ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Улучшение устойчивости из "Теория вертолета " Характеристики управляемости вертолета могут быть улучшены применением автоматических систем управления. Для некоторых видов полетов, например для полета по приборам, автоматическая система улучшения устойчивости и управляемости необходима. Применение таких систем, естественно, усложняет конструкцию и увеличивает стоимость вертолета. Часто основным элементом автоматического управления вертолета является гироскоп. Поскольку сам несущий винт можно рассматривать как гироскоп, возможно использование управляющего гироскопа, который воспринимал бы те же инерционные силы, которые действуют и на несущий винт. Такая система управления может быть целиком механической, либо она может использовать гироскоп в качестве датчика, управляющие сигналы которого отрабатываются электрогидравлическими приводами. [c.776] Рассмотрим гироскоп, шарнирно закрепленный на валу несущего винта и вращающийся с угловой скоростью Qr в случае упомянутой выше механической системы она совпадает с угловой скоростью вращения винта Q. Невозмущенная плоскость гироскопа параллельна плоскости вращения несущего винта. [c.776] В этом случае плоскость гироскопа не меняет положения в пространстве и обеспечивается обратная связь по одним углам. Обратная связь по угловой скорости, получаемая при наличии демпфирования во вращающейся системе координат, наиболее предпочтительна (разд. 15.3.4.3). [c.778] Таким образом, гироскоп воспринимает интеграл от момента и реагирует на него угловой скоростью, пропорциональной приложенному моменту, с запаздыванием по азимуту на 90°. [c.779] Стабилизирующий стержень вертолетов фирмы Белл , применяемый на двухлопастных несущих виптах с общим ГШ, представляет собой двуплечий гироскоп, установленный на втулке под прямым углом к лопастям. Динамика винта и гироскопа описывается дифференциальными уравнениями с периодическими коэффициентами, но низкочастотные реакции аналогичны описанным ранее (см. разд. 12.1.5). Плечи гироскопа соединены с поводками лопастей, при этом производится механическое суммирование отклонений гироскопа и отклонений управления от автомата перекоса. Имеется механическое демпфирование во вращающейся системе координат между гироскопом и валом винта. Таким образом, стабилизирующий стержень, как было показано выше, создает запаздывающую обратную связь по угловым скоростям тангажа и крена вертолета. Соответствующая система механически проста. Однако в каналах тангажа и крена реализуется одна и та же обратная связь, что нельзя признать удовлетворительным, поскольку момент инерции по крену меньше, чем по тангажу. В работе [М.122] показано, что стабилизирующий стержень эквивалентен запаздывающей обратной связи по угловой скорости для низких частот. В работе [S.128] эта система рассматривалась и сравнивалась с другими, включая систему с обратной связью по моменту на втулке. [c.782] Для улучшения устойчивости вертолета может быть использована упругая деформация кручения лопасти под воздействием инерционных и аэродинамических шарнирных моментов при надлежащем смещении центра масс и центра давления сечения лопасти относительно центра жесткости. Смещение центра масс сечения вперед увеличивает демпфирование вертолета по тангажу. При вращении вертолета и несущего винта по тангажу с угловой скоростью 0в в сечении лопасти, перемещающемся со скоростью QR, действует кориолисова сила, направленная вниз на наступающей стороне и вверх — на отступающей. Эта сила, приложенная в центре масс лопасти, создает шарнирный момент. Реакция упругой на кручение лопасти при смещении центра масс вперед относительно центра жесткости соответствует изменению циклического шага с частотой оборотов, такому же, как и при отклонении продольного управления (0IS О при 0в 0), что означает увеличение продольного демпфирования. [c.783] Военный стандарт США MIL-H-8501A определяет характеристики управляемости в полете и на земле для военных вертолетов. Этот стандарт является хотя и несколько устаревшим, но все же наиболее полным собранием норм летных характеристик. В отношении статической устойчивости стандарт определяет минимальное и максимальное значения начального градиента усилий на ручке в продольном и поперечном направлениях и требует, чтобы он был всегда положителен. В продольном управлении градиенты усилия и отклонения ручки по скорости полета должны соответствовать устойчивости умеренная степень неустойчивости допускается только для ПВП в диапазоне малых скоростей полета, хотя вообще она нежелательна. При полете вперед требуются устойчивые градиенты отклонения поперечного управления и педалей по углу скольжения, путевая устойчивость и устойчивость по поперечной скорости. Для ППП путевое и поперечное управления должны иметь устойчивые градиенты по усилиям и по отклонениям. Оговорены также усилия на рычагах управления на переходных режимах, паразитные перекрестные связи по этим усилиям, запасы управления и другие факторы. Характеристики динамической устойчивости при полете