ДИНАМИКА ВЕРТОЛЕТА

Возникающие в результате действия шарнирных моментов лопастей нагрузки в цепях управления несущим винтом могут быть смоделирова­ны так же, как и другие аэродинамические характеристики, рассмотрен­ные выше, аппроксимацией зависимости Р (Кн, а’н, 5q, cjzii, со*н) в ли­нейной (досрывной) и срывной областях. У вертолетов с необратимым бустерным управлением (с гидроусилителями) моделирование нагру­зок может быть значительно упрощено. Это возможно, так как доста­точно учитывать только большие величины нагрузок, заметно влияющие на скорость отработки гидроусилителей. Обычно такому уровню нагру­зок соответствует начало…

При малых скоростях полета аэродинамические характеристики не­сущего винта должны моделироваться с учетом режима ’’вихревого коль­ца”, а при малых высотах еще и с учетом влияния ’’земной подушки”. Моделирование ’’вихревого кольца” производится корректировкой при постоянных углах установки 5’0 = const зависимости тяги несущего винта Т (коэффициента тяги tH) от скорости V’yn. При этом в мощность несущего винта, определяемую по формулам, приведенным в разд. 2.3.1, поправки не вносятся. Для корректировки Г используются зависимости типа показанных на рис. 2.17,…

Тяга несущего винта Г. Аппроксимационная формула для Т имеет вид (см. рис. 2.9) : т = Тл — 7ср [0У(Гл — Гср)], (2.30) где Тп — тяга на линейном, досрывном участке кривой (прямая ab на рис. 2.9); Тср — значение тяга, при котором начинается второй (срывной) участок кривой (прямая cd) tcp — коэффициент, характеризующий_наклон участка cd(tcp < 1, если на засрывном участке Т возрастает; /ср > 1, если уменьшается). Изформулы следует, что при Тп <…

Моделирование функций многих переменных (см. разд. 1.1.2 и 1.1.3) связано с рядом трудностей. На аналоговых вычислительных машинах они вызваны тем, что функциональные преобразователи двух и более переменных получили сравнительно малое развитие из-за их сложности. На аналого-цифровых комплексах значения функции могут быть введе­ны в ЦВМ в табличном виде. Однако выборка их и получение произволь­ных значений функции методами интерполяции требует значительных затрат времени, что ограничивает объем решаемой задачи в реальном вре­мени. Изложенная ниже математическая модель рассчитана на…

При решении задач динамики полета и при аэродинамическом расче­те требуется определить проекции сил и моментов в связанной и неред­ко в скоростной системах координатах. Для несущего винта в связанной системе необходимые формулы получены выше (разд. 1.5.4, 2.1). В ско­ростной системе Хаи = — Т sin а + Я cos a Yaн = Г cos а + Н sina^ Тcos а. Теперь выведем формулы для крыла (стабилизатора, фюзеляжа). Вы­вод относится к малым углам скольжения /3, когда скорости…

Во многих случаях при определении взаимовлияния частей вертоле­та недостаточно ограничиваться учетом среднего угла скоса. Например, у вертолета поперечной схемы с перекрытием винтов или при полете со скольжением вертолета продольной схемы (рис. 2.4, б, 2.5) вызванная винтом 1 индуктивная скорость v^1 распределяется по площади винта 2 очень неравномерно. Это не может не повлиять на силы и моменты винта, так что они должны быть уточнены. Поправки могут быть сделаны на основе линейной теории, причем они учитывают только…

В литературе [6] индуктивные_скорости определяются в точках на плоскости, параллельной вектору VH и проходящей через центр несуще­го винта (на плоскости 0HXHYH). В этом методе скорости в произволь­ной точке на плоскости находятся как произведение проекций средней индуктивной скорости винта на два коэффициента, зависящих от коор­динат точки. Этот метод отражает следующую закономерность распреде­ления индуктивных скоростей. Внутри вихревой колонны на всех скорос­тях полета индуктивные скорости имеют то же направление, что и в плос­кости вращения (т. е. параллельны вектору…

В формулы (2.1) … (2.7), по которым определяются местная ско­рость VH и углы ан, 0н несущего винта, входят проекции осредненной по площади винта скорости v*, индуцированной около него всеми други­ми несущими элементами вертолета. Например, у одновинтового верто­лета с крьпом, стабилизатором и килем проекция на связанную ось ОХ суммарной индуктивной скорости у несущего винта (vKP + уф + vPB + vCT + vK )со$0н — v хн хн хн хн хн — (vKp + + vpB…

