CC BY
124
2007
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 119
УДК 629.73.45: 629.7.016
МЕТОДИКА ОЦЕНКИ ХАРАКТЕРИСТИК НАБОРА ВЫСОТЫ ВЕРТОЛЕТА МИ-8
Л.Т. АРТАМОНОВ, И.А. ОЗОЛ Статья представлена доктором технических наук, профессором Шапкиным В.С.
В статье изложена методика оценивания времени набора высоты и вертикальной скорости для вертолета Ми-8 на этапе набора высоты. Рассчитанные характеристики экземпляра сравниваются с типовыми, представленными в РЛЭ вертолета Ми-8. Полученные оценки позволяют судить о состоянии характеристик набора экземпляра вертолета Ми-8.
Оценка основных летных характеристик является важной составляющей задачи поддержания летной годности воздушных судов. Результатом оценки является сравнение характеристик типа, представленных в Руководстве по летной эксплуатации или полученных в аэродинамических расчетах, с характеристиками экземпляра, полученными в результате обработки записи БУР полетов экземпляров ВС, находящихся в эксплуатации.
При этом довольно значительный опыт обработки записей БУР и САРПП вертолетов, приходящих из эксплуатации, показывает порой существенные отклонения выполненных режимов от заданных в Программе контрольного полета и соответственно от контрольных параметров, содержащихся в РЛЭ вертолета Ми-8, что приводит к необходимости приведения полученных при полетах параметров к заданным.
Описание методики
Теоретические основы приведения летных данных вертолета к стандартным или заданным были разработаны в многочисленных работах А.И. Акимова и обобщенно изложены в работе [1], на базе которых и построена настоящая методика, имеющая целью автоматизировать процесс обработки и приведения результатов фактических полетов вертолетов Ми-8 применительно к частной задаче - оценке характеристик набора высоты.
Исходные формулы для приведения вертикальной скорости выглядят следующим образом (при условии выдерживания постоянной рекомендованной поступательной скорости полета ):
= КУзш +ЯУ,
Уу .
где прив - приведенная вертикальная скорость, м/с;
Ууфакт - вертикальная скорость в фактических условиях, м/с;
^Уу - поправка по скорости м/с, где в развернутом виде:
5уу = 8ууПтк + 5уут + 5ууп + 8уум,
Су
где Птк - поправка по оборотам ротора турбокомпрессоров;
^уут - поправка по температуре воздуха;
^уу п - поправка для оборотов винта;
8уум- поправка по массе.
Рассмотрим более подробно поправку по вертикальной скорости уу:
5V, = A„Nn-, ^ + [а,(Nт -g,, +1)+ V, (g,, - 1)]^-Тн + А,| N„ -3 + 2g,i + V, (з - 2g,, )]^ | +
П тк н
kg,, +V, (1 - g, -)]
5n n
5M
В методике, изложенной в этой статье, поправки по оборотам несущих винтов и температуре воздуха не учитываются. Обоснование выбранного подхода изложено ниже в разделе сравнения характеристик экземпляра вертолета с типовыми показателями, приведенными в РЛЭ Ми-8.
Тогда формулу для расчета поправки к уу можно представить в виде:
5уу=5ууптк +^уум,
где 8уу - поправка по взлетной массе;
8уук - поправка по оборотам;
8уу = Л„Мп„^-[аєС( + уу(1 -gc,)] 8М
q TK l q^Ci ^ \ ‘-'Cl /j -» r
n тк Мвзл
Расчет поправки по массе:
SVYm =-[Aqgei + Vy(l - get )]AdM,
Мвзл
где Aq - коэффициент энерговооруженности несущего винта (см. ниже);
gCt - логарифмический показатель приведения, учитывающий изменения потребной мощности вертолета по коэффициенту Cl (определенный по аэродинамическому расчету), эта зависимость аппроксимируется полиномом (см. ниже)
75* Ne •£
A =_________e__
q Мвзл
e - принимается равной 0.89 [1];
Ne - расчетная (по ВКХ) номинальная мощность, принимается равной 2400 л.с.
Маде- взлетная масса;
gCl = 1.097 - 92.606 • Cl + 7552.7 • Cl2;
Ct - коэффициент тяги.
