CC BY
104
Ovil Aviation High Technologies
Vol. 21, No. 01, 2018
УДК 629.735.01
Б01: 10.26467/2079-0619-2018-21-1-114-123
ВЛИЯНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ВАРИАНТОВ ЛОПАСТЕЙ НЕСУЩЕГО ВИНТА НА Х-ОБРАЗНЫЙ РУЛЕВОЙ ВИНТ ВЕРТОЛЕТА МИ-171ЛЛ
В.А. ИВЧИН1, В.А. НИКИФОРОВ1, К.Ю. САМСОНОВ2
1 АО «Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля», п. Томилино, Московская обл., Россия 2Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет),
г. Москва, Россия
В настоящей работе описывается влияние различных лопастей несущего винта на Х-образный рулевой винт вертолета Ми-171 ЛЛ, замеченное при проведении летных испытаний. Испытания проводились на одном и том же вертолете в близких атмосферных условиях.
Задачей испытаний ставилось сравнение летно-технических характеристик двух комплектов лопастей несущего винта вертолета Ми-171 ЛЛ. Однако при обработке материалов испытаний было выявлено отличие в углах установки рулевого винта при различных несущих винтах с одинаковыми взлетными массами.
Отмечено, что взлетная масса вертолета при висении вне влияния земли в условиях международной стандартной атмосферы с лопастями из композиционных материалов превышает взлетную массу вертолета с серийными лопастями на номинальном режиме работы двигателей на ~ 750 кг, на взлетном - на ~ 700 кг.
Полученная в работе зависимость позволяет, зная высотно-климатические характеристики двигателя, определить балансировочное значение фрв на режиме висения при различных сочетаниях барометрической высоты и температуры наружного воздуха для заданных оборотов несущего винта.
Из материалов работы следует, что при одном и том же значении Мпр (95/пнвпр)3 или Мфакт балансировочные значения фрв для вертолета с лопастями несущего винта из композиционных материалов меньше, чем для вертолета с серийными лопастями несущего винта на 0,5...0,9°. При этом разница в углах установки рулевого винта увеличивается с увеличением величины Мепр (95/пнвпр)3 (Мфакт). Возможно, это вызвано различным влиянием индукции от несущего винта на рулевой винт для лопастей несущего винта из композиционных материалов и серийных.
Как следует из материалов, тяга несущего винта с лопастями несущего винта из композиционных материалов при одинаковой мощности двигателей больше, по сравнению с серийным, следовательно, больше индуктивные скорости от несущего винта. При этом углы установки рулевого винта меньше. Можно предположить, что большая индуктивная скорость от несущего винта увеличивает тягу Х-образного рулевого винта.
Ключевые слова: рулевой винт, несущий винт, индуктивная скорость.
ВВЕДЕНИЕ
В настоящей работе описывается влияние различных лопастей несущего винта (НВ) на Х-образный рулевой винт вертолета Ми-171 ЛЛ, замеченное при проведении летных испытаний (рис. 1). Испытания проводились на одном и том же вертолете в близких атмосферных условиях [1].
Задачей испытаний ставилось сравнение летно-технических характеристик двух комплектов лопастей несущего винта (ЛНВ) вертолета Ми-171 ЛЛ. Однако при обработке материалов испытаний было выявлено различие в углах установки рулевого винта (РВ) при различных НВ с одинаковыми взлетными массами.
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
Испытания проводились на вертолете Ми-171 ЛЛ № 14987 - летающей лаборатории по теме Ми-171 А2. В отличие от базового вертолета Ми-8/17 на нем установлены следующие агрегаты взамен штатных (см. также табл. 1 и 2): лопасти НВ из полимерных композиционных материалов (ПКМ) с переходником (аналогичные лопастям вертолета Ми-38); усиленный автомат перекоса, Х-образный РВ (рис. 2) [2-4] (аналогичный применяемым на вертолетах
Vol. 21, No. 01, 2018
Ovil Aviation High Technologies
Ми-35, Ми-38); хвостовой редуктор с удлиненным штоком для установки Х-образного РВ и доработанная система путевого управления с увеличенным углом установки РВ до 24°.
