ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОСАДО ЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРИ ОТКАЗЕ ВСЕХ ДВИГАТЕЛЕЙ

При отказе всех двигателей летчик должен перевести вертолет на планирование, снизить высоту и произвести посадку. Эти маневры луч­ше исследовать на пилотажном стенде. Изложенные ниже методы позво­ляют смоделировать эти маневры без пилотажного стенда.

Рассмотрим переход вертолета на планирование на режиме самовра — щения. Используются уравнения продольного движения в скоростной системе координат и уравнение вращения несущего винта:

mV — Rxa — mg sin в; тУв = Rya — mg cos в; (4 59)

= Mz; /uw„ — Л/кдв £ — MKH ; # — wz, $ — в — a,

Силы и моменты Rxa, Rya, Mz, MKil зависят от V, ак, 80, 6B, сон, ш2 . Таким образом, шесть приведенных выше уравнений и четыре груп­пы уравнений для определения Rxa, Rya, Mz, AfKH связывают 18 пере­менных (т, Hp, t — заданы) V, V, в, в, и>2, со2, &, d, сон, сон, Rxa, Rya, м2, мки, мк дв , (Ne), ан, 5В, 50 • На режиме балансировки V и сон зада­ны, а Й=0 = со2 = сог = і?=сон = Оииз уравнений движения находят­ся Rxa, Rya, М2, Мкн, а„, б0. , N, в, д. При расчетах неустановивше-

юся движения в каждый момент времени известны в результате интегри­рования уравнений движения V, в, coz, д, сон и должны быть заданы три управляющие воздействия. В рассматриваемом маневре управляющими воздействиями являются: N = 0, б0 = 5 (Г), д = #(Т ) • Начальным усло­вием является уменьшение N до нуля у сбалансированного вертолета.

Изменение шага 50 задается по времени, а угол тангажа находится в про­цессе расчета по заданным конечным значениям #зад (обычно при тормо­жении #эад ~ 15°, а в момент приземления #зад = 10°). Одновременно находятся углы отклонения автомата перекоса 5В, соответствующие полу­чающейся зависимости # = $(?)• Для этого используется уравнение

5В (тр + 1) = — [/<>(»? — азад) + iUz°>z]- (4-6°)

Постоянная времени т, передаточные коэффициенты і&, прини­мались, например для тяжелого вертолета, равными: т — 0,1 с; i9 — 0,3;

z = 0,7 с. На величины d6B/dt и 6В накладываются ограничения, соответствующие максимальной скорости гидроусилителя и максималь­ному отклонению автомата перекоса. Интегрировать уравнения (4.59), (4.60) рекомендуется по методу Рунге — Кутта. Силы и моменты несуще­го винта определяются путем численного интегрирования элементарных сил в сечениях лопастей (см. гл. 1). Следует, однако, отметить, что для расчетов траекторий полета после отказа двигателей не обязательно при­менение такого метода, так как здесь мы не встречаемся с большими перегрузками и большими зонами срыва потока с лопастей несущего винта. Если же посадочная скорость вертолета велика (Кпос 70 км/ч), то при увеличении угла установки несущего винта до максимального (при ’’подрыве”) начинается срыв, так что в этом случае следует исполь­зовать метод, описанный в гл. 1. При предпосадочном маневре вертолет попадает в зону влияния ’’земной подушки”. Поэтому средняя индуктив­ная скорость несущего винта должна быть скорректирована (см. 1.3). Коэффициент Кзем зависит от К и Н; эти величины находятся по данным расчетов посадок первого приближения, выполненных при Кзем = 1,0.

Результаты моделирования перехода на самовращение с уменьшени­ем скорости полета показаны на рис. 4.36. Моделирование выполнено для условий мгновенного отказа двигателей. Через 1 с после отказа летчик начинает уменьшение угла установки винта до минимума и увеличение угла тангажа вертолета до 15°. После начала увеличения частоты враще­ния несущего винта угол установки увеличивается до значения, соответ­ствующего установившемуся режиму самовращения с номинальной, как правило, частотой вращения. Исходный режим полета — горизонтальный полет на скорости 270 км/ч. Из графиков видно, что при описанных вы­ше действиях летчика окружная скорость уменьшается в течение 3 с (coHmin^ = 183 м/с), а к 7-й оон восстанавливается. В дальнейшем шн ~ ^ const, хотя режим полета вертолета еще не установился. Для измене­ния угла тангажа летчик кратковременно отклоняет ручку автомата пере­коса назад на 2 … 3°. При этом маховое движение лопастей увеличивает­ся и в заднем положении угол взмаха может быть равным 0 … —3° (при передней центровке).

Торможение вертолета происходит с замеделением, нарастающим от 0 до 2,5 … 3,5 м/с2 за 5 … 6 с, а затем по мере уменьшения скорости

Рис. 4.37. Изменение параметров вертолета с большой "разбалансировкой” при пере­ходе на резким самовращеиия при разных методах пилотирования

полета замедление уменьшается (при V « 80 км/ч и іЗ= 15° V ^ 1 .

