CC BY
626
УДК 629.735.45.015
О "САМОПРОИЗВОЛЬНОМ" ВРАЩЕНИИ ОДНОВИНТОВЫХ ВЕРТОЛЕТОВ
В.А. АНИМИЦА, В.А. ЛЕОНТЬЕВ
Статья представлена доктором технических наук, профессором Крицким Б.С.
Рассмотрены особенности работы рулевого винта одновинтового вертолета на режиме "самопроизвольного" левого вращения. Проведен анализ влияния вращения вертолета на величину силы тяги рулевого винта. Показано, что использование рулевого винта с лопастями усовершенствованной компоновки позволит существенно снизить вероятность попадания в режим "самопроизвольного" левого вращения и облегчить выход из этого режима.
Ключевые слова: левое вращение вертолета, рулевой винт, срыв потока.
Введение
"Самопроизвольное" левое вращение характерно для вертолетов одновинтовой схемы (например, Ми-8/17, Ми-2 с левым направлением вращения несущего винта и ряда других отечественных вертолетов). Следует отметить, что и некоторые зарубежные вертолеты с правым направлением вращения несущего винта также имеют подобную особенность, но только при правом вращении вертолета. За всю историю эксплуатации одновинтовых отечественных вертолетов это явление неоднократно наблюдалось на режимах висения, взлета и посадки вертолета, то есть на режимах, требующих использования повышенных (а иногда предельных) значений располагаемой мощности двигателей и повышенного "расхода" правой педали.
Если на режимах висения, взлета и посадки вертолета при левом вращении вертолета вокруг вертикальной оси угловая скорость рыскания превышает некоторое значение, то отклонения правой педали до упора может оказаться недостаточно для остановки вращения вертолета. Для вывода из вращения требуются специальные действия пилота и запас времени и пространства. Отсутствие этого запаса может привести к авиационному происшествию.
1. Постановка задачи
Неблагоприятными факторами, способствующими возникновению самопроизвольного левого вращения, являются: предельная взлетная масса вертолета, высокая температура наружного воздуха, малый запас (или отсутствие запаса) мощности двигателя, пониженная частота вращения НВ, порывистый или изменчивый по направлению ветер, затенение посадочной площадки зданиями и сооружениями, способными вызвать завихрения и турбулизацию ветрового потока или изменения его направления и силы, взлет или посадка со скольжением, требующим дополнительного отклонения педалей для сохранения направления взлета или посадки.
Основной причиной, способствующей попаданию вертолета на режим "самопроизвольного" левого вращения является особенность работы рулевого винта, прежде всего, связанная с влиянием на него потока индуцируемого несущим винтом при определенном направлении воздушной скорости.
В работе [1], посвященной исследованию "самопроизвольного" левого вращения вертолета, рассматривался случай, когда величина скорости, набегающей на рулевой винт, соответствовала скорости центра втулки рулевого винта и равномерно распределялась вдоль плоскости вращения. В данной работе при исследовании "самопроизвольного" левого вращения дополнительно
учитывается перераспределение скорости вдоль плоскости вращения рулевого винта, связанное с вращением вертолета.
2. Результаты исследований
Известно, что на режимах работы вертолетного винта с небольшими скоростями 0,5 < У¥ < 2 (где У¥ = У¥ / V в, У¥ - скорость невозмущенного потока; V в - средняя по диску винта индуктивная скорость на режиме висения) при положительных углах атаки 35° £ а £ 90° на винте возникает так называемый режим "вихревого кольца", который характеризуется уменьшением силы тяги винта и увеличением крутящего момента (соответственно и потребной мощности) при неизменном угле общего шага. Если же говорить о рулевом винте, работающем на малых скоростях и больших положительных углах атаки (при направлении ветра спереди-справа), то в этом случае физика явления сложнее, чем в случае "вихревого кольца", поскольку определяется дополнительным значительным индуктивным влиянием несущего винта на рулевой.
На рис. 1 показан пример расчета поля скоростей, индуцируемого несущим винтом вблизи планера и рулевого винта вертолета для режима полета на малой относительной
скорости V = У¥ / юнЯн~ 0,.04 (где юн - угловая скорость несущего винта; Я н - радиус несущего винта) на основе расчетной схемы свободной вихревой пелены несущего винта [2].
Видно, что в диапазоне углов скольжения 30° < |р| < 90° имеет место сложное взаимодействие вихревой системы несущего и рулевого винтов, а сам рулевой винт находится в зоне сильного влияния несущего винта.
