CC BY
139
2009
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 138
УДК 629.735.45.015
ИССЛЕДОВАНИЕ ОПАСНОЙ ЗОНЫ Н-У ДЛЯ АВТОЖИРА
В.А. ИВЧИН, В.Л. УСТИНОВ
По заказу редакционной коллегии.
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
В статье рассмотрена задача определения опасной зоны H-V для автожира. На основе разработанной авторами математической модели автожира выполнено моделирование посадки автожира с отказавшим двигателем. Проведены исследования по определению идеологии и методики выполнения посадок автожира с отказавшим двигателем. По результатам исследований для автожира "Адель" определены действия летчика при отказах двигателя и получены границы опасной зоны H-V.
Введение
Взлетно-посадочные характеристики являются одними из наиболее важных параметров летательных аппаратов, поскольку статистика летных происшествий показывает, что 90 % летных происшествий происходит на взлете и посадке. Из них около 85 % приходится на случаи отказа силовой установки летательных аппаратов. Поэтому конструкторы должны придать летательным аппаратам такие взлетно-посадочные характеристики, которые обеспечивают безопасные взлеты и посадки аппарата в любых ситуациях, связанных с отказом силовой установки.
При проектировании летательных аппаратов с взлетной массой менее 1000 кг двухдвигательная силовая установка, как правило, не применяется в связи с существенным возрастанием стоимости аппарата, а также с резким снижением коэффициента весовой отдачи. Опыт мирового авиастроения показывает, что практически все летательные аппараты с взлетной массой менее 1000 кг имеют один двигатель. Вследствие этого вопросы обеспечения безопасной посадки для таких аппаратов существенно осложняются.
Отказ двигателя на взлете и посадке для летательных аппаратов, имеющих несущие винты, представляет меньшую опасность, чем для самолета [1]. Из-за особенностей аэродинамики несущих винтов, которые сохраняют свои несущие способности при снижении скорости полета практически до нуля, и наличия значительной кинетической энергии винтокрылые летательные аппараты могут в некоторых случаях совершить безопасную посадку с нулевой поступательной скоростью или с коротким пробегом даже при отказе всех двигателей. В этих случаях для серийных винтокрылых летательных аппаратов вертикальная скорость в момент касания земли допускается 2,0 м/с 3,6 м/с [1].
Одним из наиболее эффективных приемов по обеспечению условий безопасной посадки любых летательных аппаратов является рекомендация траекторий взлета, посадки, а также режимов полета, при которых избегают сочетания параметров полета, в которых отказ двигателя является критичным. Эти сочетания параметров задаются в виде областей Н-У [1], называются "ОПАСНЫМИ ЗОНАМИ", и полеты в них либо запрещены, либо не рекомендуются. Например, в Руководстве по летной эксплуатации вертолета Ми-172А представлены опасные области Н-У для различных категорий безопасности при эксплуатации вертолета [2].
Аналогичный подход требуется обеспечить и при эксплуатации автожира. Автожиры, которые, как правило, имеют один двигатель, также должны иметь соответствующие взлетно-посадочные характеристики и разработанные рекомендации летчику для обеспечения безопасной посадки в случае отказа двигателя. Для автожира Бртш [3], к примеру, такие рекомендации представлены в справочном пособии по автожиру.
Автожир имеет конструктивные особенности, которые дают как преимущество, так и недостатки по сравнению с посадочными характеристиками вертолета. Принципиальное отличие автожира от вертолета заключается в отсутствии у пилота автожира возможности осуществлять управление общим шагом несущего винта и осуществлять "подрыв" шага при выполнении аварийной посадки. Это существенным образом влияет на посадочные характеристики автожира не позволяя осуществлять резкое увеличение подъемной силы винта в момент посадки и, тем самым, требует более точного расчета траектории посадки и увеличивает величину поступательной скорости в момент касания земли. Однако автожир имеет преимущество перед вертолетом, связанное с тем, что в момент отказа двигателя ротор автожира уже находится на режиме самовращения. У вертолета в случае отказа всех двигателей частота вращения несущего винта начинает резко падать, и летчику необходимо дополнительное время на совершение определенных действий для перевода несущего винта на режим самовращения. Это приводит к просадке вертолета по высоте и особенно критично для отказов двигателей на режимах полета вблизи земли, на взлетах и посадках. У автожира таких проблем не возникает, и у пилота есть достаточный запас времени для реагирования на
В соответствии с вышеизложенным целью данной работы является определение опасной зоны Ы-У для автожира "Адель" (рис. 1) с полетной массой не более 620 кг в условиях эксплуатации, соответствующих международной стандартной атмосфере на высоте Н = 0 м.