Рис. 1. Ми-171 ЛЛ в полете на режиме висения Рис. 2. Установка Х-образного РВ на Ми-171 ЛЛ
Fig. 1. Mi-171LL in flight hovering Fig. 2. Unit of X-shaped tail rotor on Mi-171LL
Х-образный рулевой винт был спроектирован для вертолетов Ми-35 и прошел большой объем экспериментальных и летных испытаний [6-8].
Таблица 1 Table 1
Параметры несущих винтов The parameters of the main rotor
ЛНВ 17115 из ПКМ ЛНВ 8АТ (серийные)
Диаметр 21,3 м 21,294 м
Число лопастей 5 5
Хорда лопасти 0,540 м (с закрылком) 0,520 м
Коэффициент 0,0777 0,0777
заполнения
Форма лопасти в плане прямоугольная со стреловидной законцовкой от г = 0,93 прямоугольная
Стреловидность законцовки 30° по передней кромке 15° по задней кромке -
Профили лопасти Г = 0,19. ..0,38 КЛСЛ-230-10М г = 0,45.0,835 СВМ г = 0,91.1,0 КСМ NACA-230-ЮМ
Геометрическая крутка лопасти 7,5° 5,05°
Коэффициент компенсатора 0,465 0,5
взмаха
Таблица 2 Table 2
Параметры рулевого винта The parameters of the tail rotor
Тип Тянущий, Х-образный
Диаметр 3,85 м
Направление вращения По часовой стрелке, при виде на вертолет со стороны рулевого винта
Число лопастей 4
Научный Вестник МГТУ ГА Том 21, № 01, 2018
Civil Aviation High Technologies Vol. 21, No. 01, 2018 Продолжение таблицы 2
Угол установки лопастей Минимальный -8° Максимальный +24° (одинаковый для лопастей верхнего и нижнего модулей)
Хорда лопасти 0,240 м
Коэфф. заполнения 0,159
Форма лопасти в плане прямоу гольная
Удлинение 8,125
Относительное расстояние между верхним и нижним модулями 0,1
Угол «ножниц» (угол между модулями) 42° (лопасть нижнего по тяге модуля находится впереди)
МЕТОДИКА ИСПЫТАНИЙ
17.10.2012 и 18.10.2012 выполнены полеты на определение тяговых характеристик вертолета Ми-171 ЛЛ № 14987 в соответствии с Программой № 34-2012 [5].
Тяговые характеристики вертолета определялись методом измерения потребной мощности на режиме висения на высотах И = {3, 5, 7, 10, 15, 20, 25, 30, 35} м при оборотах несущего винта пнв = {95, 97, 93} % и четырех исходных значениях взлетных масс вертолета {11100, 13000, 13500, 14000} кг для лопастей НВ из ПКМ и {11130, 13000, 13500, 14000} кг для серийных лопастей, противообледенительная система двигателей выключена.
Заданные обороты НВ пнв = 93 % для вертолета с лопастями из ПКМ и Мвзл = 13500 кг и 14000 кг не могли быть реализованы, так как потребная мощность для лопастей из ПКМ значительно меньше потребной мощности для серийных лопастей, а система регулирования двигателя (шаг - газ) настроена под серийные лопасти НВ. Поэтому, даже при крайней левой коррекции, обороты НВ получались не меньше 94,7 %, а с увеличением шага НВ и мощности, соответственно, увеличивались.
Отклонения агрегатов управления измерялись с помощью датчиков и записывались на систему бортовых измерений. После полетов данные получались обработкой записей по специальной программе, разработанной авторами [9, 10].
РЕЗУЛЬТАТЫ ИСПЫТАНИЙ
В материалах Отчета № 34-2012/5-2013 [1] приведены даты, атмосферные условия при проведении испытаний, физические и приведенные значения взлетных масс, потребной мощности и оборотов несущего винта, а также балансировочные значения общего шага НВ по указателю шага винта (УШВ) и шага рулевого винта по выходу штока хвостового редуктора на каждой высоте висения для вертолета с ЛНВ из ПКМ и серийными соответственно.
