CC BY
107
Том XLIV
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
2013
№ 5
УДК 629.735.45.015.4
ИССЛЕДОВАНИЕ ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ВЕРТОЛЕТА НА ПОЛОЗКОВОМ ШАССИ ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ЛЕТНОГО ЭКСПЕРИМЕНТА
С. А. АЛИМОВ, С. А. МИХАЙЛОВ, Д. В. НЕДЕЛЬКО, С. В. САЛТЫКОВ, А. А. УСОЛЬЦЕВ
Авторами выполнен анализ результатов летных испытаний вертолета «Ансат» при посадке на режиме авторотации, на основании которого проведено исследование влияния аэродинамических сил, создаваемых несущим винтом, на динамические параметры движения вертолета в процессе посадки.
Ключевые слова: вертолет, посадка, авторотация, полозковое шасси.
В работах [1—3] была предпринята попытка учета изменения сил и моментов, создаваемых несущим винтом вертолета (НВ), на динамику его движения в процессе выполнения авторотационной посадки. В работе [1] учет сил и моментов НВ был выполнен путем расчетного определения нагрузок, создаваемых его лопастями. В работе [3] численно рассмотрено изменение силы
тяги несущего винта. В настоящей работе проведено расчетно -экспериментальное исследование посадочных характеристик вертолета на полозковом шасси, включая тягу НВ, по фактически измеренным параметрам в процессе летных сертификационных испытаний вертолета для подтверждения его соответствия требованиям АП-29 [4] при посадках на авторотации.
На рис. 1 представлена фотография вертолета при выполнении авторотационной посадки. Полозковое шасси вертолета «Ансат» имеет переднюю и заднюю рессоры из стальных труб. Выбранная для анализа авторотационная посадка была выполнена на заснеженное бетонное покрытие, что существенно упростило процедуру анализа, поскольку позволило пренебречь силами трения в зоне контакта полозков с посадочной поверхностью.
АЛИМОВ Сергей Александрович
ведущий конструктор КВЗ
МИХАИЛОВ Сергей Анатольевич
доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой КНИТУ-КАИ
НЕДЕЛЬКО Дмитрий Валерьевич
кандидат технических наук, начальник бригады КВЗ
САЛТЫКОВ Сергей Васильевич
главный специалист отделения ЦАГИ
УСОЛЬЦЕВ Александр Александрович
инженер-конструктор КВЗ
Рис. 1. Предпосадочный маневр вертолета «Ансат»
Авторотационные посадки с выключенными двигателями выполнялись по следующей схеме. С исходного режима горизонтального полета при высоте над взлетно-посадочной площадкой к = 300 м и приборной скорости полета УПр = 110—120 км/ч вертолет выводился на режим авторотации НВ путем перевода двигателей на режим «полетного малого газа». На высоте к = 200 м двигатели переводились на режим «земного малого газа». После визуального уточнения условий посадки на высоте 100—200 м переводом переключателя режимов в положение «Стоп» оба двигателя выключались. Далее на высоте 20—25 м выполнялось энергичное торможение вертолета до скорости ¥пр = 40—50 км/ч путем увеличения угла тангажа до & = 25—30° и увеличения общего шага винта на фош = 4—4.5°. С высоты к = 6—8 м от полозков до посадочной площадки начиналось уменьшение угла тангажа с таким расчетом, чтобы к высоте к = 1.5—2 м угол тангажа был близок к допустимому посадочному углу, а угловая скорость вращения вертолета — близка к нулю. С высоты 1.5—2 м производилось дальнейшее увеличение общего шага винта с темпом, необходимым для гашения вертикальной скорости снижения к моменту приземления.