Достижение поставленной цели в рамках данной работы осуществлялось путем параметрического моделирования на персональном компьютере отказов двигателей на разных геометрических высотах полета и выполнения посадок с отказавшим двигателем. По результатам данной работы были определены границы опасной зоны Ы-У для автожира "Адель" и разработаны рекомендации по действиям летчика в момент отказа двигателя и выполнения посадки с отказавшим двигателем.
Основные принципы, примененные для расчетной модели автожира
При разработке математической модели автожира были применены методики, разработанные в ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля" [4, 5] для моделей несущего и рулевого винтов применительно к математической модели вертолета.
Главными преимуществами новой математической модели ротора и маршевого винта автожира явились следующие:
- отказ от квазистатического подхода и предварительного расчета статических характеристик винтов (сеточная модель винтов);
- отказ от теории эквивалентного ротора;
- точный учет влияния изменения частоты вращения винта и условий окружающей атмосферы на все характеристики винтов;
- расчет мгновенных нагрузок на систему управления автожира и учет ее упругости при моделировании динамики на всех режимах полета;
ситуации, связанные с отказами двигателей.
Рис. 1
- оперативное исследование влияния аэродинамических, геометрических и компоновочных характеристик лопастей винтов и системы управления автожира на устойчивость, управляемость и балансировку автожира в реальном времени с участием летчика-оператора.
Маршевый винт автожира, в отличие от ротора и рулевого винта вертолета, является жестким и не имеет на втулке шарниров. В рассматриваемой задаче автожир имеет маршевый винт с фиксированным углом установки лопастей. Расчет сил и моментов на маршевом винте производится на каждой лопасти в соответствии с ее азимутальным положением для учета переменных частей нагрузок на валу винта при полетах с косым обтеканием.
Ротор автожира представляет собой двухлопастный винт с совмещенным горизонтальным шарниром, конструкция которого близка к двухлопастным рулевым винтам вертолета только без осевого шарнира, поскольку шаг винта не меняется в полете и также подбирается путем расчетов для обеспечения оптимальных характеристик автожира на всех режимах полета.
Аэродинамические силы и моменты на фюзеляже автожира тоже определяются по методике, изложенной в работах [4, 5], с учетом взаимовлияния элементов планера (фюзеляжа, килей, стабилизатора) с ротором автожира и маршевым винтом. Особенностью рассматриваемого автожира является наличие тянущего маршевого винта, расположенного впереди фюзеляжа по образу легких самолетов классической схемы.
Силовая установка автожира имеет один поршневой двигатель, вал которого практически жестко связан с валом маршевого винта посредством редуктора или/и жесткого вала. Регулировка частоты вращения маршевого винта осуществляется только ручкой газа двигателя. Поэтому уравнение движения маршевого винта имеет простой вид, примером которого может служить выражение, представленное в работе [6]. Для математической модели автожира частота вращения маршевого винта определяется из дифференциального уравнения:
ІМВпр'Є = Ір' МквД,
где 1МВпр - приведенный к валу маршевого винта суммарный момент инерции самого винта, трансмиссии, коленчатого вала двигателя, валов и редуктора; е - круговое ускорение вала маршевого винта; Ір - передаточное отношение частоты вращение коленчатого вала двигателя к частоте вращения маршевого винта; МКВд - крутящий момент на коленчатом валу двигателя.
Характеристики поршневого двигателя представляются в соответствии с данными изготовителя. Мощность двигателя определяется в зависимости от барометрической высоты, температуры наружного воздуха, угла открытия дроссельной заслонки и частоты вращения коленчатого вала. При отказе двигателя винт останавливается, поскольку прямая передача крутящего момента от коленчатого вала до маршевого винта не имеет муфт расцепления и регулятора шага.
