МЕТОДЫ РАСЧЕТА БЕЗОПАСНОЙ ВЫСОТЫ ВИСЕНИЯ

Безопасной высотой висения Ябез называется максимальная высота (над площадкой), при которой, в случае отказа одного двигателя на режи­ме висения, возможна посадка с допустимой вертикальной скоростью приземления (см. рис. 4.13). Определение Ябез важно для вертолетов, часто применяющихся на режиме висения, например перевозящих гру­зы на внешней подвеске. Возможны случаи, когда размеры зон Я — V не определены, аЯбез необходимо знать. Поэтому ниже изложены мето­ды определения ябез.

Метод численного интегрирования

Так как снижение по вертикали и посадка происходит при постоян­ном значении Vxg (V xg = 0), то выбор методики пилотирования сводит­ся к выбору управления только углом установки несущего винта. Можно ограничиться решением двух уравнений движения: снижения вертолета и изменения частоты вращения несущего винта. Это упрощает задачу. Тем не менее требуется большая затрата времени, чтобы найти вариант, по которому получается Нт ах при допустимой Уупос- Поэтому опишем более эффективный, но менее точный метод. Эффективность метода дос­тигается следующими приемами. 1. Чтобы Уупос — Купо с. доп > РаСцет ведется не от момента отказа двигателя до посадки, а, наоборот, от по­садки, когда известна Уупос, до момента отказа двигателя, т. е. снизу вверх (здесь и ниже вертикальную скорость снижения будем обозначать Vу, опустив индекс g). 2. В момент посадки V должна быть минималь­ной, следовательно, dVy/dt ~ 0 и T/mg = 1,0. Это условие использует­ся при определении частоты вращения несущего винта в момент посад — ки пн пос. 3. При отказе двигателя на высотах более ~ 5 м, как показы­вают эксперименты, летчик уменьшает угол установки несущего винта, после чего темп падения частоты вращения несущего винта резко умень­шается, и через 1,2 … 1,5 с после отказа окружная скорость несущего винта приблизительно постоянна (обозначим ее (сонЛ)і). В это время вертикальная скорость снижения Vy = —1,5 … 2,0 м/с, потеря высоты 0,5 … 1 м. Так как точность в определении Нбез, равная I… 2 м, доста­точна, то начальный участок снижения, существенно усложняющий рас­чет (за это время происходит первоначальное уменьшение частоты враще­ния винта, уменьшение угла установки, увеличение мощности работаю­щего двигателя), можно не рассматривать.

Таким образом, нужно найти высоту, на которой Vy = —1,5 м/с и (сoHR) = Эта высота, увеличенная на 0,5 м, является Ябез, а

к расчетному времени снижения нужно прибавить 1,5 с. Приведем фор­мулы, по которым выполняется расчет снижения вертолета. Изменение вертикальной скорости V в течение интервала времени At находится по выражению

Ууг = У ух ~ g(Tx/G — 1) АГ, (4.20)

где Т-£ — подъемная сила вертолета в середине рассматриваемого интер­вала (при вертикальном снижении Tz = — Rxa). Коэффициент тяги не­сущего винта определяется в зависимости от коэффициента крутящего момента несущего винта m к н и безразмерной скорости снижения Vу по формуле

= Ок. н — ™проф) Я2/(Фу + Уу (4.21)

Коэффициент тк н зависит от мощности двигателя и изменения уг­ловой скорости несущего винта:

poFR dt а>„

тк. дв 5 +

Мощность двигателя Ne (кВт) определяется с учетом влияния на нее частоты вращения свободной турбины. Обозначив мощность при номи­нальном значении пн индексом ”0”, найдем Ne =Ne0 АГДВ ;

ин(пн. ном • — 0,8 0,7

«„в……………… 1,0 0,98 0,925 0,835

Коэффициент профильных потерь несущего винта тпроф при сни­жении вертолета принимается равным его значению на режиме висения и находится в зависимости от tH и числа М0 (или wH прЛ). Средняя по площади несущего винта безразмерная индуктивная скорость v опреде­ляется с помощью графика, связывающего коэффициенты скоростей v и VH при тн = 90° (см. рис. 3.37). В зоне влияния ’’земной подушки” индуктивная скорость уменьшается, поэтому в формулу для определения v введен коэффициент KjeM :

