Исследование динамики полета одновинтового вертолета с повернутым рулевым винтом Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 629.735.45.015

ИССЛЕДОВАНИЕ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА ОДНОВИНТОВОГО ВЕРТОЛЕТА С ПОВЕРНУТЫМ РУЛЕВЫМ ВИНТОМ

Г.А. АЛЕКСАНДРОВ, В.А. АНИМИЦА, В.А. ЛЕОНТЬЕВ

Статья представлена доктором технических наук, профессором Крицким Б.С.

Рассмотрены особенности динамики полета одновинтового вертолета с повернутым в вертикальной плоскости валом рулевого винта. Оценено влияние некоторых конструктивных параметров на улучшение динамики полета.

Ключевые слова: повернутый рулевой винт, балансировка, устойчивость, компенсация перекрестных связей.

Введение

Одним из способов повышения грузоподъемности транспортных одновинтовых вертолетов с рулевым винтом является наклон вверх вала рулевого винта в поперечной плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии вертолета. Первым серийным вертолетом, на котором было применено такое техническое решение, стал тяжелый транспортный вертолет фирмы Сикорский СН-53Е. Элементарные оценки показывают, что при повороте вала рулевого винта вверх на угол евт.р ~ 20° вертикальная составляющая силы тяги рулевого винта будет Yp ~ 0,364 Zp. При этом для сохранения горизонтальной составляющей силы ZР, уравновешивающей реактивный момент несущего винта, необходимо увеличить тягу рулевого винта до величины 1,064^Р, а потребляемая им мощность возрастет на ~10 %. Видно, что имеет место заметный выигрыш в вертикальной силе вертолета при незначительном увеличении мощности рулевого винта, потребной для создания заданной величины силы ZР. Однако поворот вала рулевого винта приводит к появлению ряда особенностей динамики полета такого вертолета, связанных с появлением дополнительного продольного момента от силы YР и дополнительных перекрестных связей при управлении. В работе рассмотрены особенности динамики полета такого вертолета.

1. Математическая модель движения вертолета

Для расчетных исследований вертолета с повернутым рулевым винтом использованы: математическая модель движения вертолета Ми-171 второго уровня (интегральная) и математическая модель первого уровня (линеаризованная) [1].

Конструкцию аппарата полагаем абсолютно жесткой.

В математическую модель включены: несущий винт; рулевой винт, повернутый относительно плоскости симметрии вверх на угол евтр; планер; киль и стабилизатор.

Доработка математической модели заключалась в учете особенностей работы повернутого рулевого винта.

2. Результаты расчетов и их анализ

Как отмечено выше, при повороте вала рулевого винта в поперечной плоскости вертолета можно получить увеличение его грузоподъемности. На рис. 1 показана зависимость приращения взлетного веса AGвЗл вертолета Ми-171 от угла поворота вала рулевого винта евтр при использовании взлетной мощности двигателей.

350 300 250 200 150 100 50 0

ТАС го л 4« кг

ьвтр, « рад -1-1-

Интенсивное увеличение АОвзл происходит до углов поворота рулевого винта приблизительно 20°. При дальнейшем увеличении евтр прирост взлетного веса замедляется, а затем начинается и его уменьшение, в основном, вследствие увеличения потребной для путевой балансировки вертолета величины силы тяги рулевого винта и соответственно его мощности.

Для дальнейшего анализа примем величину евт.р = 20°, при которой имеем прирост взлетного веса вертолета АОвзл » 310 кг.

2.1. Балансировочные характеристики На рис. 2 -9 представлены результаты расчетов балансировки на режимах горизонтального полета вертолета Ми-171 с нормальным полетным весом О = 11100 кг при предельных передней хт = 0,37 м и задней хт = -0,095 м центровках, полученные для исходного варианта серийного вертолета с евтр = 0° (рис. 2, 4, 6, 8) и для вертолета с повернутым рулевым винтом с евтр = 20° (рис. 3, 5, 7, 9). Показаны потребные для горизонтального полета изменения по скорости: угла тангажа и, продольного отклонения автомата перекоса %, значения угла взмаха лопасти Ь0 несущего винта относительно плоскости втулки в заднем положении, а также продольного момента на втулке несущего винта М2вт.