Это подтверждают данные о балансировочном угле установки рулевого винта, полученные на Московском вертолетном заводе им. М.Л. Миля [1] в летных испытаниях при висении вертолета относительно земли с разным курсовым положением к ветру. Близкие зависимости получены в летных испытаниях, проведенных в Летно-исследовательском институте им. М.М. Громова, при перемещениях вертолета относительно воздуха с разными скоростями и углами скольжения.
На рис. 2 показан пример изменения приращения балансировочной величины шага рулевого винта Дфр = фр фрвис (где фр - балансировочная величина шага рулевого винта; фрвис -балансировочная величина шага рулевого винта на режиме висения) в зависимости от величин поперечных скоростей полета Vz для четырех величин продольных скоростей полета Vx, полученный на основе указанных выше данных.
Зависимости, полученные в летных испытаниях, свидетельствуют о существенном увеличении балансировочного угла установки лопастей рулевого винта при величине воздушной скорости полета в диапазоне -5 м/с < Vx < 12 м/с и 3 м/с < Vz < 12 м/с и о появлении на этом режиме статической неустойчивости путевого движения. Вне указанного диапазона скоростей, но при величинах -10 м/с < Vz < 15 м/с, характер балансировочного положения шага рулевого
-Ух=0 -Ух=5 м/с -Ух=10 м/с -Ух=-5 м/с
Рис. 2
винта не имеет особенностей: увеличение ветра справа требует уменьшения шага рулевого винта, а увеличение ветра слева - увеличения шага.
Приведенные зависимости характерны для винта с направлением вращения, при котором лопасти рулевого винта в верхнем положении движутся назад. В случае, когда лопасти в верхнем положении движутся вперед, потребное приращение шага рулевого винта становится еще больше, как например, для вертолета Ми-8Т [1].
В случае неучета пилотом этой особенности в путевой балансировке возможно появление дополнительной угловой скорости рыскания влево из-за не координированного действия педалями.
Теперь рассмотрим влияние вращения вертолета на режиме висения вокруг вертикальной оси, проходящей, например, через центр масс вертолета, на величину силы тяги рулевого винта.
При вращении вертолета влево с угловой скоростью юу движение рулевого винта можно рассматривать как сумму двух движений: поступательного и вращательного. В первом случае центр втулки рулевого винта начинает двигаться с линейной скоростью W = юу-Ь (Ь - расстояние от оси вращения до центра втулки рулевого винта). При этом угол атаки рулевого винта близок к 90°, то есть возможно попадание в неблагоприятный диапазон скорости и угла атаки, о котором говорилось выше. Этот случай рассмотрен в работе [1]. Во втором случае сама плоскость рулевого винта вращается вокруг своего центра втулки с угловой скоростью юу , что приводит к появлению скоростей равных юу- гр (где гр - текущая величина радиуса рулевого винта).
Рассмотрим случай, при котором учтем одновременно поступательное и вращательное движение рулевого винта с помощью метода [3]. Будем рассматривать установившееся движение вертолета на режиме висения вокруг вертикальной оси, проходящей через центр масс вертолета с угловой скоростью юу = 0°/с, 30°/с, 60°/с при фиксированных величинах шага рулевого винта фр.
На рис. 3 - 5 приведены результаты расчетов изменения углов атаки в сечении лопасти рулевого винта вертолета Ми-8МТВ на относительном радиусе гр = гр /Яр = 0,75 в зависимости от
азимутального положения лопасти у.
фр =21 град
а,град 30
360
град
0_360
V, град
а, град
V, град
Рис. 3
Рис. 4
Рис. 5
Видно, что при вращении с угловой скоростью юу на определенной части диска винта углы атаки в сечении лопасти увеличиваются, а на противоположной уменьшаются. Причем изменение тем больше, чем выше угловая скорость и угол установки шага рулевого винта.
В том случае, когда углы атаки сечений далеки от срывных, а угловая скорость юу мала, сила тяги рулевого винта практически не меняется, поскольку уменьшение подъемной силы на одной части диска винта компенсируется увеличением подъемной силы на противоположной части диска винта. Картина существенно меняется при наличии большой угловой скорости юу или когда углы атаки сечений близки к срывным. В этом случае уменьшение подъемной силы на одной части диска винта не компенсируется увеличением подъемной силы на противоположной части диска винта из-за появления срыва потока (рис. 6).