с

При торможении до 140 км/ч вертолет снижается на 15 м в начале тор­можения, затем восстанавливает высоту. Закончив торможение, летчик переходит на установившийся режим планирования, т. е. уменьшает тан­гаж до значения, соответствующего установившемуся планированию. При этом вертикальная скорость снижения увеличивается до —10… — 13 м/с. Изменение тангажа происходит за 3 … 4 с, следовательно, поте­ря высоты ДЯперсх == К^ср -3,5. Таким образом, при отказе двигателя на Vo — 270 км/ч вертолет перейдет на установившееся планирование с Упл = 140 км/ч через 20 с, пролетев (£перех «=* Vcp-t ) ~ 1100 ми по­теряв высоту 30 … 40 м. При отказе двигателей на К0 = 200 км/ч переход на планирование произойдет за 14 с, L — 700 м, АН = 60 м.

После отказа двигателей происходит разбалансировка вертолета, уменьшается частота вращения винта. Уменьшение летчиком угла уста­новки винта приводит к появлению пикирующего момента относительно центра масс вертолета, из-за чего уменьшаются угол тангажа и угол атаки винта. Такая разбалансировка вертолета препятствует восстановлению тяги несущего винта после уменьшения угла установки и переходу винта на режим самовращеиия, так как для этого требуется вывести винт на положительный угол атаки. Кроме того, из-за уменьшения угла тангажа вертолет имеет тенденцию к увеличению скорости, в то время как при отказе двигателя ее нужно уменьшить. Усложнение перехода проявляет­ся тем резче, чем быстрее летчик уменьшает угол установки винта. Поэто­му на многих вертолетах угол установки стабилизатора сделан управля­емым: он связан с рычагом управления углом установки несущего винта так, что при уменьшении последнего угол установки стабилизатора также уменьшается и создается кабрирующий момент.

Усложнение перехода на режим самовращеиия характеризуется раз­ницей в балансировочных положениях ручки продольного управления на режиме самовращеиия и на режиме полета в момент отказа двигателей [ 5 ]. Однако и при большой разнице в балансировочных положениях руч­ки переход на самовращение возможен, но от летчика требуется более строгая координация в управлении ручками общего шага и продольно­го управления. На рис. 4.37 показаны изменения по времени 60, SB, д, Н при переходе на самовращение вертолета с неуправляемым стабилизато­ром. Отказ двигателей произошел при горизонтальном полете на V = — 230 км/ч, когда разница в балансировочных положениях ручки вели­ка: = 6,5°. Сплошной линией показаны кривые при правиль­

ных действиях летчика, когда ручка отклонена на себя через 0,5 с после отказа, общий шаг изменяется через 1 с, т. е. на 0,5 с позже, время умень­шения 50 равно 2,5 с. Частота вращения несущего винта уменьшилась на 12 % и начала увеличиваться через 1,5 с, скорость полета монотонно убывает, первоначальное уменьшение высоты полета не более 1 м, а затем вертолет набирает высоту с Vyg ~ 1 м/с. При неправильных действиях летчика (штриховые линии), когда общий шаг уменьшен быстро (за 1 с), а ручка отводится назад после начала уменьшения общего шага, тангаж вертолета сначала уменьшается. Несмотря на быстрое отклонение ручки назад до упора угол тангажа начинает увеличиваться с запаздыванием, причем очень медленно. Это затягивает переход винта на режим самовра — щения: частота вращения винта уменьшается на 22 %, ее увеличение на­чинается через 3 с, скорость полета сначала не уменьшается, первоначаль­ная потеря высоты 45 м. При правильном пилотировании вертикальная перегрузка не уменьшается ниже 0,75, при неправильном — nvmin = 0,2.

Из-за исчезновения после отказа двигателей реактивного момента несущего винта вертолет разворачивается по курсу. Появляется угол скольжения, и на больших скоростях полета вертолет интенсивно кренит­ся. Кренение происходит также из-за уменьшения летчиком тяги рулево­го винта. Вертолеты с левым направлением вращения несущего винта кренятся вправо. Вьюод вертолета из крена требует быстрых действий летчика и достаточного запаса поперечного управления. Этот вопрос дол­жен быть исследован при моделировании перехода вертолета на самовра­щение. Так, при отказе двигателей на V0 > 300 км/ч запаздывание в от —

клонений педалей и ручки 1 … 2 с приводит к необходимости очень быст­рого (за 0,5 с) отклонения педалей и ручки до упора, но все равно угол рысканья вертолета изменяется на 25 … 30°, а крен достигает 40 … 60°. При отказе двигателя на V0 = 250 … 270 км /ч боковая разбалансиров­ка вертолета существенно уменьшается, углы рысканья и крена в 2 … 3 ра­за меньше указанных выше.