Фактические значения мощности двигателей определялись по давлению за компрессором с использованием стендовых характеристик двигателей (рис. 3), по формулам
y = 32,4218365x2 + 5,6606264x - 283,7398845 ф Левый двигатель
Рис. 3. Зависимость приведенной мощности двигателя от степени сжатия за компрессором Fig. 3. The dependence of the given engine power on the compression degree of the compressor
Vol. 21, No. 01, 2018
Ovil Aviation High Technologies
N = Nv-f •
где N - приведенная мощность двигателя, определяемая полиномом Кпр = апк + Ьпк + с
рК ■ 735,6 1
в л. с.; пк - степень сжатия за компрессором: пК = —--+1; а, Ь, с - коэффициенты аппрок-
РН
симирующих полиномов левого и правого двигателей; Рк - давление за компрессором, зарегистрированное системой бортовых измерений (СБИ) в кг/см2; Рн, Тн - атмосферное давление в мм рт. ст. и температура наружного воздуха в °К во время испытаний; Ро, То - атмосферное давление и температура наружного воздуха у земли по международной стандартной атмосфере (МСА), равные Ро = 760 мм рт. ст., То = 288 °К.
Приведенные значения полетных масс и оборотов несущего винта определялись по формулам
Мпр = Мф
и n = n ф
нвпр нвф
12500
12000
ПКМ взлет ПКМ номинал Серия взлёт Серия номинал
где Мф - полетная масса вертолета с учетом выгорания топлива на каждой площадке. Количество выгоревшего топлива определялось по удвоенному показанию расходомера, установленного перед топливным насосом левого двигателя.
Значения фош для лопастей из ПКМ и серийных приведены по УШВ.
Для получения значения фош на г = 0,7 для лопастей из ПКМ и серийных необходимо значения фош по УШВ увеличить на 1,87°.
Тяговые характеристики вертолетов с ЛНВ из ПКМ и серийными сравнивались по зависимостям Мпр = ДН) на рис. 4, где среднее значение оборотов НВ близко к эксплуатационному пнв = 95-96 %.
Отсюда следует, что взлетная масса вертолета при висении вне влияния земли в МСА с лопастями из ПКМ превышает взлетную массу вертолета с серийными лопастями на номинальном режиме работы двигателей на ~ 750 кг, на взлетном - на
- 700 кг.
Однако следует учитывать, что Мвзл вертолета с серийными лопастями получена при фактическом использовании взлетного режима, а Мвзл с ЛНВ из ПКМ получена экстраполяцией с мощности Кдв = 3700-3800 л. с.
На рис. 5 представлены зависимости угла установки рулевого винта от
М,кг
16500
16000
15500
15000
14500
14000
13500
13000
5 10 15 20
25
Н,м
Рис. 4. Зависимость приведенной массы вертолета с ЛНВ из ПКМ и серийными от высоты висения при среднем значении приведенных оборотов несущего винта пнв = 96 % (95,1.. .96,7)
Fig. 4. The dependence of the given helicopter mass with main rotor blades made of polymer composite materials and production configuration on the height of hovering with the average value of given rotations of the main rotor nm = 96 % (95.1.96.7)
0
Civil Aviation High Technologies
Vol. 21, No. 01, 2018
Кепр (95/пнвпр)3 для вертолета с ЛНВ из ПКМ и серийными, полученные для обследованного диапазона Мвзл, И и пнв по материалам испытаний:
фрв = ? [Кпр (Пнво/Пнвпр)3],
где №р - приведенная мощность двигателей; пнво - нормирующее значение числа оборотов НВ, в данном случае 95 %; пнвпр - значение приведенного числа оборотов НВ.
ф|>в ♦ ЛНВ серия
Рис. 5. Зависимость Фрв от N^ (95/пнвпр)3 для вертолета с ЛНВ из ПКМ и серийными в обследованном диапазоне Мвзл, h и пнв Fig. 5. The dependence of the angle of the tail rotor on the power for a helicopter with main rotor blades made of polymer composite materials and production configuration in the examined range of takeoff weight, flight altitude and frequency of main rotor rotation
Эта зависимость позволяет, зная высотно-климатические характеристики двигателя, определить балансировочное значение фрв на режиме висения при различных сочетаниях барометрической высоты и температуры наружного воздуха для заданных оборотов НВ.
