Вертолет продольной

И рулевым винтом). На вертолете продольной схемы потери составляют те же 9—11% общей мощности, что обусловлено в первую очередь интерференцией несущих винтов, но также и дополнительными потерями в трансмиссии. При полете вперед затраты мощности на рулевой винт и интерференцию значительно меньше. [c.49]

Отсюда, как и раньше, в предельном случае соосных несущих винтов получим АР/Р = 0,41. Однако при малых площадях перекрытия АР/Р 0,25т, и вычисляемые по этой формуле потери мощности поначалу растут с увеличением перекрытия не столь быстро, как по предыдущей формуле. Различие объясняется тем, что во втором способе расчета нагрузка на диск в зоне перекрытия оказывается меньше, чем в первом, а потому и потери мощности при малых перекрытиях меньше. Первая формула, по которой потери на интерференцию больше, по-видимому, лучше соответствует реальным характеристикам несущей системы вертолетов продольной схемы. Заметим, наконец, что если расстояние между валами несущих винтов равно I, то относительная площадь перекрытия равна [c.128]

Рис. 4.7. К импульсной теории несущей системы вертолета продольной схемы при полете вперед.

Вертолет продольной схемы имеет два несущих винта, разнесенных в продольном направлении. Диски несущих винтов обычно имеют перекрытие 30—50% при этом расстояние между осями винтов составляет 1,7-Ь l,5R. Для уменьшения аэродинамического влияния переднего винта на задний последний располагается на пилоне, выше переднего винта на 0,3 4- 0,5R. Продольное управление осуществляется дифференциальным изменением величин сил тяги несущих винтов с помощью дифференциального общего шага поперечное управление обеспечивается поперечным наклоном векторов сил тяги с помощью циклического шага, а управление по высоте — общим шагом несущих винтов. Путевое управление осуществляется дифференциальным поперечным наклоном векторов сил тяги несущих винтов с помощью дифференциального циклического шага. Этой схеме присуши большие размеры фюзеляжа, на котором должны [c.299]

В работе [S.58] описанный выше анализ был применен к случаю непериодического движения, в частности к-расчету аэродинамических нагрузок при действии управления, а в работе [В.67] —к расчету винтов вертолета продольной схемы. В работе [С.44] этот метод был модифицирован с учетом изгибных колебаний лопасти в плоскости вращения и крутильных колебаний лопасти, что не улучшило, однако, сходимости расчетных аэродинамических нагрузок и изгибающих моментов лопасти с измеренными. Отсюда был сделан вывод, что для повышения точности расчета следует более правильно учитывать деформации следа и более точно описывать движение лопасти. [c.668]

В работе [D.16] развит метод расчета переменного поля индуктивных скоростей одиночного винта и двух винтов вертолета продольной схемы. Модель пелены представлена в виде большого количества продольных вихрей конечной интенсивности, каждый из которых образован ломаной из прямолинейных отрезков. Поперечные вихри игнорируются. Пелена вихрей считается не-деформируемой. Расчеты этим методом [D.17] обнаружили существенное влияние неоднородности поля индуктивных скоростей на аэродинамические характеристики винта, связанное со значительным изменением углов атаки сечений лопасти. [c.668]

ДВУХВИНТОВОЙ ВЕРТОЛЕТ ПРОДОЛЬНОЙ СХЕМЫ [c.739]

Вертолет с двумя несущими винтами по динамике имеет отличия от одновинтового. Двухвинтовой вертолет соосной схемы ведет себя как одновинтовой, у которого полностью отсутствует взаимосвязь продольного и поперечного движений. В этом случае не рулевой винт, а крутящие моменты несущих винтов создают управляющие и демпфирующие моменты по рысканию (разд. 15.1). Наиболее распространенной схемой двухвинтового вертолета является продольная, в которой несущие винты разнесены в продольном направлении на (1,5 1,8) , что соответствует перекрытию их дисков на 20—50 %. Вертолет продольной схемы на висении симметричен относительно попе- [c.739]