Определение наивыгоднейшей скорости планирования
Отказы силовой установки летательного аппарата и, следовательно, автожира могут произойти на любом режиме полета. Условно их можно разделить на два случая:
- отказ силовой установки высоко над взлетно-посадочной полосой, когда у пилота имеется запас высоты и времени для принятия решения выбора площадки для посадки, планирования и выполнения самой посадки;
- отказ силовой установки на малой высоте над взлетно-посадочной полосой, когда у пилота нет никакого запаса времени для раздумывания, и необходимо мгновенно принимать правильное решение.
В указанных ситуациях действия летчика существенно отличаются. В первом случае пилот должен перейти на режим наивыгоднейшей скорости полета с целью обеспечения минимальной скорости снижения автожира для выбора посадочной площадки и подготовки своих действий при ее осуществлении. Во втором случае летчик должен выполнить посадку сразу, без предварительной подготовки.
Для осуществления первого случая было выполнено моделирование полета автожира с указанными параметрами с отказавшим двигателем. По результатам моделирования была определена наивыгоднейшая скорость поступательного полета автожира, обеспечивающая минимальную скорость его снижения.
Параметрическое моделирование выполнялось автономно, без рассмотрения момента отказа двигателя, поскольку определялись статические балансировочные характеристики автожира при снижении. Полученные результаты моделирования представлены на рис. 2.
Рис. 2
Из графиков видно, что продольное отклонение ротора по мере разгона автожира изменяется от величины 0,7° на минимальной скорости полета до -3,5° при скорости полета 150 км/ч, при этом угол тангажа летательного аппарата меняется соответственно от -12,9° до -26°. Частота вращения ротора во всем диапазоне исследуемых скоростей меняется мало: от 350 об/мин. до 365 об/мин. (рис. 3). Из этих графиков следует вывод, что при данной конфигурации и компоновке автожира угол тангажа составляет достаточно большую величину, которая может вызвать трудности при выполнении посадочного маневра.
Наивыгоднейшая скорость полета определяется по минимальной скорости снижения автожира при отказе двигателя. Как видно из графика рис. 2, на минимальной скорости полета »40 км/ч вертикальная скорость составляет -11 м/с и уменьшается приблизительно до -6,5 м/с при поступательной скорости 60 км/ч. В диапазоне поступательной скорости 60 км/ч 70 км/ч вертикальная скорость остается почти неизменной, а затем падает до -15,5 м/с при максимальной скорости. Диапазон скоростей 56 км/ч 73 км/ч, где Уу приблизительно неизменен и минимален и является диапазоном наивыгоднейших скоростей полета.
Выбор методики посадки автожира с отказавшим двигателем
В связи с отсутствием опыта и наработок по автожирам была рассмотрена концепция выполнения посадок, аналогичная вертолетной. Однако в отличие от вертолета у пилота автожира в данной ситуации есть единственный орган управления, способный повлиять на по-
садочные характеристики летательного аппарата, которым является ручка продольного и поперечного управления. Поэтому были проведены исследования по возможности выполнения безопасной посадки с начальной поступательной скоростью полета, равной наивыгоднейшей, которая определена в предыдущем разделе.
Первоначально был рассмотрен случай посадки летательного аппарата с неработающим двигателем с режима установившегося планирования на скорости 65 км/ч, поскольку для данного автожира она является наивыгоднейшей скоростью полета.
Было выполнено несколько реализаций рассмотренного посадочного режима с целью добиться параметров посадки, обеспечивающих необходимые требования по условиям безопасности. На рис. 3 представлены параметры движения автожира в функции времени с момента начала выполнения предпосадочного маневра до касания земли одного из реализованных посадочных случаев, который является оптимальным с точки зрения обеспечения максимально допустимой вертикальной скорости касания земли.