21 аде
Ct =
р{шк )2* жК2 Р
или с учетом соотношения р = 0.04737 — , а также передаточных отношений и геометрических характеристик несущего винта для вертолета Ми-8
а = 0.02356 - Мв3л12нв ;
Рн - п2
Тнв 1 - температура наружного воздуха К° ( Та = + 273 );
п - частота вращения несущего винта принимается равной 95%;
Рн - давление по стандартной атмосфере на фактической высоте полета, мм рт. ст.;
Р = 759.8 + [ -89.577 + (4.108 -0.07597 -Н )- Н]-Н ;
Н - высота [км];
8М = Мвзл -11100.
Расчет поправки по оборотам:
8Уун = А, • N11 „
1
факт
где 1 факт - частота вращения турбокомпрессоров двигателей (фактические обороты);
^тк -логарифмический показатель, характеризующий изменение мощности двигателей в зависимости от частоты вращения турбокомпрессоров. Данный показатель определен в соответствии с рекомендациями [1] и эта зависимость аппроксимируется следующим полиномом:
N1 тк = 0.0197. пприв 2 -4.0135 • ппрт + 211.37; п прив; - приведенная частота вращения турбокомпрессоров двигателей;
_ [288;
1 прив _ 1 факт • Тнв ;
8п 1 макс .доп. 1 факт
1 1 ’
факт факт
1 макс.Доп - максимальная частота вращения турбокомпрессоров двигателей на номинальном режиме, которая может быть установлена пилотом в наборе высоты с помощью общего шага в зависимости от температуры наружного воздуха (рис. 7.5.4 разд. 7.5 РЛЭ вертолета Ми-8).
1 _ 0.000856 • Н + 0.132 • Шв + 94.07.
макс.доп.
Программная реализация Спецификация входных данных в методике расчета набора высоты
Ууфакт - массив фактических значений вертикальной скорости, [м/с]. Данный массив вычисляется на основе данных из БУРа, используя формулу Ууфакт 1=(Н;-Н;-1)/А1, где точки снимаются с шагом А1 =1мин.;
И - массив значений высоты в наборе, [м]. Данный массив берется из БУРа с шагом в 1 мин.;
1:нв 1 - массив значений температуры наружного воздуха, [град. С]. Данный массив вычисляется на основе планшетных данных методом линейной интерполяции с шагом в 1 мин.;
1 факт- - средние фактические значения частоты вращения турбокомпрессоров двигателей [%]. Данный массив вычисляется на основе данных из БУРа, используя формулу
11 +12 .
1 факт, _ -2--- с шагом в 1 мин.;
Мвзл - взлетная масса, [т]. Берется из планшета полета.
1=1. .1 - номер точки.
Фактические точки:
П ользовательские точки:
[м/с]
[Г-1]
[С]
т
Линейная аппроксимация скорости.
N VyFact Hfact 1 Т ernp 1 Nfact 1
1 G. 1 1 80.0 1 4.0 88.0
2 5.8 560.0 11.0 Э1.0
3 7.0 880.0 8.0 87.0
4 5.0 1 ЗЄО.О Є.0 9Є.0
5 G. □ 1 8S0.0 4.0 84.0
Є 5.2 1 8Є0.0 2.0 85.0
7 4.3 2300.0 0.0 85.0
S 3.5 2500.0 -1.0 85.0
Э 4.7 28Є0.0 -2.0 84.0
1 □ 2. Є 2880.0 -4.0 83.0
11 2.8 31 60.0 -5.0 84.0
1 2 2.2 3300.0 -Є.0 84.0
1 3 2.5 3460.0 -7.0 Э5.0
1 4 3.5 3840.0 -8.0 85.0
1 5 2. Є 3040.0 -1 0.0 95.0
1 Є G. 8 40S0.0 -11.0 84.0
X 1 7 1 S 1.3 1.3 41 20.0 4240.0 -11.0 ■в 83.0 85.0 -Ч-"
N
Vuser
H user
Є.237 5.7Э7
5.1 3S 4.039 2.Є11
1.1 S2
□
Э77.636 1 70Є.07 2549.521 3373. S02 41 59.744
Рис. 1. Пример входных данных в программе Оценки ЛТХ Расчет времени набора экземпляра ВС, приведенного к фактическим условиям
На основе данных, полученных из расшифровки записи БУР, пользователь аппроксимирует зависимость И(Ууфакх) и время набора Тнаб. Вид этой аппроксимации задается визуально при помощи линейно-кусочной функции Г(Ууфакт ) = Уу1, поскольку сложно описать характер данной кривой стандартными функциями: линейными, параболическими и т.д.
Рис. 2. Пример аппроксимации зависимости И(Уу ф ) и времени набора Тнаб.