10 15 20 25 30 35

Рис. 1

Рис. 2 Рис. 3

Как видно из приведенных зависимостей, поворот рулевого винта приводит к существенной перебалансировке вертолета. Если в исходном варианте (евтр = 0°) угол тангажа на режиме висения при передней центровке близок к величине -1°, то при евтр = 20° он достигает величин порядка -8° (рис. 3). Недостаточным для балансировки при передней центровке на режиме висения и малых скоростях полета при повернутом рулевом винте является существующее на серийных вертолетах предельное отклонение автомата перекоса назад %доп = 5° (рис. 5).

Рис. 4

Рис. 5

Также недостаточным при повернутом рулевом винте для балансировки на режиме висе-ния, малых и средних скоростях полета при предельной передней центровке является положение нижнего упора втулки несущего винта, соответствующего |30 = -4° (рис. 7), поскольку величины угла взмаха лопасти р0 меньше этого значения.

12 10 8 -6 4 2 0 -2 -4 -6

Рис. 6

Рис. 7

При повороте рулевого винта при предельной передней центровке максимальная величина продольного момента на втулке М2вг возрастает примерно в 2 раза (рис. 9).

2000 1500 1000 500 0

-500 -1000 -1500 -2000

3500 3000 2500 2000 1500 1000 500 0

-500

Рис. 8

Рис. 9

Указанные неблагоприятные явления, обусловленные поворотом вала рулевого винта, могут быть устранены путем смещения положения центра масс вертолета назад.

На рис. 10 - 13 показано влияние на балансировочные характеристики в горизонтальном полете положения центра масс вертолета с повернутым рулевым винтом.

X, град 6

Рис. 10 Рис. 11

Из анализа приведенных на рис. 10 - 13 зависимостей следует, что для вертолета Ми-171, рулевой винт которого повернут в поперечной плоскости на угол евтр = 20°, при существующих

0

4

2

0

-2

С

-2

4

4

6

6

-8

-8

предельных отклонениях автомата перекоса и нижнем ограничителе втулки несущего винта диапазон изменения продольной центровки можно ограничить значениями хт = 0,045 м ^ -0,435 м. В этом случае при всех скоростях горизонтального полета от 0 до Утах имеются достаточные запасы продольного управления и достаточный запас до упора нижнего ограничителя втулки. Правда, величина момента М2вт при повернутом рулевом винте и предельной задней центровке несколько больше, чем при евтр = 0°.

Рис. 12 Рис. 13

Приведенные результаты относятся только к режиму горизонтального полета и характеризуют наиболее важные особенности продольной балансировки. В ранее выполненных работах совместно с сотрудниками ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля" А.П. Вайнтрубом и В.А. Ивчиным были рассмотрены также режимы набора высоты на взлетной мощности и снижения на режиме самовращения несущего винта для продольной и боковой балансировки вертолета с различной величиной взлетного веса. Данные указанных работ подтверждают результаты, полученные в данном разделе.

2.2. Предварительная оценка собственной устойчивости и управляемости вертолета

Как известно, смещение продольного положения центра масс вертолета назад приводит к ухудшению характеристик его продольной устойчивости.

Устойчивость оценивается по знаку вещественной части корней X = ± ¡х^ характеристического уравнения продольного движения X4 + а X3 + ЬХ2 + сХ + ё = 0. Удобно при этом использовать такие параметры свободного движения, как период колебаний Т, время удвоения амплитуды 1;2 для неустойчивого движения или уменьшения амплитуды вдвое 1^/2 -для устойчивого движения.

Для оценки устойчивости движения вертолета Ми-171 в базовом варианте и в варианте с повернутым рулевым винтом и со смещенным назад центром масс была использована математическая модель первого уровня [1]. С ее помощью были вычислены корни характеристического уравнения и величины периода колебаний Т, времени удвоения амплитуды 1;2 или уменьшения амплитуды вдвое \т для режимов висения и полета на крейсерской скорости.

