ДИНАМИКА ВЕРТОЛЕТА

Пикирование — это маневр быстрого снижения и, если допустима потеря высоты, быстрого разгона вертолета. Используем следующие обозначения: Fo, Kmax, Кк — начальная, максимальная и конечная скорости пики­рования; FBb|B — скорость, при которой начинается отклонение ручки ”на себя” при выводе из пикирования; Д#выВ — изменение высоты за время вывода из пикирования. Изменение высоты полета при пикировании с 50 = const зависит в ос­новном от начальной и максимальной скоростей маневра. Например, при К0 = 100 км/ч в…

Горка — это маневр быстрого набора высоты, применяемый также для интенсивного торможения вертолета. В зависимости от характера изменения во времени угла тангажа будем различать два типа горки: с прямолинейным (почти) участком траектории (см. рис. 2.38, а), на котором угол тангажа некоторое время выдерживается постоянным, Ад = const; без такого участка (At — 0), для краткости будем называть ее 5об­разной горкой. Характеристики траекторий горки. Изменение высо­ты при горке определяется, в основном, тремя параметрами: скоростя­ми полета вертолета…

Результаты исследований, приведенные в настоящем разделе, иллюст­рируют задачи динамики полета, решаемые методом моделирования на пилотажном стенде. С особенностями маневров, выполняемых вертоле­тами, можно ознакомиться в руководствах по летной эксплуатации, а так­же в литературе по практической аэродинамике, например в [11, 19]. Методы изучения маневренности вертолета, а также результаты исследо­ваний приведены в [ 1, 23 ]. Однако в этих работах вопросы, касающиеся траекторий движения при маневрах, рассмотрены весьма кратко. Изла­гаемые ниже материалы частично восполняют этот пробел. Их цель…

Погрешности модели обусловлены наличием первичных методичес­ких и инструментальных ошибок. Последние являются следствием несо вершенства АВМ: дрейф нулевого уровня усилителей, погрешности ммо — жительных устройств и т. д. Элементарные математические операции и ин­тегрирование выполняются на ABM МН-17М с погрешностями 0,1 … 0,3 %, тригонометрические операции и деление — 0,8 … 1 %. Точность решения задач на АВМ зависит также от принятых при моделировании диапазонов изменения параметров, от тщательности регулирования электрической схемы модели, если используется большое число…

Коэффициенты аппроксимационных формул могут быть вычислены по углам наклоном отдельных отрезков графиков аэродинамических характеристик несущего винта. Более целесообразно работу по отыска­нию значений коэффициентов выполнять непосредственно на АВМ. Для этого по выбранной формуле необходимо составить модель аппроксима­ции кривых. Коэффициенты моделируемой формулы имитируются потенциомет­рами (делителями) напряжения, которые подключаются к выходным операционных усилителей (для варьирования значений аргументов функ­ции) или к источнику опорного напряжения. Методика определения коэф­фициентов аппроксимационных формул состоит в следующем: на фик­сированных скоростях полета подбираются положения потенциометров,…

На АВМ благодаря тому, что вычислительные элементы работают одновременно, обработка поступающей информации происходит с прак­тически неограниченной скоростью. Основным достоинством АВМ явля­ется возможность наиболее простого сопряжения с пилотажным стендом и другим оборудованием. К недостаткам АВМ относится трудность реа­лизации сложных математических моделей из-за необходимости исполь­зования большого объема вычислительных средств. Так, например, для моделирования пространственного движения вертолета требуется не менее двух вычислительных машин типа МН-17М (более 300 операционных усилителей). Дальнейшее увеличение объема модели является нецелесо­образным из-за усложнения контроля…

Математическая модель автопилота должна воспроизводить выполня­емые им функции по стабилизации режима полета и улучшению характерис­тик управляемости. В задачах динамики полета работа автопилота может описываться линейным выражением, например для канала тангажа ^вАП — ~ + 1комп*в + + ^согл)/(гАпР + 0> (2.86) где ііш ікомп — передаточные числа автопилота; бсогл — положение штока сервопривода в режиме согласования, тАП — постоянная времени. На вертолетах с целью обеспечения безопасности при отказах автопи­лота ход штока сервопривода ограничен. Обычно отклонение…

Максимальная скорость гидроусилителя при отсутствии внешней нагрузки на шток такова, что обеспечивает перемещения органов управ­ления на весь диапазон за 1,0 … 0,5 с. С увеличением действующей нагруз­ки скорость штока уменьшается (рис. 2.33, а) вплоть до нуля. На зависи­мость бгутах от Pjy влияет давление в гидросистеме. В свою очередь, давление определяется (рис. 2.33, б) подачей насоса и поэтому зависит от числа включаемых гидроустройств и интенсивности их работы. Это необходимо учитывать при моделировании системы управления, особен­но маневренных…