На рис. 6 представлены зависимости угла установки рулевого винта от фактической мощности двигателей Кфакт для вертолета с ЛНВ из ПКМ и серийными в обследованном диапазоне Мвзл, h и пнв. На рис. 7 та же зависимость только для оборотов несущего винта пнв = 95 %.
Vol. 21, No. 01, 2018
Ovil Aviation High Technologies
Фрв, градус
15
13 12,5 12
10,5 10
♦ ♦
Л i *y
« • Y
7 tfafj » ►
/♦VÄj
♦ jIbi H
41
■ ЛНВ 17115 ПКМ ♦ ЛНВ 8АТ
■
NcCaKT, л.с.
Фрв, градус
15
13 12,5 12
10,5 10
♦ ♦
/
Т
/
я/
ft*
4»* Г4*
♦ / У«
« Л.p«
•А"
» г"и
■ ЛНВ 17115 ПКМ ♦ ЛНВ 8АТ
NcCaKT, л.с.
14,5
14,5
14
14
3,5
13,5
1,5
11,5
11
11
9,5
7
7
6.5
2500
Рис. 6. Зависимость Фрв от фактической мощности двигателей для вертолета с ЛНВ из ПКМ и серийными в обследованном диапазоне Мвзл, h и пнв Fig. 6. The dependence of the angle of the tail rotor on the actual engine power for a helicopter with main rotor blades made of polymer composite materials and production configuration in the examined range of takeoff weight, flight altitude and frequency of main rotor rotation
Рис. 7. Зависимость Фрв от фактической мощности двигателей для вертолета с ЛНВ из ПКМ и серийными в обследованном диапазоне Мвзл, h. Для пнв = 95 % Fig. 7. The dependence of the angle of the tail rotor on the actual engine power for a helicopter with main rotor blades made of polymercomposite materials and production configuration in the examined range of takeoff weight, flight altitude. Frequency of main rotor rotation пнв = 95 %
Из рис. 5-7 следует, что при одном и том же значении Кпр (95/пнвпр)3 или ^акт балансировочные значения фрв для вертолета с ЛНВ из ПКМ меньше, чем для вертолета с серийными ЛНВ на 0,5^0,9°. При этом разница в углах установки рулевого винта увеличивается с увеличением величины Кепр (95/пнвпр)3. Возможно, это вызвано различным влиянием индукции от несущего винта на рулевой винт для ЛНВ из ПКМ и серийных.
На рис. 8 представлена зависимость угла установки Х-образного рулевого винта от угла установки общего шага несущего винта для ЛНВ из ПКМ и серийных.
Как следует из рис. 4, тяга несущего винта с ЛНВ из ПКМ при одинаковой мощности двигателей больше, по сравнению с серийным, следовательно, больше индуктивные скорости от НВ. При этом углы установки рулевого винта меньше (см. рис. 5-8). Можно предположить, что большая индуктивная скорость от несущего винта увеличивает тягу Х-образного рулевого винта.
Ovil Aviation High Technologies
Vol. 21, No. 01, 2018
Рис. 8. Зависимость угла установки рулевого винта от угла установки общего шага несущего винта с ЛНВ из ПКМ и серийными Fig. 8. The dependence of the angle of the tail rotor on the installation angle of the collective pitch of the main rotor with rotor blades made of polymer composite materials and production configuration
ВЫВОДЫ
1. При одном и том же значении N„p (95/пнвпр)3 балансировочные значения фрв для вертолета с ЛНВ из ПКМ меньше, чем для вертолета с серийными ЛНВ на 0,5-0,9°. При этом разница в углах установки рулевого винта увеличивается с увеличением величины ^пр (95/йнвпр)3.
2. Тяга несущего винта с ЛНВ из ПКМ при одинаковой мощности двигателей больше, по сравнению с серийным, следовательно, больше индуктивные скорости от несущего винта.
3. Можно предположить, что большая индуктивная скорость от несущего винта увеличивает тягу Х-образного рулевого винта.
