Устойчивость, управляемость и балансировка вертолёта. Практическая аэродинамика вертолёта Ми-17. - презентация

1 Устойчивость, управляемость и балансировка вертолёта. Практическая аэродинамика вертолёта Ми-17

2 Устойчивость вертолёта Под устойчивостью понимают способность вертолёта возвращаться без вмешательства лётчика к исходному режиму установившегося полёта после прекращения действия возмущающих движение причин. Вертолёт является статически устойчивым, если стремится (имеет начальную тенденцию) вернутся в исходное состояние равновесия в момент вывода его из этого состояния. Наличие статической устойчивости является необходимым, но недостаточным условием для возвращения вертолёта к исходному режиму, т. е. для обеспечения устойчивости движения (динамической устойчивости, как её иногда называют с целью подчеркнуть, что она рассматривает изменение характеристик возмущённого движения вертолёта по времени).

3 Устойчивость вертолёта Статически устойчивый вертолёт, имея первоначальное стремление вернуться к исходному положению, возвращаясь, может проскочить это положение, и его движение после возмущения может происходить как в виде затухающих, так и незатухающих колебаний. Возмущённое движение вертолёта относительно исходного режима может быть не только колебательным, но и не колебательным (апериодическим). Отклонения от заданного режима по крену, тангажу и т. д. могут с течением времени уменьшаться (затухать) или возрастать. Виды возмущённого движения устойчивого вертолёта: 1, 3 – колебательные; 2, 4 – апериодическое.

4 Устойчивость вертолёта Развитие возмущённого движения после первоначального отклонения зависит не только от статических характеристик устойчивости, но и от наличия демпфирования. Демпфирование заключается в появлении аэродинамических, так называемых демпфирующих сил и их моментов М д, воспринимающих энергию возмущённого движения и рассеивающих её в окружающую среду, гася тем самым это движение. Только при наличии статической устойчивости и достаточного демпфирования вертолёт обладает устойчивостью движения (динамической устойчивостью). Мерой динамической устойчивости (неустойчивости) является время t удв, за которое амплитуда колебаний уменьшается (увеличивается) вдвое.

5 Управляемость вертолёта Зная динамику развития возмущённого движения, можно определить характер техники пилотирования (способ перемещения рычагов управления) при выдерживании заданного режима полёта или выполнении манёвра. Если вертолёт обладает устойчивостью движения, но возвращение к исходному режиму полёта занимает длительное время, лётчик может не дожидаясь окончания этого процесса, отклонением рычагов управления быстро восстановить исходный режим полёта. Направление и темп дачи, величина хода и усилия на рычагах управления зависят не только от характеристик устойчивости, но и от того, как вертолёт реагирует на перемещение рычагов управления, т. е. от характеристик его управляемости. Управляемостью вертолёта называется его способность реагировать на управляющие действия лётчика (перемещения рычагов управления).

6 Управляемость вертолёта. Количественными характеристиками управляемости вертолётов являются: мощность, эффективность, чувствительность управления и запаздывание в управлении. Мощность управления определяется величиной максимального управляющего момента М упр. макс., возникающего при отклонении рычагов управления от нейтрального положения до упора. Эффективность управления М упр определяется величиной приращения управляющего момента, действующего на вертолёт при отклонении рычага управления на единицу хода (миллиметр или градус). Чувствительность управления определяется величиной установившейся угловой скорости вращения вертолёта при отклонении рычага управления на единицу хода. Запаздывание в управлении измеряется временем t ЗАП от начала отклонения ручки управления до начала вращения вертолёта. Время запаздывания управления у вертолёта примерно равно времени одного оборота несущего винта и составляет 0,3-0,4 с.

7 Статическая устойчивость вертолета по углу атаки Под статической устойчивостью по углу атаки понимают начальную тенденцию вертолёта при случайном изменении угла атаки вернуться под действием аэродинамических сил и их моментов к исходному его значению. Результирующий продольный момент складывается из моментов аэродинамических сил несущего винта, фюзеляжа, стабилизатора и крыла: М Z =М Z нв +М Z ф +М Z ст +М Z кр. М Z < 0 – вертолёт обладает статической устойчивостью по углу атаки. М Z > 0 – вертолёт неустойчив по углу атаки. М Z = 0 –вертолёт нейтрален по углу атаки.