34.5 35 35.5
время, сек
Рис. 3
Выполнение посадки начинается с 34-й секунды, когда летчик-оператор рычагом продольного управления за одну секунду отклонил ротор до 3,8° на кабрирование, а затем за полторы секунды перевел наклон ротора на -2,5° на пикирование, после чего вернулся к значению установившегося планирования. Эти действия были предприняты для гашения вертикальной скорости снижения к моменту касания земли до допустимого значения. Выполняя
такое пилотирование, летчик-оператор контролировал изменение угла тангажа автожира, не допуская его увеличения более 15°. Из графиков видно, что предпосадочной маневр (начало кабрирования) начинается на высоте ~10 м от земли, и в момент касания земли вертикальная скорость составляет -3,7 м/с при поступательной скорости 41 км/ч.
Полученная при данном типе посадки вертикальная скорость касания земли является недопустимой по конструктивным соображениям. Поэтому был рассмотрен другой метод выполнения посадки с отказавшим двигателем. Результаты дальнейших исследований дали возможность определить оптимальное сочетание "поступательная скорость - вертикальная скорость", при котором может быть выполнена безопасная посадка с режима планирования с поступательной скоростью около 85 км/ч.
На рис. 4 представлены результаты моделирования такой посадки автожира. Предпосадочный маневр начинается с высоты »13 м, что соответствует времени »33,5 с. В процессе выполнения посадочного маневра угол тангажа автожира изменялся от -16° до +1°. Это достигалось изменением положения ротора от -1 ° на режиме установившегося планирования с поступательной скоростью 85 км/ч до »0° за одну секунду. При этом частота вращения ротора изменилась от 350 об/мин. до 377 об/мин. Автожир затормозился до скорости 63 км/ч и коснулся земли с вертикальной скоростью -2 м/с.
Рис. 4
Следует отметить, что в ранее рассмотренном типе посадки с планирования на скорости 65 км/ч, поступательная скорость касания земли составила »40 км/ч, то есть была меньше на 23 км/ч. Из этого следует вывод: поступательная скорость автожира при отказах двигателя в момент касания земли будет различной на различных скоростях полета.
Определение границ опасной зоны И-У
Под безопасной посадкой автожира будем понимать посадку, при которой вертикальная скорость касания земли не превышает величины -2 м/с при минимальной поступательной скорости. При этом накладывается дополнительное ограничение на посадочный угол тангажа, который в момент касания земли не должен превышать 15°.
Верхняя граница опасной зоны И-У свойственна, как правило, установившемуся горизонтальному полету на достаточно большой высоте по отношению к земле, в то время как нижняя граница определяется для взлета и посадки автожира в условиях, когда автожир находится вблизи земли и не имеет времени на предпосадочный маневр.
В процессе исследований были последовательно рассмотрены скорости полета автожира (км/ч), на которых происходил отказ двигателя: 42, 52, 70, 90, 110, 130 и 150. Летчик-оператор балансировал автожир на каждой из перечисленных скоростей полета, выдерживал некоторое время установившийся режим полета и вводил команду на отказ двигателя. Мощность двигателя мгновенно падала от значения, соответствующего данному режиму полета, до нулевой величины вследствие особенностей работы поршневого двигателя и малого инерционного момента маршевого винта. После отказа двигателя летчик-оператор изменением положения ротора разгонял аппарат или тормозил его до достижения значения рекомендованной скорости планирования 85 км/ч. Затем, кратковременно (1 с 2 с) выдерживал это значение и начинал выполнять предпосадочный маневр и посадку по методике, описанной выше. Режимы заканчивались в момент касания земли. Выполнялось несколько реализаций полетов для каждой исследуемой скорости. Последующий анализ позволял получить среднее значение высоты, необходимой для выполнения всего маневра с момента отказа двигателя до момента касания земли.
В качестве примера на рис. 5 представлены результаты моделирования посадки автожира по описанной выше методике при отказе двигателя на скорости установившегося полета 52 км/ч, когда угол наклона ротора автожира по продольному управлению равнялся 1,7°. После отказа двигателя для разгона аппарата до рекомендуемой скорости с последующим торможением летчик-оператор за 15 секунд уменьшил угол ротора до -4° с целью парирования момента на кабрирование, возникающего вследствие останова маршевого винта и обнуления его тяги. Потом летчик-оператор переводит автожир на режим снижения с разгоном до рекомендованной скорости и при ее достижении выполняет торможение наклоном ручки управления на себя от -1 ° до +1 °, выполняя посадку с вертикальной скоростью -2 м/с.