Авторы выражают благодарность И.Г. Пискову, С.Р. Замуле и А.И. Орлову за помощь в проведении данной работы и подготовке статьи.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Отчет № 34-2012/5-2013 по результатам предварительных наземных и летных испытаний вертолета - летающей лаборатории Ми-171 № 14987 с модифицированными агрегатами несущей системы и Х-образным рулевым винтом: Технический отчет. Москва: АО «МВЗ им. М.Л. Миля», 2013. 1203 с.
2. Ivchin V.A., Samsonov K.Yu. Experimental investigation of scissors-type tail rotor model aimed at perfection of its aerodynamic performance // 33rd European Rotorcraft Forum 2007. Proceedings. Kazan, 2007. pp. 2646-2678 [Электронный ресурс]. URL: http://www.proceedings.com/ 08121.html (дата обращения 27.12.2017).
3. Ивчин В.А., Самсонов К.Ю. Экспериментальные исследования модели Х-образного рулевого винта с целью улучшения его аэродинамических характеристик // Научный Вестник МГТУ ГА. 2010. № 151 (1). С. 71-78.
4. Ивчин В.А., Самсонов К.Ю. Экспериментальные исследования модели Х-образного рулевого винта с целью улучшения его аэродинамических характеристик // Вертолеты: Труды ОКБ МВЗ им. М.Л. Миля / кол. авторов под. ред. А.Г. Самусенко. М.: Машиностроение: Машиностроение - Полет, 2010. С. 262-279.
Vol. 21, No. 01, 2018
Oivil Aviation High Technologies
5. Ивчин В.А., Самсонов К.Ю. Результаты первого этапа летных испытаний вер-толеталетающей лаборатории Ми-171А2 // Научный Вестник МГТУ ГА. 2014. № 200 (2). С. 63-69.
6. Рипа А.В. Результаты предварительных экспериментальных испытаний по исследованию взаимовлияния Х-образного рулевого винта с килем // Молодежь и будущее авиации и космонавтики: аннотации работ Всероссийского межотраслевого научно-технического форума. 2012. МАИ. С. 45-46 [Электронный ресурс]. URL: https://mai.ru/conf/mforum/files/ Sbornik_2012.pdf (дата обращения 27.12.2017).
7. Сравнительные расчетные исследования трехлопастного и Х-образного рулевых винтов на режимах «вихревого кольца» / В.А. Ивчин, Ю.М. Игнаткин, П.В. Макеев, А.И. Шомов // Научный Вестник МГТУ ГА. 2016. № 223. С. 58-67.
8. Ивчин В.А., Черток О.Л. Новая математическая модель динамики вертолета для тренажеров и пилотажных стендов // Вертолеты: Труды опытно-конструкторского бюро Московского вертолетного завода имени М.Л. Миля. М.: Машиностроение: Машиностроение - Полет, 2010. С. 280-297.
9. Ивчин В.А., Самсонов К.Ю. Методика определения углов наклона тарелки автомата перекоса в продольном, поперечном направлении, а также угла общего шага несущего винта для вертолета Ми-38 // Труды девятого форума Российского Вертолетного общества, Москва, 2010 [Электронный ресурс]. URL: http://rhs.mai.ru/Str_4_09.htm (дата обращения 27.12.2017).
10. Применение систем бортовых измерений (СБИ) для испытания комплексов бортового оборудования и систем вертолетов на ОАО «МВЗ им. М.Л. Миля» / А.С. Гуревич, В.А. Ивчин, И.Г. Писков, К.Ю. Самсонов // Тезисы докладов XI международной конференции «Авиация и космонавтика - 2012». М.: МАИ, 2012. С. 50-51.
СВЕДЕНИЯ ОБ АВТОРАХ
Ивчин Валерий Андреевич, кандидат технических наук, начальник отдела аэродинамики и динамики вертолетов АО «МВЗ им. М.Л. Миля», [email protected].
Никифоров Владимир Алексеевич, ведущий конструктор АО «МВЗ им. М. Л. Миля», [email protected].
Самсонов Константин Юрьевич, аспирант Московского авиационного института (национального исследовательского университета), [email protected].
