. 3.46, б) образуется вихрь в результате взаимо­действия направленных в противоположные стороны стелящегося вдоль земли потока несущего винта и ветра; видно, что и в этом случае направ­ление вращения потока воздуха совпадает с направлением вращения руле­вого винта В-В.

Теоретическое исследование взаимовлияния элементов несущего, рулевого винтов и киля может быть выполнено по вихревой теории, в

которой расположение вихрей не задается заранее, а определяется в про­цессе расчета. Несколько таких численных экспериментов выполнено группой С. М. Белоцерковского [ 3 ].

Моделирование разворота вертолета

При моделировании вращения вертолета вокруг вертикальной оси необходимо учитывать вращательное движение и линейные перемещения вертолета в горизонтальной плоскости, так как от них зависят величина и направление скорости потока воздуха около рулевого винта. В земной системе координат уравнения движения имеют вид (рис. 3.47) :

IybJy — (Гр в — ZK)xp в — ^дв — (Гр. в — Гр в бал — ^к)Хр В,

(3.18)

tnxg= (Гр. в + S — ZK)sin^; (3.19)

mzg = (Гр в + 5 — ZK) cos ф. (3.20)

В целях упрощения задачи можно принять, что Л7ДВ = Гр в бал хр в и боковая сила несущего винта Sравна балансировочному значению тяги рулевого винта ГрВбал, но направлена в противоположную сторону: так, в основном, балансируются моменты вертолета. Таким образом, S = — Гр вбал, и во все уравнения движения входит разность Гр в — — Гр. в бал. Приведенная к вертикальному оперению демпфирующая сила планера ZK = const ооу Itоу I.

Составляющие скорости набегающего потока на рулевой винт в свя­занных с ним осях

VуОВ = ^sin ^ + z„ cos ф + x„sini// + CJ X в ;

УР 8 8 У V (3.21)

Vx р в = W cos ф — Zg sin ф + xg cos V/.

ния вертолета

Так как информация о потребных углах установки рулевого винта (см. рис. 3.44) получена в зависимости от фщ и W, то найдем аналогичные величины:

= arctg (Vy р в/ Р*р. в) ; W = V^P. B + ^ур. в ■ (3-22)

Для определения разности Гр в — Т„ в бал используется результат, полученный при эксперименте. Характер балансировочных кривых Ах’и = = /(V’w) был определен для разных значений коэффициентов тяги руле­вого винта на режиме висения грв вис: варьировались полетная масса вертолета, частота вращения несущего и рулевого винтов, высота полета. Получились практически совпадающие кривые Дх’н. Отсюда следует, что разность х’н — х’н вис не зависит от t„B, т. е. кривые *р.„(*н) ПРИ W = 0 и W Ф 0 параллельны друг другу (рис. 3.48). Этого можно было ожидать, так как производная от тяги винтов по углу установки слабо зависит от скорости набегающего потока. Параллельность кривых Гр в(*н) ПРИ Разных W дает возможность определить rp в — fp. B бал ПРИ любых x’H, W по кривой fp-B (х’н) на режиме висения. Действитель­но, при W Ф 0 вертолет балансируется при уте х’н вис + Дх’н и (*р. вбал) Н^о. ПУСТЬ не равном fp. BBHC, как показано на рис. 3.48. Од­нако из-за параллельности кривых fp в (х’н) при разных W удовлетворя­ется соотношение:

^р. в — ^р. вбал = [^(‘’Снрасч)]И’ =о — ^р. ввис > (3.23) где

(3.24)

Ошибка в определении разности f в — fpB бал может проявиться (за срывом) на участке кривой fp в (хн), но она не может быть большой.

Таким образом, зная угол установки рулевого винта хн, скорость и направление набегающего потока, по зависимости fp в = грв (хн) на режиме висения и балансировочным кривым Лхн = f(W, 4* w) можно определить разность fp в — fpB бал . При этом влияние скорости обдува на fp в учитывается посредством уменьшения шага рулевого винта на ве­личину Дх„, т. е. /р в определяется по углу хн расч (выражение 3.24), причем Дхн находится по результатам летных испытаний (см. рис. 3.44). Максимальное уменьшение коэффициента тяги рулевого винта равно ~0,07 для винта В — В. Так, например, при х’н = 21 ° f в = 0,255 в штиль, а при скорости ветра справа 6 м/с х’н расч = 21 — 5,5 = 15,5° и fp в = = 0,185. Таким образом, тяга рулевого винта уменьшается более чем на 1/4.

Поскольку характерные значения величины Дхн находятся вблизи азимутов фщ = —90 и —270°, т. е. определяются скоростью осевой об­дувки рулевого винта Vу рв, то достаточно полную информацию об изме­нении fp в при малых скоростях полета дает зависимость fp в = /(Курв) (рис. 3.49), которая строится с помощью рис. 3.45. Видно, что для винта В — В, в соответствии с изменением Дх’н, коэффициент fр в существенно снижается при обдуве винта справа, а затем при V2 — VypB < — 22 км/ч увеличивается, достигая критического значения при Vyрв = — 35 км/ч. При дальнейшем увеличении отрицательных VypB винт работает на срыв — ных режимах и его тяга снова уменьшается. Из-за интенсивности умень­шения fp в при изменении Vy р в от -10 до -18 км/ч вертолет с винтом В — В резко ускоряет свое вращение влево, так что даже быстрое откло­нение летчиком педали до упора не приводит к увеличению тяги рулево­го винта.

Из рис. 3.49 для винта В — В можно заключить, что если для балан­сировки вертолета на режиме висения потребное значение коэффициента тяги рулевого винта меньше 0,185, то при любых VypB летчик отклоне­нием педали до упора создает у рулевого винта тягу, равную или большую потребной для балансировки, т. е. вращение вертолета влево будет за­медляться, и он остановится. Если же потребное значение fp. BBHC > 0,185, то при некоторых Vy р 0 (т. е. при некоторых значениях со, W и ф w) тя­га рулевого винта меньше балансировочной, и будет или не будет неуп­равляемое вращение, можно установить только при моделировании дви­жения вертолета.

Рассмотрим следующий простой случай. Пусть у вертолета на режи­ме висения в штиль fp. BBHC = 0,22. Как видно из рис. 3.49, неустойчивое равновесие вертолета возможно при Кур в = —18 км/ч, а устойчивое — при VypB = —25 км/ч. Поэтому равновесие наступит при установившем­ся (если W = 0) вращении вертолета влево с угловой скоростью соу = = *W*p. b=-°>7 1/с.