Плоскость
W
вращения рулевого винта
V = W + юуг
У
Фр/
a2 ai/
Ул = 90"
Vi (Юу = 0)
Cv
плоскость вращения
Vi(Wy^ 0)
Ось вращения рулевого винта
Ул = 270"
Vi(wy ф 0)
Су
плоскость вращения
граница
срыва
/
/ Фр =
/ const
ai а2
граница срыва
Фр = const
аз ai
Vi (юу = 0)
Рис. 6
В результате имеет место снижение максимальной силы тяги винта.
На рис. 7 показано изменение относительного коэффициента силы тяги рулевого винта typ = cT / s (cT - коэффициент силы тяги рулевого
винта; s - коэффициент заполнения рулевого винта) в зависимости от величин угловой скорости вертолета юу и шага рулевого винта фр.
Анализ приведенных зависимостей показывает, что при величине шага рулевого винта фр = 21° увеличение угловой скорости юу от 0°/c до 30°/c приводит к малому снижению коэффициента typ (Atyp ~ 0,02), т.е. в этом случае рулевой винт находится вблизи границы срыва потока с лопастей. Но при дальнейшем увеличении юу темп его снижения возрастает (Atyp ~ 0,061), что свидетельствует о появлении срыва потока на лопастях и подтверждается данными рис. 3. При увеличении шага рулевого винта до фр = 23° без вращения (юу = 0°/с) величина коэффициента typ несколько возрастает, что свидетельствует о работе винта до границы срыва потока. При увеличении юу начинается уменьшение коэффициента typ с более быстрым темпом, чем при фр = 21° (Atyp ~ 0,114), что характеризует попадание лопастей рулевого винта в более глубокий срыв потока, о чем свидетельствует рис. 4.
При дальнейшем увеличении шага рулевого винта до фр = 25° без вращения (юу = 0°/с) величина коэффициента typ не возрастает, что характеризует попадание лопастей рулевого винта
tyр
0.30 0.25 0.20 0.15 0.10
фр = 21 град
■ фр =23
град фр=25 г рад ^
W у, град/с -1-
15
30
45
60
Рис. 7
a
a
V = W - юуг
за границу срыва потока. Увеличение юу приводит к тому, что коэффициент 1;ур начинает уменьшаться с еще более быстрым темпом, чем при фр = 23° (Л1;ур ~ 0,136), что характеризует попадание лопастей рулевого винта в еще более глубокий срыв потока, что видно из рис. 5.
Неблагоприятное сочетание определенной величины и направления скорости ветра и превышение некоторой величины угловой скорости вращения вертолета вокруг вертикальной оси при отсутствии запаса по силе тяги и шагу рулевого винта приводит к образованию срыва потока на лопастях рулевого винта, который не позволяет остановить вращение вертолета за счет увеличения шага рулевого винта до упора. В этом случае реактивный момент несущего винта будет способствовать увеличению угловой скорости юу до некоторого значения, при котором наступит равновесие моментов Му на вертолете.
Развитие срыва потока с лопастей рулевого винта при вращении вертолета с высокими угловыми скоростями юу является наиболее существенным фактором, снижающим его максимальную тягу и препятствующим выходу из режима неуправляемого вращения. Поэтому для предотвращения попадания на режим неуправляемого вращения необходимо строго выдерживать ограничения по угловым скоростям вращения вертолета, энергично парируя педалями (вплоть до упоров) намечающуюся тенденцию к самопроизвольному вращению.
Для вывода вертолета из уже развившегося самопроизвольного вращения установка педалей на упор недостаточна (а в некоторых случаях - нецелесообразна): необходимо уменьшить реактивный момент от несущего винта или изменить условия работы рулевого винта. Как правильно рекомендуют высококвалифицированные и опытные летчики [4, 5], в зависимости от высоты полета этого можно добиться либо уменьшением общего шага несущего винта, либо переводом вертолета в разгон с левым отворотом.
В случае уменьшения общего шага несущего винта реактивный момент уменьшится и это приведет к уменьшению угловой скорости вертолета юу. При этом сила тяги рулевого винта увеличится, но вертолет будет снижаться.
Во втором случае, появление поступательной скорости приведет к изменению режима работы несущего и рулевого винтов, что позволит восстановить путевое управление вертолетом.