THE EFFECT OF DIFFERENT OPTIONS OF BLADES MAIN ROTOR ON THE X-SHAPED TAIL ROTOR OF THE MI-171 LL
11 2 Valery A. Ivchin , Vladimir A. Nikiforov , Konstantin Yu. Samsonov
JSC "MilMoscow Helicopter Plant", Tomilino, Moscow region, Russia
2Moscow Aviation Institute, Moscow, Russia
ABSTRACT
This paper describes the effect of different rotor blades on the X-shaped tail rotor of the Mi-171 LL, observed conducting flight tests. The tests were carried out on the same helicopter in the similar atmospheric conditions.
The objective of the tests was the comparison of flight performance of two sets of rotor blades of the helicopter Mi-171 LL. However, materials test revealed a difference in the angles of the tail rotor at different MRs with the same takeoff weight.
The authors are grateful to I.G. Peskov, S.R. Zamula and A.I. Orlov for assistance in carrying out this work and the preparation of this article.
Civil Aviation High Technologies
Vol. 21, No. 01, 2018
Noted that the helicopter takeoff weight when hovering out of ground effect in ISA with blades from polymer composite materials (PCM) exceeds the takeoff weight of the helicopter with the serial blades in the nominal mode of the engine operation at ~ 750kg, in the takeoff mode at ~ 700kg.
Knowing the altitude and climatic characteristics of the engine, the obtained dependence allows to determine the balancing value of 9рв on hovering at different combinations of pressure altitude and outside air temperature for a given speed of the main rotor (MR).
It follows from the work that when the same value N^^/n^^)3 or Nfact the balancing values of 9рв for the helicopter with the main rotor blades from the PCM is less than for the helicopters with serial blades by 0.5.0.9°. The difference in the angles of the tail rotor increases with growing of N^^/n^^)3 (Nfact). Perhaps this is caused by different induction effect of the main rotor on the tail rotor to the MR from pCm and the serial ones.
As follows from the materials, the thrust of the main rotor with blades from PCM with the same engine power is more in comparison with the serial blades. Consequently inductive speeds of the main rotor are more and the angles of the tail rotor are less. It can be assumed that a large induced velocity of the main rotor increases the thrust of X-shaped tail rotor.
Key words: main rotor, tail rotor, inductive speed.
REFERENCES
1. Otchet №34-2012/5-2013 po rezultatam predvaritel'nyh nazemnyh i I'otnyh ispytaniy ver-tol'ota - letayushey laboratorii Mi-171 №14987 s modifitsirovannymi agregatami nesushey sistemy X-obraznym rulevym vintom: tehnicheskiy otch'ot [Report No. 34-2012/5-2013 on the results of preliminary helicopter ground and flight tests - a flying Mi-171 test-bed №14987 with modified units of load-carrying construction and X-shaped tail rotor: Technical report]. Moscow, Mil Moscow Helicopter Plant, 2013, 1203 p. (in Russian)
2. Ivchin V.A., Samsonov K.Y. Experimental investigation of scissors-type tail rotor model aimed at perfection of its aerodynamic performance. 33rd European Rotorcraft Forum 2007. Proceedings, Kazan, 2007, pp. 2646-2678. Available at: http://www.proceedings.com/08121.html (accessed 27.12.2017).