Двухвинтовой вертолет поперечной схемы имеет поперечную симметрию, поэтому его симметричные и антисимметричные движения на висении ив полете вперед полностью изолированы. На режиме висения его динамика в основном такая же, как и у вертолета продольной схемы, если поменять местами продольную и поперечную оси. Симметричные движения (продольное и вертикальное) для этой схемы соответствуют движениям одновинтового вертолета. Поперечное движение вертолета поперечной схемы соответствует продольному движению вертолета продольной схемы движения рыскания у них одинаковы. Перемена осей сильно влияет на характеристики управляемости, поскольку требования управляемости различны для продольного и поперечного движений. [c.740]

Рассмотрим динамику продольного движения вертолета продольной схемы на режиме висения. Предположим, что имеется [c.740]

В создании момента тангажа на вертолете продольной схемы участвует дифференциальная тяга винтов. Момент инерции по тангажу вертолета продольной схемы больше, чем у одновинтового. Все это приводит к существенным различиям в значениях производных устойчивости для двух схем. [c.742]

В случае шарнирных несуш,их винтов (v = 1) производные устойчивости вертолета продольной схемы равны [c.742]

Рис. 15.8. Влияние устойчивости по скорости > О на корни продольного движения вертолета продольной схемы.

Корневой годограф для изменения устойчивости по скорости дает полезную количественную информацию относительно корней, характеризующих продольное движение вертолета продольной схемы на режиме висения. Полюс разомкнутой системы S = AMq, который соответствует корню изолированного движения тангажа, является хорошим приближением для фактического значения корня, поскольку демпфирование велико, а коэффициент усиления Ми мал. Если вертикальная асимптота [c.744]

Передаточная функция от продольного управления к скорости хв/Або для вертолета продольной схемы имеет один действительный нуль, настолько большой, что его влияние на переходные процессы несущественно. Передаточная функция от продольного управления к углу тангажа 0в/А6о также имеет один действительный отрицательный нуль при s = Хи, довольно малый, но не лежащий в начале координат, как в случае одновинтового вертолета. Можно сказать, что расположение полюсов и нулей передаточных функций вертолета продольной схемы в общем близко к случаю одновинтового вертолета (разд. 15.3.4.3), а корневые годографы для различных видов обратной связи аналогичны. Более высокие демпфирование и эффективность управления для вертолета продольной схемы несколько упрощают задачу пилотирования. [c.745]

Дифференциальное уравнение движения рыскания вертолета продольной схемы на режиме висения получается из условия равновесия моментов рыскания в предположении, что это движение можно рассматривать изолированно [c.745]

Заключая, можно сказать, что динамика продольного движения вертолета продольной схемы на режиме висения характеризуется устойчивым действительным корнем, соответствующим высокому продольному демпфированию, и слабо неустойчивыми корнями, соответствующими длиннопериодическому колебательному движению (при одинаковых углах установки валов несущих винтов). Поскольку продольные колебания вертолета могут даже быть устойчивыми, время удвоения ампли- [c.746]

ВЕРТОЛЕТ ПРОДОЛЬНОЙ СХЕМЫ [c.770]

На режиме висения характеристики продольной управляемости вертолета продольной схемы несколько лучше, чем для одновинтового ввиду больших демпфирования и эффективности управления боковая управляемость оказывается несколько хуже из-за меньшего демпфирования по рысканию и больших моментов инерции по рысканию и крену. При полете вперед вертолет продольной схемы сильно неустойчив по углу атаки из-за [c.770]

ВЛИЯНИЯ несущих винтов и фюзеляжа, а использовать стабилизатор больших размеров практически не удается. Это приводит к ухудшению продольной управляемости при полете вперед неустойчивость по углу атаки вызывает неустойчивые колебания или даже апериодический уход. Вертолет продольной схемы не обладает большой путевой устойчивостью даже на режиме ви-сения, хотя она может быть несколько увеличена смещением центра масс вперед относительно точки, расположенной посередине между винтами. При полете вперед фюзеляж вносит большую неустойчивую составляющую в производную Ыц, в то же время пилон заднего винта не очень эффективен как вертикальное оперение. Таким образом, возникает путевая неустойчивость, и при полете вперед в боковом движении сохраняются неустойчивые длиннопериодические колебания. [c.771]