3. Предложения по повышению безопасности полета вертолета
Как было сказано выше, причиной, способствующей появлению "самопроизвольного" левого вращения, является недостаточная величина максимального коэффициента силы тяги рулевого винта. Для решения этой проблемы ЦАГИ совместно ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля" в период 2000 - 2008 гг. был проведен большой комплекс работ по созданию нового рулевого винта для наиболее массового семейства отечественных вертолетов Ми-8/17. Разработаны и изготовлены из композиционных материалов натурные лопасти с улучшенной аэродинамической компоновкой (рис. 8). Благодаря одинаковым стыковым гребенкам и геометрическим размерам серийных и новых лопастей они могут быть установлены на вертолет без изменения конструкции и дополнительных регулировок.
Проведен цикл испытаний прототипов усовершенствованного рулевого винта на стенде и в аэродинамических трубах, а также выполнены необходимые испытания на флаттер, ресурс и статическую прочность.
В
Рис. 8
Фотография испытаний первого варианта экспериментального рулевого винта на стенде ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля" представлена на рис. 9.
Результаты сравнения серийного и усовершенствованного рулевых винтов при работе на режиме висения на стенде ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля" представлены на рис. 10.
0.75
0.7
0.65
0.6
0.55
0.5
П0
г 1 »В ЦАГИ * —*
^ С ерийный РВ
■ tyр
0.08
0.12
0.16
0.2
0.24
Рис. 9
Рис. 10
Рулевой винт усовершенствованной компоновки по сравнению с серийным винтом имеет повышенный коэффициент полезного действия, особенно при максимальных значениях тяг: разница в значениях достигает величины 0,12.
Фотография испытаний экспериментального рулевого винта в АДТ-101 представлена на рис. 11.
Результаты сравнения тяговых характеристик серийного и усовершенствованного рулевых винтов при работе в АДТ-101 представлены на рис. 12 (в зависимости от тяги винтов средние
значения скорости потока в рабочей части АДТ-101 составляли 2 м/с - 6 м/с).
^р
0.25
0.2 0.15 0.1 0.05 0
> о / ^^
РВ ;аги
Серий ный
Р1 $
/
Г фр , град -1-1
10
15
20
25
0
5
Рис. 11 Рис. 12
Видно, что у рулевого винта усовершенствованной компоновки по сравнению с серийным винтом существенно (на ~ 15 %) повысились несущие свойства и снизились потребные значения шага лопастей при максимальных значениях тяг рулевого винта.
Таким образом, полученные экспериментальные данные показывают, что для рулевого винта усовершенствованной компоновки требуется пониженная для полета вертолета мощность и,
кроме того, при заданной величине крутящего момента рулевого винта получаем больший запас путевого управления.
Поэтому применение рулевых винтов с лопастями нового типа на вертолетах типа Ми-8/17 позволит существенно снизить вероятность попадания в режим "самопроизвольного" левого вращения и облегчить выход из этого режима.
ЛИТЕРАТУРА
1. Браверман А.С., Вайнтруб А.П. Динамика вертолета. Предельные режимы полета. - М.: Машиностроение, 1988.
2. Анимица В.А., Головкин В.А., Крайнов М.В., Новак В.Н., Тарасов Н.Н., Щеглова В.М. Расчетно-экспериментальные исследования влияния полей индуктивных скоростей за несущим винтом на аэродинамические характеристики рулевого винта на малых скоростях полета вертолета при боковом ветре // Труды шестого форума Российского вертолетного общества. - М., 2004. - С. 149 - 164.
3. Леонтьев В.А. Метод решения уравнений движения упругих лопастей вертолетных винтов в общем случае движения: уч. записки ЦАГИ. - 2010. - Т. XLI. - № 5.
4. Беличенко И.А. Самопроизвольный разворот // Вертолет. - 2000. - № 1. - С. 24 - 25.
5. Семенович А.Н. Авиационные происшествия и серьезные инциденты, происшедшие на взлете и посадке, связанные с попаданием вертолета в режим неуправляемого левого вращения // Труды общества расследователей авиационных происшествий. - 2000. - Вып.12.
ABOUT "SPONTANEOUS" ROTATION OF SINGL ROTOR HELICOPTERS
Animitsa V.A., Leontiev V.A.
Special features of tail rotor operation in the regime of left "spontaneous" rotation are considered. The analysis of the impact of single rotor helicopter rotation on the value of tail rotor thrust is made. It is shown that the use of the tail rotor blades of improved configuration will make it possible to reduce significantly the probability of entering the regime of left "spontaneous" rotation and to facilitate the recovery from it.
Key words: left rotation of helicopter, tail rotor.
Сведения об авторах
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.