При исследованиях динамики полета обычно возникает проблема осуществления управления математической моделью, а именно, каким образом задавать отклонения органов управления, чтобы получать желае­мые эволюции вертолета — траекторию полета, изменение углового поло­жения вертолета или какого-либо другого параметра. Одним из наиболее эффективных решений этой задачи является вклю­чение человека в контур управления, т. е. использование пилотажного стенда. При этом благодаря информации, получаемой человеком по ка­налам восприятия (зрительным, акселерационным, слуховым), появля­ется возможность непрерывного контроля за многими параметрами дви­жения летательного аппарата…

Цели моделирования. Определение фактических отклонений органов управления Углом установки лопастей управляет летчик и САУ. Между задавае­мым исполнительным механизмом (гидроусилителем) и фактическим изменением угла установки лопастей возможно несоответствие. Оно обу­словлено упругими деформациями системы управления и автомата пере­коса вследствие действия шарнирных моментов лопастей (см. разд. 1.5). Шарнирные моменты также влияют на скорость перемещения штока гид­роусилителя. Целью математического моделирования системы управления является установление функциональной зависимости между задаваемыми и получаемыми фактически управляющими отклонениями органов уп­равления. Другой важной целью моделирования…

Регулятор частоты вращения несущего винта увеличивает мощность двигателя при < Лн. ном и, наоборот, уменьшает — при > нНН0М. Закон регулирования, часто осуществляемый в двигателях без учета про­изводной «и, описывается выражением птк — птк ном — [&ст(лн ~ ин. ном) + + *п(«о — «ономШТр + О — (2.79) Так как скорость изменения режима работы двигателя ограничена в реме нем приемистости и сброса газа, поэтому это выражение должно быть дополнено условием ^тк. сбр ^ итк…

Время приемистости двигателя при моделировании реализуется как ограничение максимальной скорости изменения частоты вращения тур­бокомпрессора ятк Пр. В качестве примера на рис. 2.28 приведен харак­терный вид зависимости «ткпр = /(итк). Отметим, что в характеристи­ках двигателя указывается время его полной приемистости. Это время увеличения мощности от Лгем г до 0,95 Afemax. Отдельные экземпляры двигателя отличаются по приемистости. Поэтому при исследованиях необ­ходимо рассматривать как максимальную, так и минимальную величи­ну времени приемистости. При отсутствии экспериментальных данных допускается пользоваться средней…

Двигатель вертолета является сложной динамической системой. Мо­делирование работы двигателя (его рабочего процесса, работы регулято­ров турбокомпрессора и свободной турбины, других агрегатов) и дина­мики вертолета является задачей, которую не представляется возможным (решать на универсальных АВМ. При моделировании в реальном времени Ша аналого-цифровом комплексе требуется быстродействующая ЦВМ. Очевидно, что модель, подробно отражающая физические процессы, необ­ходима при специальных исследованиях силовой установки, например Ври выборе схемы и элементов регулирующих устройств. В исследованиях динамики полета может применяться упрощенная Математическая модель силовой…

2.5.1. УЧЕТ ИЗМЕНЕНИЯ ЧАСТОТЫ ВРАЩЕНИЯ НЕСУЩЕГО ВИНТА ПРИ МОДЕЛИРОВАНИИ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА Частота вращения несущего винта пн (пн = 30сон/я) существенно влияет на силы и моменты несущего и рулевого винтов. Наиболее важ­ным обстоятельством, требующим учета при моделировании динамики полета частоты вращения, является то, что ее существенный рост или умень­шение является одним из ограничений при маневрах вертолета, а также при отказах одного или всех двигателей. Кроме того, при маневрах воз­можно выключение и ударное включение муфты свободного хода…

При математическом моделировании аэродинамические силы и мо­менты планера определяются суммированием аэродинамических харак­теристик его элементов (частей планера). Такой метод позволяет учесть изменение сил и моментов при вращении вертолета относительно цент­ра масс, влияние несущего винта на элементы планера. Он также дает возможность при исследованиях варьировать аэродинамическими и гео­метрическими характеристиками частей планера. В планере целесообразно выделить элементы, аэродинамические ха­рактеристики которых существенно зависят от углов атаки и скольже­ния: крыло, стабилизатор, киль. При моделировании необходимо учиты­вать силы и моменты других…