В качестве основных параметров, измеренных в ходе выполнения летных испытаний, рассмотрены следующие величины: частота вращения несущего винта «нв, продольная путевая скорость вертолета (в связанных с вертолетом осях) Ух, общий шаг несущего винта фош, угол наклона тарелки автомата перекоса (АП) в продольном направлении -0АПпрод. На рис. 2, 3 показан пример процесса изменения перечисленных параметров по времени как до, так и после каса-
»нв> ° 100
95
90
85
80
75
70
65
1 1
1
V
I II [II \
IV \
к 1
Г",., км '1
120
100
80
60
40
V »
1 1 1 1
I 1 1 1 1 II III 1
1 1 1 1У\ А
1890 1900 1919 1920 с 1890 1900 1910 1920 с
а) /0 /, *2/3 и б) /0 Ц /2/3 и
Рис. 2. Полетные параметры: а — частота вращения НВ; б — продольная путевая скорость
ИЗГ ' 120
80
40
Рис. 3. Параметры управления: а — общий шаг НВ; б — продольный угол наклона тарелки АП
кгс/мм2
-40 1918.7
1
•'s..
А 2
1918.8
1918.9
Л с
1919
Рис. 4. Определение момента касания по графику напряжений: 1 — задняя рессора; 2 — передняя рессора
ния посадочной площадки. Точкой А на этих рисунках обозначен момент касания вертолетом посадочной площадки, римскими цифрами I—IV указаны основные этапы полета: I — горизонтальный полет от момента t0 до ^; II — снижение за от \ до 12; III — «подрыв» НВ от ¿2 до tj; IV — приземление от t3 до t4.
Момент касания вертолетом посадочной площадки, обозначенный на рис. 2 и 3 точкой А, определен по записи изгибных напряжений сизг в рессорах шасси. За начальный момент касания принято первое отклонение осциллограммы записи напряжений от нулевого полетного значения. Пример определения начального момента касания приведен на рис. 4.
На основе приведенных на рис. 2, 3 данных в каждый момент времени могут быть вычислены величины тяги T и продольной силы Н несущего винта. Для приближенного вычисления этих сил авторами была использована классическая теория несущего винта [5]. В рамках этой теории использовано среднее по диску несущего винта значение индуктивной скорости, определенное по формуле Глауэрта [6]:
T
v =
ср
2kR 2pVx
Средняя относительная индуктивная скорость определялась по формуле:
V т
- = =—-Г-, (2)
юЯ 2%Я2рУхюЯ
здесь Я — радиус винта; р — плотность воздуха; ю — угловая частота вращения винта.
Величины Т и Н определялись по формулам:
Т = Ст РжЯ4 ю2, (3)
н = Т (а-Фз), (4)
где а1 — коэффициент разложения в ряд Фурье выражения для угла взмаха лопасти; фз — угол заклинения НВ; ст — коэффициент тяги, вычисляемый по известным соотношениям, включающим в себя коэффициент протекания
Х = -ЮЯ У +Фзух )-- (5)
и коэффициент характеристики режима работы НВ
Ц= ^^(К -Ут)2 + (У + Ут Юх)2, (6)
где Уу и У2 — вертикальная и боковая составляющие скорости втулки винта вертолета относительно земных координат; юх и ю2 — угловые скорости вертолета относительно связанных с ним осей х и г; ут — расстояние по вертикали от центра масс вертолета до центра втулки несущего винта.
Методика вычисления величины тяги Т и продольной силы Н несущего винта состоит в следующем:
1) берутся значения исходных параметров в некоторый текущий момент времени
2) величина силы тяги НВ принимается равной Т = 3300 даН, соответствующей взлетному весу вертолета. Далее по формуле (2) вычисляется значение средней относительной индуктивной скорости. По формулам (3) — (6) выполняются необходимые вычисления для определения коэффициента ст, силы тяги Т и продольной силы Н. Затем сравнивается новое значение силы тяги с первоначальным, и, если разность между ними составляет более 0.1%, то новое значение силы тяги принимается за исходное. Цикл вычислений повторяется до тех пор, пока разность не превысит 0.1%. Полученная величина соответствует значению силы тяги НВ для момента времени
3) пункты 1 и 2 повторяются для каждого шага по времени.
В качестве типового примера на рис. 5, 6 показано изменение расчетных величин Т и Н, соответствующих рассмотренным выше параметрам пНВ, Ух, фош, -0АПпрод.