вперед оговорены в стандарте MIL-H-8501A в терминах периода и демпфирования длиннопериодического движения. На рис. 15.15 суммированы требования для эксплуатации по ПВП и ППП. [c.785] Другими основными документами, содержаш,ими нормы летных характеристик вертолетов, являются нормы летной годности FAR для гражданских вертолетов и военный стандарт MIL-H-83300, содержаш ий требования ВВС США к ЛА вертикального взлета и посадки. [c.787] Дополнительное требование, имеющее целью обеспечить колебательный характер движения после воздействия возмущения, а не апериодический уход, гласило, что после импульсного отклонения продольного управления длительностью не менее 0,5 с нормальное ускорение не должно увеличиваться более чем на 0,25 в течение 10 с, а в течение первых 10 с последующего движения на пикирование после того, как перегрузка впервые достигла значения 1, нормальное ускорение не должно уменьшаться более чем на 0,25 , т. е. нормальная перегрузка должна оставаться в пределах между 1,25 и 0,75. [c.788] В работе [А.15] была исследована управляемость вертолета продольной схемы. Было установлено, что указанные выше требования применимы и в этом случае, хотя, вероятно, их следует ужесточить ввиду возможной неустойчивости по скорости. Работа [R.33] была посвящена исследованию влияния демпфирования вертолета по тангажу на характеристики продольной управляемости для увеличения демпфирования использовался стабилизирующий стержень, создававший запаздывающую обратную связь по угловой скорости. Путем сопоставления оценок летчика с условием о кривизне кривой нормального ускорения было установлено, что выводы работы [G.130] применимы и к изменению продольного демпфирования (первоначальные требования в основном касались влияния неустойчивости вертолета по углу атаки). Предельные характеристики управляемости соответствовали времени перегиба кривой нормального ускорения от 1,85 до 2,1 с после отклонения управления. [c.788] Работа [С. 109] была посвящена анализу летных испытаний вертолета в условиях ППП. Установлено, что требования к характеристикам управляемости для ПВП подходят и к полету по приборам при скорости полета выше экономической, хотя при этом приборам необходимо уделять постоянное и пристальное внимание. На малых скоростях полета и при выполнении маневров, требующих точного пилотирования, возникают трудности с поперечным и путевым управлением, что делает полет по приборам возможным в течение лишь очень короткого времени. В случае полета по приборам обязательно наличие трим-мерного устройства для снятия усилий с ручки управления, поскольку неприемлемы даже небольшие несбалансированные усилия. [c.789] Результаты летных исследований критериев продольной управляемости вертолета на режиме висения представлены в работах [S.55, S.56]. Установлено, что при висении или полете с малой скоростью в турбулентной атмосфере на управляемость вертолета сильно влияет устойчивость по скорости. Большая устойчивость по скорости нежелательна в основном из-за увеличения колебаний вертолета по тангажу при порывах ветра в условиях турбулентной атмосферы. Другим нежелательным эффектом является увеличение продольных отклонений ручки, необходимых для балансировки вертолета. Диапазон удовлетворительных значений эффективности управления, по данным этой работы, оказался достаточно широким (а не острым экстремумом, как следует из других работ), и желательные уровни демпфирования и эффективности управления несколько выше, чем по данным других исследователей. [c.789] В работах [С.71] и [М. 117] представлены результаты теоретического анализа и исследований на тренажерах требований к продольному демпфированию и эффективности управления вертолетом. Обнаружено также существенное влияние на управляемость вертолета устойчивости по скорости и уровня атмосферной турбулентности. Увеличение устойчивости по скорости требует повышения эффективности управления в основном для парирования возмущений, вызванных порывами ветра. [c.790] Влияние на продольную управляемость вертолета демпфирования, эффективности управления и устойчивости по скорости и углу атаки исследовано в работе [К.24]. Оказалось, что оптимальные значения этих параметров практически не зависят от изменений других параметров и от рассмотренных режимов полета. Был определен минимальный уровень демпфирования по тангажу, хотя с увеличением демпфирования управляемость продолжает улучшаться. Установлено, что вертолет должен быть нейтральным или слабо устойчивым по углу атаки. Определены минимальная эффективность управления и оптимальная устойчивость по скорости. [c.790] Основным критерием возникновения срыва на лопасти служат значения углов атаки или коэффициентов подъемной силы (рассматриваемые непосредственно либо представленные посредством эквивалентных параметров). Влияние срыва на винте заметно проявляется в тех случаях, когда на значительной части диска винта углы атаки сечений лопастей превысят критические углы для профилей. Расчет границ летных режимов винта на основании такого критерия является сложной задачей. Углы