Взаимное аэродинамическое влияние несущих винтов на вертолете продольной схемы вызывает ряд нежелательных эффектов с точки зрения управляемости. Часто возникает неустойчивость по скорости. Каждый несущий винт имеет собственную устойчивость по скорости, однако изменение тяги заднего винта при попадании его в струю от переднего создает дестабилизирующий момент. При увеличении скорости индуктивный скос потока от переднего винта уменьшается, следовательно, уменьшается и скос потока от заднего винта (из. в/п. в 2оп. в). В результате увеличивается тяга заднего винта и появляется момент на пикирование, что соответствует неустойчивости по скорости. Поскольку эта неустойчивость из-за изменений тяг несущих винтов велика, вертолет в целом может быть нейтрален по скорости. Задний винт ближе к срыву вследствие индуктивного влияния переднего винта, поэтому неустойчивость по скорости уменьшается при больших нагрузках на винты. Устойчивость по скорости может быть улучшена с помощью встречного продольного наклона осей несущих винтов или автоматов перекоса, при котором плоскости концов лопастей наклоняются друг к другу. Изменение тяги вследствие изменений составляющих скорости вертолета вдоль осей винтов создает момент на кабрирование, что увеличивает устойчивость по скорости. Эффективность встречного наклона осей несколько уменьшается из-за большего балансировочного значения общего шага на заднем винте при большем наклоне вала. Величина допустимого встречного наклона осей винтов ограничена также взаимным влиянием винтов и фюзеляжа. [c.771]

В работе [А. 15] было сделано заключение, что основная проблема управляемости вертолета продольной схемы связана с неустойчивостью по углу атаки из-за несущих винтов. Для повышения устойчивости было предложено использовать на переднем винте компенсатор взмаха. Исследованный в работе вертолет имел неустойчивость и по скорости. В работе [Т.26] были выполнены теоретические и летные исследования неустойчивости по скорости вертолета продольной схемы при полете вперед. Неустойчивость была вызвана уменьшением индуцируемого передним винтом скоса потока на заднем винте при увеличении скорости полета. Расчеты, в которых для вычисления индуктивной скорости на заднем винте, обусловленной влиянием переднего, было принято в = Уц. позволили получить приближенную оценку неустойчивости по скорости. Было найдено, что продольный встречный наклон автоматов перекоса увеличивает устойчивость по скорости. Вертолет стал слабо устойчивым при угле наклона 4,5°. В работе [В.95] сделано заключение [c.772]

Для улучшения боковой управляемости вертолета продольной схемы при полете вперед, согласно работе [А.24], необходимо снизить устойчивость по углу скольжения это же увеличивает устойчивость боковых колебаний. Указанного снижения можно достигнуть установкой на вертолете крыла, что одновременно улучшает управляемость по крену, или применением упругой крутки лопасти, так как момент кручения вызывает изменение углов установки лопасти с частотой вращения винта и амплитудой, пропорциональной изменению поперечной скорости несу- [c.772]

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]

Н. И. Камов (СССР) работал над вертолетами соосной схемы В 1952 г. был построен вертолет Ка-15 (трехлопастные несущие винты диаметром 10 м, полетная масса 1370 кг, двигатель мощ ностью 225 л. с.). А. С. Яковлев (СССР, 1952 г.) сконструировал вертолет продольной схемы Як-24. При разработке этого верто лета возник ряд проблем, связанных с его динамикой, но в 1955 г он был запущен в серийное производство. [c.34]

Рассмотрим интерференцию несущих винтов вертолета продольной схемы при полете вперед на основе импульсной теории. Предположим, что задний винт не влияет на характеристики переднего и работает в его полностью развившемся следе. Тогда суммарная индуктивная скорость переднего винта равна v , а заднего v + 2v , причем v = T / 2pAV) и Vs = Т /(2pAV). Индуктивная мощность всей системы определяется выражением [c.149]