Поскольку использованная теория расчета несущего винта [5] не учитывает влияния экранирующего эффекта посадочной площадки, то в настоящей работе в расчет введен поправочный коэффициент кт, характеризующий увеличение тяги несущего винта вблизи земли. Величина кт приближенно определена на основе данных работы [7], где приведена зависимость приращения тяги НВ от высоты над землей и продольной путевой скорости. Для рассмотренного варианта посадки вертолета «Ансат» при продольной путевой скорости в момент касания посадочной площадки Ух = 80 км/ч величина кт = 1.075. Данное значение кт принято в расчете как постоянная величина от момента касания посадочной площадки.
Для проверки правильности принятого подхода к определению сил несущего винта авторами рассмотрен вариант посадки вертолета «Ансат», при котором получены наименьшая тяга несущего винта и наибольшая вертикальная скорость снижения. Графики изменения силы тяги НВ и продольной силы, соответствующие указанному варианту посадки, приведены на рис. 7 и 8.
Рис. 5. Изменение тяги НВ
Рис. 6. Изменение продольной силы НВ
Рис. 7. Зависимость тяги НВ от времени
Рис. 8. Зависимость продольной силы НВ от времени
Полученные значения Т и Н (с учетом поправочного коэффициента кт для Т) использованы в расчете динамики движения вертолета после касания им посадочной площадки. В качестве исходных данных для вертикальной скорости снижения вертолета Уу в момент касания посадочной
площадки использованы результаты летных измерений, по которым определено Уу = —1.77 м/с.
При расчете динамики движения вертолета использован метод [8], силы Т и Н были приложены в центре масс вертолета. Модель полозкового шасси, использованная в расчете, изложена в работе [9]. На рис. 9 —12 представлены результаты выполненного расчета. На рис. 9 сравниваются
а,,.,,., кгс/мм2
80
I * / • •
1 •
1 • \* • ••У» / "
•
Рис. 9. Перегрузка в центре масс: 1 — расчет; 2 — летный эксперимент
/,С
Рис. 10. Изгибные напряжения в задней рессоре (1, 2 — то же, что на рис. 9)
0,град 8
•
• \ ^ 1 / <
аУ* • \
• • м • »
Рис. 11. Изгибные напряжения в передней рессоре (1, 2 — то же, что на рис. 9)
Рис. 12. Угол тангажа вертолета (1, 2 - то же, что на рис. 9)
результаты расчета и измерения перегрузки вблизи центра масс вертолета, на рис. 10 сопоставлены данные расчета и измерения изгибных напряжений в основной рессоре полозкового шасси, а на рис. 11 — расчета и измерения изгибных напряжений в передней рессоре полозкового шасси. Рис. 12 представляет результаты расчета и измерения угла тангажа.
Как видно из сравнения результатов расчета и летного эксперимента, приближенная расчетная оценка величин сил, создаваемых несущим винтом, позволяет воспроизвести параметры движения вертолета в процессе выполнения им авторотационной посадки. Отдельные участки записи летных измерений, отличающиеся от результатов расчета, могут быть объяснены следующими факторами:
1) приближенностью учета влияния несущего винта, в рамках которого не учтены особенности бесшарнирной упругой втулки несущего винта вертолета «Ансат» и ее влияние на маховые движения лопастей;
2) заданием в расчете величин сил Т и Н в центре масс вертолета, как того требуют авиационные правила [4], хотя в реальных условиях полета указанные силы приложены в центре втулки НВ;
3) принятым в расчете консервативным направлением действия сил Т и Н в процессе посадки вертолета.
Авторами также выполнено исследование условий нагружения вертолета и характера его движения при вертикальной скорости Уу = —2 м/с, предписанной требованиями АП-29 в качестве
эксплуатационной величины. На данном этапе исследования выполнено два варианта расчетов при скорости Уу = —2 м/с:
1) расчет по требованиям [4], когда в момент касания посадочной площадки тяга несущего винта направлена вертикально вверх, приложена в центре масс вертолета и равна двум третям
веса вертолета | Т = — G |;
2) расчет с моделированием условий фактического выполнения авторотационной посадки, когда процесс изменения тяги несущего винта соответствует рассмотренному выше случаю летных испытаний, а величина вертикальной скорости V = —2 м/с.