Подъемная сила аппарата с учетом сопротивления фюзеляжа, обду­ваемого винтом,

тъ = ТКоба = Ko5apoF (изнЯ)2 tHl2, (4.23)

где к0бд = 0,99 … 0,97; Кобд < 1, так как средняя скорость обдувки фюзеляжа несущим винтом больше скорости снижения и сила сопротив­ления фюзеляжа направлена вниз. Наконец, углы установки винта вычис­ляются по следующей формуле:

60 = 3t^/a^B3 + 3(v + Vy)j2B + кд0 — а0 =

= (0,55 + 0,8к/г)гн + 1,53 (v + Vy) — а0 • (4-24)

Здесь Oq — угол нулевой подъемной силы профиля лопасти. Может быть использован экспериментальный метод определения А^зем : при висении вертолета на разных высотах в пределах влияния ’’земной подушки” по формуле (4.24) находить v (50, tH, а0 известны), а затем Кзем (vBHC оп­ределяется по формуле (4.24) при 50 = б0вис или по (1-25), положив ■^н — Т н вис — vBHC).

При снижении высоты влияние ’’земной подушки” уменьшается, сле­довательно, К’зем увеличивается

^зем ^ (1 + ^зем. вис)^-

К’зем на режиме висения меньше, чем при снижении. Сравнение расчетов с экспериментами показало, что угол установки несущего винта при ’’под­рыве” в расчетах можно принять больше фактического на 1 … 1,3°.

Приведенные формулы используются, как сказано выше, для рас­чета снижения в обратной последовательности, снизу вверх. Заданной величиной является Vynoc. В начальный момент (посадка вертолета) сон и dojH/dt находят из системы уравнений (4.20) … (4.24) при = = mg и 50 = ботах — Если сон пос < сон доп, ТО Т’е увеличивают так, чтобы сон пос = сондоп; следовательно, в момент посадки Тх > mg. Отметим, что величина б0тах практически однозначно определяет коэф­фициент тяги несущего винта в момент посадки. Например, у винта с а = 0,077 при 50 = 15° tH = 0,25, а при 50 = 17,5° 1Н = 0,29; как вид­но, и при большом 60 еще не реализуется максимально возможный Гн, который при малой сон7? равен ~0,35.

Для отыскания #без варьируется зависимость ускорения несущего винта от времени. Однако u>HR должно удовлетворять нескольким усло­виям, так что возможны только два-три варианта. Перечислим эти усло­вия: участок перед приземлением (/ = 1 с… 0 на рис. 4.17) выбирается так, чтобы в течение ~ 1 с угол установки несущего винта был равен мак­симальному значению; на участке ’’подрыва” (1 = 3 … 2 с) d>HJ? долж­на соответствовать допустимой скорости изменения 50 (d80/dt = = 5 … Ю°/с); /ijHRdt = (coH/?)! — (wHi?)noc. Окружная скорость

t

(сонЛ)і = (Wh-Ювис — (10 … 15) м/с; она может быть также опреде­лена в зависимости от замедления несущего винта в момент отказа дви­гателя (coHi?)j = (еонЛ)вис — 700 (УУдВ вис — А^ДВЧ1)^Л (о^н/?)вис . Эти рекомендации относятся к случаю, когда после отказа двигателя летчик уменьшает угол установки с запаздыванием ~ 0.5 с. На рис. 4.17

0 1 2 J 4- 51, с У„ -4 -2 В 10 12 0„° 0,6 0,8 1,0 Т/тд

у і____ і іі_____ j_____ j____ j J

0,1 0,14 0,18 0,220,24 tH

Рис. 4.17. Изменение параметров вертолета при вертикальной посадке с отказавшим двигателем
показан график типичного задания шнЯ и результаты расчета снижения вертолета в виде зависимостей Я — /(г); Tfmg = /(г); T/mg = /(Я); vy = /(#); 5о = f{H), tH = /(Я). В этом примере Ябез = 19 м. Из-за возможности попасть при снижении на режим ’’вихревого кольца” ре­комендуется не использовать варианты расчетов, в которых | V | пре­восходит ~5 м/с.