В работе [2] с помощью летающих лабораторий определена граница, разделяющая в координатах Т - 1;2 (для неустойчивых вертолетов) и Т - Ху2 (для устойчивых) области с хорошими и плохими оценками управляемости. Эта граница получена для случаев визуального полета на достаточно большой высоте и скорости, близкой к крейсерской. В этой же работе указано, что для режимов визуального полета на близких к нулю скоростях на малой высоте эта граница несколько смещается вниз и в область хороших оценок попадают более неустойчивые вертолеты.

Воспользуемся этой границей для оценки управляемости вертолета Ми-171 в базовом варианте и в варианте с повернутым рулевым винтом и смещенным назад центром масс (рис. 14 - 15).

Условные обозначения вариантов расчета приведены в табл. 1.

Анализ приведенных результатов показывает, что вариант вертолета с повернутым рулевым винтом и предельно задней центровкой обладает неудовлетворительными характеристиками управляемости на У = 230 км/ч.

Х о р о ш о

»—

^1/2, С

П л о х о

Т, с

Т, с

Рис. 14

Рис. 15

Таблица 1

Вариант Ми-171 базовый Ми-171 с повернутым

вертолета рулевым винтом

Продольная хт = 0,37 хт = -0,095 хт = 0,045 хт = -0,435

центровка, м

V = 0 км/ч ◊ □ о Д

V = 230 км/ч ♦ ■ • ▲

1

1

Известно, что простейшим конструктивным средством улучшения продольной устойчивости является увеличение площади стабилизатора. Проведенные исследования показали, что для обеспечения удовлетворительных характеристик продольной устойчивости и управляемости вертолета Ми-171 необходимо увеличение площади его стабилизатора до величины 8ст ~ 4 м2. В этом случае характеристики продольной устойчивости и управляемости вертолета с повернутым рулевым винтом будут близки к аналогичным характеристикам базового вертолета, что видно на рис. 16 - 17.

Т, с

Х о р о ш о

П л о х о

^2, С

10 0

1

10 0

10

1

Рис. 16 Рис. 17

Условные обозначения вариантов расчета приведены в табл. 1, но в данном случае рассматривается вариант с повернутым рулевым винтом с увеличенной площадью стабилизатора.

2.3. Компенсация перекрестных связей вертолета с повернутым рулевым винтом при разворотах на режиме висения

Поворот вала рулевого винта в поперечной плоскости приводит при управлении педалями к нежелательным перекрестным связям в каналах высоты, тангажа и крена, которые особенно значительны на режиме висения.

Наглядное представление о влиянии поворота вала рулевого винта можно получить из сравнения траекторий полета вертолетов с выключенными автопилотами при средней величине продольной центровки на режиме висения.

В качестве управляющего воздействия зададим "дачу" педалями, при которой угол общего шага рулевого винта за время X = 0,25 с изменяется на заданную величину |Афр|тах в соответствии с законом

АФр =

к фр • X

к •

Афр

при при

Афр Афр

<

>

Афр Афр

(1)

Темп изменения угла общего шага ф р при принятой величине |Афр|тах = 0,023 рад составляет 0,208 рад/с. В выражениях (1) к = 1 при "даче" правой педали для осуществления правого разворота, к = -1 - левой.

Величина Афр = к|Афр|тах остается постоянной до тех пор, пока абсолютное значение угловой скорости разворота Юу не достигнет максимально допустимого значения |Юу|тах = 0,21 рад/с. В дальнейшем, в процессе разворота эта величина поддерживается примерно постоянной путем изменения Афр на каждом шаге интегрирования уравнений движения вертолета АХ в соответствии с зависимостью

Аф

послед р

Ю у _ Ю у

у у

(2)

рр

Будем рассматривать движение в течение первых 10 секунд полета.

На рис. 18 показаны проекции траекторий центров масс исходного вертолета и вертолета с повернутым вверх валом рулевого винта на горизонтальную плоскость при развороте на режиме висения с заданным (1) и (2) управляющим воздействием.

Как видно, характер движения исходного варианта вертолета и вертолета с повернутым винтом различается, при этом "уход" последнего от исходной точки значительно больший. Поэтому возможность компенсации нежелательных перекрестных связей является важным условием безопасной летной эксплуатации вертолета.