На рис. 13 —15 сравниваются результаты двух указанных вариантов расчета. На рис. 13 показано изменение по времени величины перегрузки в центре масс вертолета, на рис. 14 — изменение изгибных напряжений в основной рессоре полозкового шасси, а на рис. 15 — изменение угла тангажа вертолета.
Рис. 13. Перегрузка в центре масс вертолета: 1 — вариант расчета 1 (по АП-29); 2 — вариант расчета 2
. кгс/мм2
200
150
100
-50
/ 2 1
\ \ \
I I 1 \ Л. —t— 1 i у
\ 1 I
1 ' 1 I I ( / 1 / 1 / / \ / \
0.25
0.5
0 75
1.25
1, С
1.5
Рис. 14. Изгибные напряжения в основной рессоре (1, 2 — то же, что
на рис. 13)
, град 10
-5 -10 -15
1
ч \
\ S \ 2
\ \
\ ч N
1.25 '= С 1.5
0 0.25 0.5 0.75 1
Рис. 15. Угол тангажа вертолета (1, 2 — то же, что на рис. 13)
На основании представленных на рис. 13 —15 результатов расчета можно сделать вывод о значительном влиянии тяги несущего винта на процесс авторотационной посадки вертолета. При этом по результатам выполненных расчетов выявлено наибольшее влияние изменения силы тяги на второй (и соответственно на последующие) удар вертолета о посадочную поверхность. С точки зрения восприятия вертолетом первого посадочного удара условия его нагружения соответствуют методологии, предписанной [4]. При этом при последующих ударах могут быть достигнуты нагрузки, превышающие полученные при первом ударе. Данное обстоятельство свидетельствует о необходимости проведения подробных исследований в области установления типовых закономерностей изменения тяги несущего винта после момента касания вертолетом посадочной поверхности. Такие типовые закономерности должны быть включены в последующие расчеты с целью определения наибольших нагрузок, возникающих при посадке вертолета в условиях реальной эксплуатации.
ЛИТЕРАТУРА
1. Гирфанов А. М., Михайлов С. А., Неделько Д. В., Салтыков С. В., Шувалов В. А. Исследование посадочного удара вертолета на полозковом шасси с учетом нагрузок, создаваемых бесшарнирным несущим винтом // Труды ЦАГИ. 2007, вып. 2675, с. 141 —147.
2. Алимов С. А., Лимончиков В. Д., Михайлов С. А., Неделько Д. В., Салтыков С. В. Методология проведения копровых испытаний полозкового шасси вертолета // Ученые записки ЦАГИ. 2012, Т. ХЬШ, № 6, с. 100—109.
3. Александрии Ю. С., Тимохин В. П. Методика и некоторые результаты исследования особенностей характеристик посадочного удара вертолета с учетом свойств поверхности посадочной площадки // Вертолеты. Труды ОКБ Московского вертолетного завода им. М. Л. Миля. — М.: Машиностроение, 2010, 390 с.
4. Нормы летной годности винтокрылых аппаратов транспортной категории. Авиационные правила. Ч. 29. Межгосударственный авиационный комитет. — М.: Изд. ОАО «Авиа-издат», 2000, 129 с.
5. Миль М. Л. Вертолеты. Аэродинамика. — М.: Машиностроение, 1966, 456 с.
6. З агор дан А. М. Элементарная теория вертолета. — М.: Воен. изд. Мин. обор. СССР, 1960, 384 с.
7. В о л о д к о А. М. Основы летной эксплуатации вертолетов. — М.: Транспорт, 1984,
256 с.
8. Неделько Д. В. Метод решения задач контакта посадочных устройств вертолета при его посадке на твердую поверхность и приводнении // Авиационная промышленность. 2012. № 2, с. 13 —17.
9. Михайлов С. А., Коротков Л. В., Алимов С. А., Неделько Д. В. Моделирование посадки вертолета на полозковом шасси с учетом второго посадочного удара // Изв. вузов. Авиационная техника. 2010. № 3, с. 13—16.
Рукопись поступила 23/УШ 2012 г.