8 Устойчивость вертолета по углу атаки Схема изменения продольного момента при увеличении угла атаки вертолёта

9 Статические характеристики устойчивости по углу атаки Несущий винт способствует статической неустойчивости по углу атаки во всем диапазоне скоростей. При увеличении угла атаки НВ результирующая сила Т нв отклоняется назад и дает прирост продольного момента направленного на дальнейшее увеличение угла атаки. Фюзеляж вертолета(без стабилизатора) также способствует повышению статической неустойчивости по углу атаки во всем диапазоне скоростей полета. Центр давления фюзеляжа обычно располагается впереди центра массы, поэтому при увеличении угла атаки будет появляться положительный продольный момент, способствующий дальнейшему увеличению угла атаки. Стабилизатор способствует повышению статической устойчивости вертолета по углу атаки. При увеличении угла атаки вертолета возрастает и местный угол атаки стабилизатора. В результате соответствующего изменения подъемной силы Y ст создается дополнительный момент, направленный на восстановление исходного угла атаки В целом вертолет Ми-17 во всем эксплуатационном диапазоне скоростей полета обладает незначительной степенью статической устойчивости по углу атаки.

10 Статическая устойчивость вертолета по скорости полета Под статической устойчивостью по скорости полета понимают начальную тенденцию вертолёта при случайном изменении скорости вернуться под действием аэродинамических сил и их моментов к исходной скорости полета. Результирующий продольный момент складывается из моментов аэродинамических сил несущего винта, фюзеляжа, стабилизатора и крыла: М Z V =М Z нв +М Z ф +М Z ст +М Z кр. М Z V < 0 – вертолёт обладает статической неустойчивостью по углу атаки. М Z V > 0 – вертолёт устойчив по углу атаки. М Z V = 0 –вертолёт нейтрален по углу атаки.

11 Устойчивость вертолета по скорости полёта Схема изменения продольного момента при увеличении скорости полёта вертолёта

12 Статические характеристики устойчивости по скорости полёта Несущий винт способствует устойчивости вертолета по скорости во всем диапазоне скоростей. При увеличении скорости сила Т нв отклоняется назад, создавая положительный прирост продольного момента. Этот прирост вызывает увеличение угла тангажа вертолета, а, следовательно, уменьшение скорости. Фюзеляж способствует статической устойчивости по скорости вследствие естественного изменения силы лобового сопротивления. Однако на больших скоростях полета дестабилизирующий момент силы лобового сопротивления фюзеляжа заметно возрастает и способствует неустойчивости вертолета по скорости. Стабилизатор способствует статической устойчивости вертолета по скорости с учетом того, что на моторных режимах полета его подъемная сила направлена вниз. Поэтому при увеличении скорости полета растет кабрирующий момент от стабилизатора, а при уменьшении – падает. В целом вертолет Ми-17 во всем эксплуатационном диапазоне скоростей полета обладает незначительной степенью статической устойчивости по углу атаки.

13 Боковая устойчивость Вертолёт обладает боковой устойчивостью, если без вмешательства лётчика способен сохранять (восстанавливать) исходные углы крена и скольжения, т. е. равновесие боковых сил, моментов крена и рыскания. При этом, как и в продольном движении, на устойчивость бокового движения большое влияние оказывает первоначальная реакция вертолёта на возмущение, т. е. статические характеристики его боковой устойчивости. Рассмотрим эти характеристики:

14 Статические характеристики устойчивости по углу скольжения (путевой устойчивости) Под статической путевой (флюгерной) устойчивостью понимают начальную тенденцию вертолёта восстановить исходный угол скольжения в момент случайного его изменения. Для статически устойчивого в путевом отношении вертолёта критерий статической устойчивости должен быть отрицательным - М y 0 – неустойчив по углу скольжения. Изменение результирующего момента рыскания зависит от того, как изменяются аэродинамические путевые моменты от фюзеляжа и рулевого винта.