Поскольку наиболее сильное влияние перекрестные связи оказывают на каналы тангажа и

крена, то рассмотрим в первом приближении по- Рис. 18

требные компенсационные отклонения автомата перекоса А%к и Алк в этих каналах соответственно.

Компенсационные отклонения автомата перекоса определим из условия равенства нулю моментов крена и тангажа при изменении угла шага рулевого винта на величину Афр

(3)

8 - м

-—м

/ Г 6 с пов - ернут] ым РВ

(

\ 1

-4 - , > !/ 1

_4 .

исходным вариант

М^АХк + М^АЛк + мфр Афр = 0, М?АХк + М^ + Мфр Афр = 0,

где МС , МС, ..... - эффективности управления при отклонениях органов управления по соот-

АЛк = КхАфр, АСк = К2Афр; (4)

ветствующим каналам.

Из уравнений (3) получаем

MjpMc- mXpM* M^M1 - MjpMh

I/ _ _¿j_A_A_/1 I/ ._ _A_Z,_Z,_A

x_ MСMh- MCMh ' z" MСMh- MCM!1

(5)

исходный вариант

Приближенные значения компенсационных коэффициентов К2 и Кх, вычисленные по формулам (5), для режима висения имеют следующие значения: К2 = 0,46; Кх = -0,064.

Использование на режимах разворота на висении в каналах тангажа и крена компенсационных сигналов Л%к и Л^к, как видно из анализа зависимостей, приведенных на рис. 20, делает переходный процесс вертолета Ми-171 с повернутым рулевым винтом значительно более спокойным. При этом "уход" вертолета с повернутым рулевым винтом от исходной точки приблизительно такой же, как и у исходного варианта вертолета.

Анализ приведенных в данной статье результатов исследований показывает, что использование на вертолете Ми-171 повернутого вверх в поперечной плоскости вала рулевого винта позволяет повысить грузоподъемность вертолета, используя смещение назад центра масс, увеличив площадь стабилизатора и компенсировав неблагоприятные перекрестные связи при

управлении вертолета введением в каналах тангажа и крена дополнительных компенсационных сигналов.

Рис. 19

ЛИТЕРАТУРА

1. Леонтьев В.А., Садчикова В.И., Волобуева И.И и др. Программа для исследования динамики полета перспективных вертолетов. Описание применения // Информационный сборник прикладных программ по аэромеханике самолетов. ОФАП. Рег.№ 0381-П. - М.: ЦАГИ, 1990. - Вып. 7.

2. Колоколов С.Н., Коновалов А.П., Куратов В. А. Динамика управляемого движения вертолета. - М.: Машиностроение, 1987.

STUDY OF FLIGHT DYNAMICS OF A SINGLE ROTOR HELICOPTER WITH A TAIL ROTOR INCLINED TO SYMMETRY PLANE

Alexandrov G.A., Animitsa V.A., Leontiev V.A.

Special features of flight dynamics of a single rotor helicopter with a tail rotor shaft inclined to the symmetry plane are considered. The impact of some structural parameters on the flight dynamics improvement is evaluated.

Key words: inclined tail rotor, trim, stability, cross-couplings trim.

Сведения об авторах

Александров Геннадий Алексеевич, 1934 г.р., окончил МАИ (1958), ведущий инженер вертолетного отделения ЦАГИ, автор 10 научных работ, область научных интересов - динамика полета вертолетов, математические модели.

Анимица Владимир Антонович, 1950 г.р., окончил МАИ (1973), кандидат технических наук, начальник сектора вертолетного отделения ЦАГИ, автор более 50 научных работ, область научных интересов - аэродинамика винтов вертолетов, формирование обликов и оценка эффективности вертолетов.

Леонтьев Вениамин Александрович, 1946 г.р., окончил МАИ (1970), кандидат технических наук, заместитель начальника вертолетного отделения ЦАГИ, автор более 40 научных работ, область научных интересов - динамика полета вертолетов, аэроупругость винтов, математические модели.