2.1. УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ. СИЛЫ И МОМЕНТЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ВЕРТОЛЕТ Движение вертолета моделируется в связанной системе координат OXYZ. Положение этой системы и полусвязанной системы координат несущего винта 0HXHYHZH, в осях которой определяются силы и мо­менты несущего винта, показано на рис. 2.1. При полете вертолета без скольжения оно характеризуется центровкой вертолета: продольной хт, вертикальной ут и поперечной zT (величины положительные, когда центр масс расположен соответственно впереди, ниже и слева относитель­но начала системы координат Он). При полете вертолета…

При использовании теории эквивалентного винта необходимо знать составляющие угла установки лопастей <р0, <plc, ipls. Некоторые из состав­ляющих определены в разд. 1.1 … 1.4. Теперь получим полные выраже­ния. На рис. 1.33 показаны лопасти при азимутальных положениях фл = 0 и фл = 90°, кинематические схемы автоматов перекоса, положительные направления углов и моментов. Положительные направления углов Дфап и 0К зависят от направления вращения несущего винта: когда оси пово­рота автомата перекоса и оси полусвязанной системы координат несу­щего винта…

При нагружении системы управления циклически изменяющимися нагрузками, приходящими с лопастей, детали системы управления совер­шают колебательное движение. Поэтому силы, действующие на детали, не равны силам при статическом нагружении: к ним добавляются инер­ционные силы, силы трения. Соответственно не равны и деформации. Следовательно, жесткость системы управления при циклическом нагру­жении (динамическая) не равна жесткости при статическом нагружении. Динамическая жесткость находится экспериментально. Первый из экс­периментальных методов — лабораторный. Измерения выполняются на стенде для динамических испытаний при вращающемся автомате пере­коса (рис….

Шарнирные моменты лопастей нагружают элементы системы управле­ния вертолета, находящиеся между несущим винтом и гидроусилителя­ми: рычаги поворота лопастей, автомат перекоса, качалки и другие дета­ли. Эта часть системы управления податлива, и ее деформация велика. В результате изменяются углы установки лопастей, следовательно, силы и моменты винта. Предлагаемый метод учета деформаций системы управ­ления основан на следующем рассуждении. Изменение углов установки лопастей по нулевой 50 и первой б1с, 81S гармоникам достигается пере­мещением вдоль вала винта и наклоном на углы 5В,…

Характерной особенностью кривых ш (Рис — 1-25) является рез­кое возрастание на срывных режимах силы, стремящейся опустить пол­зун автомата перекоса (Р0 ш < 0). Это приводит к уменьшению угла установки винта за счет упругих деформаций. Так, при а’н “ а’н ср +5° и при постоянном положении рычага управления общим шагом (60 г„ = = const) угол установки лопасти уменьшается на Рош /сощ =* 2°. У некоторых гидроусилителей конструкция такова, что при Рола / i0 ш >…

Часто найденные по расчету шарнирные моменты лопастей не сходят­ся с результатами летных испытаний. Поэтому для определения шарнир­ных моментов целесообразно использовать приведенные к безразмерно­му виду результаты ранее испытанного винта-прототипа. Но он может иметь отличающиеся по некоторым параметрам лопасти (по профилю, центровке и др.), гак что шарнирные моменты прототипа должны быть пересчитаны. Пересчет заключается в добавлении к данным испытанного винта-прототипа (Мшпрот) поправки, определяемой как разность ре­зультатов расчета рассматриваемого (Мш) и испытанного винтов: Мш = = Мш. прот…

При изучении движения вертолетов как без гидроусилителей, так и с необратимыми гидроусилителями необходимо моделировать усилия, передающиеся лопастями на автомат перекоса и систему управления вер­толетом. Это требуется, во-первых, для учета деформации системы управ­ления и, во-вторых, для моделирования ситуаций, когда на срывных ре­жимах действующие усилия приближаются к максимальным усилиям гидро­усилителей или даже превышают их, что приводит к уменьшению максималь­но возможной скорости отклонения летчиком автомата перекоса или к временному заклиниванию того или иного органа управления вертоле­том. То же…