С момента отказа двигателя поступательная скорость автожира достаточно интенсивно начинает уменьшаться, достигнув через 3 секунды минимального значения 33 км/ч. Это происходит несмотря на своевременные действия летчика-оператора, направленные на перевод автожира на снижение для его разгона по поступательной скорости. Только через 3 секунды после отказа двигателя автожир начинает разгоняться и достигает скорости 82 км/ч еще через 16 секунд. После кратковременной стабилизации (приблизительно секундной) происходит торможение до скорости 60 км/ч, с которой происходит касание земли. От момента отказа двигателя до момента приземления потеря высоты составила 140 метров. Эта величина является одной из точек, составляющих верхнюю границу опасной зоны при отказе двигателя на скорости полета 52 км/ч.
время,сек
время,сек
Рис. 5.
0 25 50 75 100 125 150
Приборная скорость, км/ч
Рис. 6
После моделирования посадок при отказе двигателя во всем допустимом диапазоне скоростей полета автожира была получена граница опасной зоны И-У для автожира "Адель", график которой представлен на рис. 6. На этом же рисунке представлена для сравнения опасная зона для автожира "Бртш" [3]. Зона И-У автожира "Бртш" имеет несколько меньшую область. Это отличие может определяться компоновочными различиями аппаратов. В
частности, автожир "Адель", как показали результаты моделирования, является неустойчивым в области малых скоростей. Вследствие особенностей своей компоновки сбалансировать автожир на режиме вертикального снижения не удается. Если оценивать возможности автожира "Бртш" по границам опасной зоны Н-У, приведенной в его документации [3], то он имеет возможность снижаться на режиме нулевой поступательной скорости. Это является весьма сомнительным, учитывая, что минимальная разрешенная скорость полета составляет 55 км/ч по той же документации. Кроме того, неизвестно, из каких условий определялась граница опасной зоны для автожира "Бртш", поскольку допустимые посадочные условия (полетный вес, температура наружного воздуха, допустимая поступательная и вертикальная скорости в момент касания земли и т.д.) существенно влияют на границы опасной зоны.
ЛИТЕРАТУРА
1. Акимов А.И., Берестов Л.М., Михеев Р.А. Летные испытания вертолетов. - М.: Машиностроение,
1980.
2. Вертолет Ми-172А. Руководство по летной эксплуатации. - ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля", 1997.
3. Автожир "8ріпш". Летно-эксплуатационный справочник. Редакция 001 02. 2004.
4. Ивчин В.А., Черток О.Л. Новая математическая модель динамики вертолета для тренажеров и пилотажных стендов // Сборник тезисов Международной научно-технической конференции "Новые рубежи авиационной науки" А8ТБК'07. 19-22 августа 2007 г., Москва.
5. Ивчин В.А. Современная математическая модель для исследования динамики вертолета на пилотажных стендах // Научный вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность, №125(1), 2008.
6. Браверманн А.С., Вайнтруб А.П. Динамика вертолета. - М.: Машиностроение, 1988.
RESEARCH OF DANGEROUS ZONE H-V FOR AUTOGIROS
Ivchin V.A., Ustinov V.L.
The article considered the problem of definition of dangerous zone H-V for autogiros. On the basis of the mathematical autogiro model developed by authors modeling the autogiro landing with the given up engine is executed. Researches are carried for definition the ideology and a technique of performance the autogiro landing with the fail engine. The pilot actions are defined for autogiro "Adele" by results of researches.
Сведения об авторах
Ивчин Валерий Андреевич, 1951 г.р., окончил МАИ им. С. Орджоникидзе (1974), кандидат технических наук, начальник отдела аэродинамики и динамики вертолета ОАО "МВЗ им М. Л. Миля", автор более 30 научных работ, область научных интересов - аэродинамика, динамика вертолета, математическое моделирование вертолета на пилотажных стендах, экспериментальные исследования аэродинамики винтов вертолета.
Устинов Валентин Леонидович, 1945 г.р., окончил РКИИ ГА (1969), главный конструктор ОАО "ГиРос" (г. Жуковский), автор 4 научных работ, область научных интересов - аэродинамика, динамика и проектирование автожиров.