3. Ivchin V.A., Samsonov K.Yu. Experementalniye issledovaniya modeleli X-obraznogo rule-vogo vinta s tsel'yu uluchsheniya ego aerodinamicheskih harakteristik [Experimental investigations of X-shaped tail rotor model aimed at improving aerodynamic characteristic thereof]. Nauchny Vestnik MGTUGA [Scientific Bulletin of MSTUCA], 2010, No. 151 (1), pp. 71-78. (in Russian)
4. Ivchin V.A., Samsonov K.Yu. Eksperementalniye issledovaniya modeli X-obraznogo rule-vogo vinta s tselyu uluchsheniya ego aerodinamicheskih harakteristic [Experimental research of X-shaped tail rotor model with the purpose of improving its aerodynamic characteristics]. Vertolyoty: Trudy OKB MVZ im. M.L. Milya [Helicopters: Proceedings of the Development Design Office Mil Moscow Helicopter Plant]. Ed. by Samusenko A.G. M., Mechanical Engineering-Flight publ., 2010, pp. 262-279. (in Russian)
5. Ivchin V.A., Samsonov K.Yu. Rezultaty pervogo etapa l'otnyh ispytaniy vertol'ota- letayushey laboratorii MI-171A2 [Results of the first MI-171 A2 flying laboratory test phase]. Nauchny Vestnik MGTU GA [Scientific Bulletin of MSTUCA], 2014, No. 200 (2), pp. 63-69. (in Russian)
6. Ripa A.V. Rezul'taty predvaritel'nykh eksperimental'nykh ispytanii po issledovaniyu vzai-movliyaniya X-obraznogo rulevogo vinta s kilem [Results of preliminary experimental tests on the study of the mutual influence of the X-shaped steering propeller with keel]. Annotatsii rabot Vserossi-iskogo mezhotraslevogo nauchno-tekhnicheskogo foruma "Molodezh' i buduschee aviatsii i kos-monavtiki" [Annotations of the All-Russian interbranch scientific and technical forum "Young people and future of aviation and space exploration"]. M., MAI publ., 2012, pp. 45-46. Available at: https://mai.ru/conf/mforum/files/Sbornik_2012.pdf (accessed 27.12.2017). (in Russian)
7. Ivchin V.A., Ignatkin Yu.M., Makeev P.V., Shomov A.I. Sravnitekniye rascgetniye issledovaniya trehlopastnogo i X-obraznogo rulevogo vintov na rezhimah "vihrevogo kol'tsa" [Comparative study on calculation results of three-blade and X-shaped tail rotor at "vortex ring"]. Nauchny Vestnik MGTU GA [Scientific Bulletin of MSTUCA], 2016, No. 223, pp. 58-67. (in Russian)
Vol. 21, No. 01, 2018
Civil Aviation High Technologies
8. Ivchin V.A., Chertock O.L. Novaya matematicheskaya model' dinamiki vertol'ota dlya trenazhorov ipilotazhnih stendov [New mathematical model of helicopter dynamics for simulators and pilotage stands]. Vertol'oty. Trudy opytno-konstruktorskogo buro Moskovskogo vertol'otnogo zavoda imeni M.L. Milya [Helicopters. Proceedings of the Development Design Office Mil Helicopter Plant]. M., Mechanical Engineering. Flight publ., 2010, pp. 280-297. (in Russian).
9. Ivchin V.A., Samsonov K.Yu. Metodika opredeleniya uglov naklona tarelki avtomata perekosa v prodolnom, poperechnom napravlenii, a takzhe ugla obshego shaga nesushego vinta dlya vertolyota Mi-38 [Methodology of determining angles of swash plate tilt in longitudinal, lateral directions as well as an angle of a collective pitch of the main rotor for Mi-38 helicopter]. Trudy devyatogo foruma Rossiyskogo Vertolyotnogo obshestva [Proceedings of the 9th Forum of the Russian Helicopter Society]. Moscow, 2010. Available at: http://rhs.mai.ru/Str_4_09.htm (accessed 27.12.2017). (in Russian)
10. Gurevich A.S., Ivchin V.A., Piskov I.G., Samsonov K.Yu. Primechaniya sistem bortovuh izmereniy (SBI) dla ispytaniya kompleksov bortovogo oborudovaniya I sitem vertolotov na OAO "MVZ im. M.L. Milya" [Application of on-board measurements systems to test on-board equipment complexes and helicopter systems at Mil Helicopter Plant]. Tezisy dokladov XI mezhdunarodnoy konferentsii "Aviatsiya i kosmonavtika - 2012" [Theses of reports of the 11th International Conference "Aviation and Cosmonautics. 2012"]. M., MAI publ., 2012, pp. 50-51. (in Russian)
INFORMATION ABOUT THE AUTHORS
Valery A. Ivchin, Candidate of Technical Sciences, Head of the Department of Aerodynamics and Dynamics of Helicopters JSC «Mil Moscow Helicopter Plant», [email protected].
Vladimir A. Nikiforov, Lead Designer JSC «Mil Moscow Helicopter Plant», [email protected].
Konstantin Yu. Samsonov, Graduate Student Moscow Aviation Institute, [email protected].
Поступила в редакцию 10.09.2017 Received 10.09.2017
Принята в печать 28.12.2017 Accepted for publication 28.12.2017