15 Устойчивость вертолета по углу скольжения (путевая устойчивость) На висении в штиль вертолёт по углу рыскания статически нейтрален, так как после случайного изменения угла рыскания (курса) путевые моменты вертолёта не изменяются и вертолёт остаётся в новом положении. При полёте вперёд все вертолёты обладают статической путевой устойчивостью, так как этому способствуют рулевой винт и киль, у которых М y <0. Схема изменения путевого и поперечного момента при появлении скольжения влево.

16 Статические характеристики устойчивости по углу крена (поперечной устойчивости) Под статической поперечной устойчивостью понимают стремление вертолёта восстановить исходный угол крена после случайного его изменения. Однако вертолёт непосредственно на крен не реагирует. Изменение крена ведёт к изменению равновесия боковых сил и появлению скольжения. Скольжение же приводит к изменению не только путевых, но и поперечных моментов. Таким образом, реакция вертолёта на изменение крена проявляется только в результате возникновения скольжения.

17 Устойчивость вертолета по углу крена (поперечная устойчивость) На статически устойчивом в поперечном отношении вертолёте при отклонении по крену, например в право, и соответственно развитии правого скольжения должен появиться дополнительный момент, кренящий вертолёт в лево, т. е. устраняющий отклонение. Этому соответствует M x <0. M x < 0 – вертолёт статически устойчив; M x > 0 – вертолёт статически неустойчив; M x = 0 – вертолёт статически нейтрален. Схема изменения путевого и поперечного момента при появлении скольжения влево.

18 Особенности балансировки вертолёта Под балансировкой вертолёта понимают – потребное отклонение органов управления, при котором выполняются все условия равновесия вертолёта в установившемся движении с постоянной скоростью. Зависимость управляющих параметров от определяющих параметров на режимах установившегося полёта называют балансировочными характеристиками (кривыми). Управляющие параметры – общий шаг несущего винта, углы продольного и поперечного отклонения автомата перекоса, угол установки рулевого винта. Кроме того, к числу этих параметров обычно относят также углы тангажа и крена вертолёта. Определяющие параметры – скорость горизонтального полёта, угол скольжения вертолёта, вертикальная скорость набора высоты или снижения, частота вращения несущего винта. Кроме того, к числу этих параметров иногда относят также и нормальную перегрузку вертолёта.

19 Особенности балансировки вертолёта. Балансировка – это результат процесса управления, в ходе которого лётчик добивается выполнения условий равновесия на том или ином режиме установившегося полёта соответствующим отклонением рычагов управления в определённое, так называемое балансировочное, положение и вертолёт считается сбалансированным. Связь равновесия и балансировки позволяет использовать балансировочные кривые для оценки степени статической устойчивости вертолёта по тому или иному параметру полёта (V,, ). Кроме того, по балансировочным кривым можно определить для различных режимов установившегося полёта: - запасы продольного, поперечного и путевого управления и рычага «шаг-газ»; - положение вертолёта в пространстве по углу тангажа и крена; - направление перемещения рычагов управления при разгоне и торможении и переходе с режима на режим.

20 Особенности балансировки вертолёта Правила знаков

21 Продольная балансировка Балансировочные кривые вертолета по скорости прямолинейного горизонтального полета. m взл =13000 кг, Н=1000 м.

22 Продольная балансировка Балансировочные кривые вертолета по скорости прямолинейного горизонтального полета. m взл =11100 кг, Н=1000 м.

23 Продольная балансировка Балансировочные кривые вертолета по скорости для различных режимов полета. m взл =11100 кг, х т =100 мм, Н=1000 м.

24 Боковая балансировка Зависимость угла скольжения вертолета от угла крена при выполнении координированных скольжений из режимов горизонтального полета

25 Боковая балансировка Балансировочные кривые вертолета по углу крена при выполнении координированного скольжения из режимов горизонтального полета (без ферм)