атаки изменяются по диску винта неравномерно, и их трудно рассчитать с удовлетворительной точностью, особенно для экстремальных режимов полета. Кроме того, на вращающейся лопасти срыв представляет собой более сложное аэродинамическое явление, чем на профиле крыла. Поэтому используемые для него критерии имеют эмпирическую основу. Срыв может диагностироваться на основе значений обобщенных характеристик работы винта, например параметров Ст/а и i. Если срыв охватывает лишь ограниченную часть диска винта, то предпочтительны более частные критерии. Установлен ряд таких критериев, в которых используется значение угла атаки сечения лопасти в некоторых критических точках диска винта. Однако лучше производить детальный расчет аэродинамических нагрузок лопастей при заданных условиях полета, используя описанную в гл. 14 схему определения сил при срыв-ном обтекании сечений. Но даже столь полный анализ, учитывающий упругие свойства лопастей, пока не дает адекватного представления о срыве, поскольку наши знания в этой области аэродинамики лопасти еше недостаточно полны. [c.796] При полете вперед максимальные углы атаки имеют место на отступаюш,ей лопасти и величины их растут с увеличением скорости полета. Дело в том, что при большой силе тяги изменение углов атаки концевых сечений под действием возросших индуктивных скоростей оказывается небольшим (как и на режиме висения). Поэтому срыв возникает прежде всего на конце отступаюш,ей лопасти. Это дает основание использовать величину 1,270 угла атаки при r/R = 1 и -ф = 270° в качестве критерия срыва. [c.797] Другим важным фактором, влияющим на работу винта в условиях срыва, является аэроупругая реакция лопастей при больших нагрузках, выражающаяся в характере вибраций вертолета и нагрузок в цепи управления. Движение лопастей в свою очередь приводит к изменению углов атаки, а следовательно, и аэродинамических сил. В частности, большие пикирующие моменты профиля при срыве вызы-вают сильное закручивание лопасти, что непосредственно изменяет углы атаки сечений. Поскольку жесткость цепи управления лопастью обычно невелика, крутильные колебания лопасти в основном состоят из ее поворота как твердого тела за счет упругих деформаций цепи управления. Таким образом, расчет характеристик несущего винта в условиях срыва не может ограничиваться рассмотрением лишь аэродинамических сил, а требует полного анализа, включающего аэроупругие колебания лопастей. При этом углы атаки сечений должны определяться для неоднородного поля скоростей, индуцируемых вихревым следом винта с учетом упругого кручения лопасти. Игнорирование неравномерности скорости протекания и упругого кручения лопасти ведет к большим погрешностям при расчете характеристик винта в условиях срыва. [c.798] При анализе работы упругой лопасти аэродинамические нагрузки в сечениях обычно определяют по данным статических испытаний профиля в аэродинамической трубе, представленным в табличной форме. Однако обтекание лопасти в реальных условиях является пространственным и нестационарным. Это, в частности, оказывает влияние на срыв в сечении лопасти, который протекает по-разному в зависимости от состояния обтекания остальных сечений. Указанные особенности должны учитываться при разработке надежного метода расчета аэро-упругой реакции лопасти. Одна из важных и требующих учета особенностей пространственного обтекания лопасти — наличие радиальной составляющей скорости, приводящей к обтеканию сечений под некоторым углом скольжения (см. разд. 5.12). Обтекание со скольжением отодвигает наступление срыва (затягивает срыв) и существенно влияет на структуру отрывного течения. [c.798] Экспериментальные исследования динамического срыва обычно проводятся как н.а винтах, так и на крыльях в плоскопараллельном потоке. В последнем случае применяются установки, позволяющие производить периодические изменения угла атаки крыла, установленного в аэродинамической трубе. Среднее значение и амплитуда изменения угла атаки, а также частота колебаний выбираются таким образом, чтобы они соответствовали условиям работы сечения лопасти винта. При этом среднее значение и амплитуда колебаний угла атаки должны быть достаточно велики и близки по величине. Частота колебаний должна соответствовать частоте вращения винта (одно колебание за один оборот винта). Установка должна обеспечивать возможность измерения давлений, нагрузок в сечении и других параметров в течение цикла колебаний. Иллюстративный пример экспериментальных аэродинамических характеристик профиля колеблющегося крыла показан на рис. 16.2 (на самом деле экспериментальные данные характеризуются большим разбросом величин нагрузки при уменьшении угла атаки). Приведенные кривые свидетельствуют о том, что срыв при больших скоростях увеличения угла атаки сильно затягивается, а нагрузки значительно превышают статические. Как видим, имеет место гистерезис изменения нестационарных нагрузок, поскольку подъемная сила и момент зависят не только от текущего значения угла атаки, но и от истории движения профиля. [c.800] Вернуться к основной статье