Расчет приведенного времени набора высоты экземпляра ВС выполняется путем численного интегрирования отношения И/Г(Ууфакт )по высоте с шагом Б1ерИ = 100м. При этом, в каждой точке, в которой определялось значение Уу1, производится приведение (расчет поправки 8Уу ) к фактическим условиям по изложенной выше методике приведения.
Н2 п
Тннаэкз = I НЩУу факт.) + 5УУі) • ёИ = £ БіерН /(Ууі + 5уу^,
Н1 і=1
где Н1 - точка начала набора;
Н2 - точка конца набора;
п - количество точек в диапазоне (Н1;Н2) с шагом 100м;
8Уу1 - поправка, приводящая вертикальную скорость Ууі к фактическим условиям.
Определение типовых характеристик
Типовые характеристики набора высоты получены на основе регрессионных моделей полученных из номограмм РЛЭ вертолета Ми-8.
1набтип = 0.3669 • Н12 + 2.5997 • Н1 + 0.1327;
Уу тип =-0.206 • Н12 + 0.1819 • Н1 + 4.8387; где Ні - высота, км.
Сравнение типовых характеристик и характеристик экземпляра
В результате проведенных расчетов мы получили приведенные характеристики экземпляра вертолета в фактических температурных условиях , а типовые характеристики в условиях СА.
Рассмотрим возможность сравнения полученных данных.
Располагаемые мощности на номинальном режиме по существующим ВКХ двигателей ТВ2-117 постоянны ( до температуры начала ограничения мощности по температуре газов, которая составляет - около 400 С у земли, около 30° С на высоте 1км, около -20 С на высоте 3 км). По имеющимся результатам испытаний (отчет по летным испытаниям ГосНИИ ГА) минимальная потребная мощность на Н=500м соответствует температуре наружного воздуха около +10 -+200 С на наивыгоднейшей скорости полета и несколько увеличивается при увеличении и уменьшении температуры наружного воздуха от этих величин - на 40 л.с. при увеличении температуры до + 300 С и на 90 л. с. при уменьшении температуры до - 250 С. В предположении постоянной располагаемой мощности на номинальном режиме в этом диапазоне температур скороподъемность вертолета при этом будет изменяться (уменьшаться) на 0.5 м/с при уменьшении температуры до - 250 С и на 0.2 м/с при повышении температуры до +300 С.
На основании вышеизложенного можно сделать вывод, что характеристики набора высоты в диапазоне температур от -250 до +300 практически неизменны и совпадают с характеристиками в условиях СА. Таким образом, указанный интервал температурных условий является областью применимости данной методики.
Для определения соответствия характеристик экземпляра на этапе набора высоты можно использовать следующие показатели:
Дінаб = 1на6™" -‘наб,кз» •100%,
*набтип N
д1нна - показатель, позволяющий судить о соответствии характеристик набора высоты экземпляра типовым;
N - номер последней точки в исходных данных (количество точек в диапазоне);
дуу = уу тип- уу;
дУу - показатель, позволяющий качественно судить о скороподъемности вертолета.
Вывод
Данная методика позволяет решить задачу оценивания соответствия летных характеристик на этапе набора высоты вертолета Ми-8. Разработка программного обеспечения на основе данной методики дает возможность осуществлять мониторинг летных характеристик набора высоты экземпляра Ми-8 в процессе эксплуатации, на основе данных полетов, полученных из МСРП. В дальнейшем, при накоплении статистической базы, могут быть выявлены факторы влияющие на изменение ЛТХ в процессе эксплуатации, и получены их количественные оценки.
ЛИТЕРАТУРА
1. Акимов и др. Летные испытания вертолетов. - М.: Машиностроение, 1980.
2. Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-8. - М.: МГА.
THE ESTIMATE OF FLIGHT CHARACTERISTICS HELICOPTER MI-8 ON ASCENT STAGE
Artamonov L.T., Ozol I.A.
The estimate of flight characteristics is important component of task upkeep flight usability. This article demonstrate estimate technique of flight characteristics helicopter Mi-8 on ascent stage.
Сведения об авторах
Артамонов Леонид Тимофеевич, 1941 г.р., окончил МАИ (1967), консультант ГосНИИ ГА, автор около 50 научных работ, область научных интересов - аэродинамика вертолета.
Озол Игорь Анатольевич, 1981 г.р., окончил МАИ (2004), инженер НЦПЛГ ВС ГосНИИ ГА, автор 5 научных работ, область научных интересов - построение и анализ математических моделей для оценки летно-технических характеристик ВС.