Однако задний несущий винт устанавливают, как правило, со значительным превышением над передним, чтобы свести к минимуму влияние следа переднего винта на аэродинамические характеристики заднего. Кроме того, при полете вперед индуктивная мощность составляет лишь малую часть общих затрат мощности. По экспериментальным данным для вертолетов продольной схемы обычно х составляет около 0,9 Р/Рога 1.9). Следовательно, индуктивные скорости на переднем и заднем винтах равны соответственно и и 0з + 1,9е п. Имеются также некоторые данные, показывающие, что 2,2 Р/Ротд 2,3, если [c.150]

При одинаковых силах тяги винтов = т. Когда превышение мало, величина х несколько меньше 1, а при hnp = 2R коэффициент интерференции обращается в нуль. Степневский установил, что результаты расчетов по его теории хорошо согласуются с экспериментальными данными о потерях на интерференцию для вертолетов продольной схемы. Хотя эта теория дает лишь грубую оценку влияния интерференции, она позволяет удбвлет-ворительно рассчитать аэродинамические характеристики несу щей системы при полете вперед, когда индуктивная мощность мала. [c.151]

Кроме затрат мощности на отдельный несущий винт имеются еще дополнительные потери. Потери на аэродинамическую интерференцию несущих винтов и винта с фюзеляжем составляют значительную часть располагаемой мощности, особенно у вертолетов продольной схемы. У вертолетов одновинтовой схемы нужно учитывать также потери на рулевой винт. Расчет характеристик рулевого винта осложнен тем, что этот винт работает в следе несущего винта и фюзеляжа. Интерференция уменьшает эффективноеть рулевого винта особенно увеличиваются его нагрузки и вибрации. При маневрировании по рыскаиию рулевой винт может даже попасть в режим вихревого кольца, вследствие чего ухудшается управление и значительно усиливаются вибрации. Характеристики рулевого винта можно рассчитать, учитывая, что его сила тяги задана аэродинамическим моментом несущего винта, т. е. Гр. в = Q/lp. в, где /р. в — плечо рулевого винта относительно вала несущего винта. Так как потребная мощность рулевого винта составляет малую часть общей мощности, а потери на интерференцию нужно как-то оценить, часто прибегают к весьма приближенным формулам. Потери на интерференцию между частями вертолета и потери на рулевой винт можно также учесть в общем к. п. д. т]. При этом нужно рассчитать только затраты мощности на несущий винт, а полная потребная мощность определяется умножением этих з атрат на коэффициент 1/т]. Если принять в расчет потери в силовой установке и в трансмиссии, а также потери на интерференцию и рулевой винт, то на режиме висения в типичном случае ti составляет 0,80 0,87. При полете вперед т], как правило, больше, поскольку потери на интерференцию и на рулевой винт уменьшаются. [c.270]

Уравнения движения. Движение вертолета на режиме висения разделяется на вертикальное и продольно-поперечное. При этом продольное и поперечное движения могут анали-, зироваться по отдельности. Такое разделение вполне корректно для двухвинтовых вертолетов соосной схемы изолированными также являются поперечное движение вертолета продольной схемы и продольное движение вертолета поперечной схемы. Для одновинтового вертолета (с рулевым винтом) основные характеристики управляемости в продольном и поперечном движениях получены при раздельном их анализе, хотя в разд. 15.3.6 рассмотрена и полная модель вертолета с учетом взаимосвязи этих движений. [c.716]

Траектории корней этого уравнения при изменении Ми можно рассматривать как корневой годограф системы с обратной связью, имеющей в разомкнутом состоянии передаточную функцию с тремя полюсами (два в начале координат и один действительный отрицательный, S = ДМ,) и с одним действительным отрицательным нулем s = ghfk yAM . Указанный корневой годограф представлен на рис. 15.8 корни вертолета продольной схемы на режиме висения соответствуют фактическому значению Ми- Можно также рассмотреть корневой годограф для случая, когда коэффициентом усиления является продольное демпфирование ДМ, [c.743]

R. Таким образом, л олебательное продольное движение вертолета продольной схемы устойчиво, хотя и незначительно. [c.745]

В качестве примера рассмотрим вертолет продольной схемы с параметрами, как в разд. 15.3.4.6, и расстоянием между винтами / = 1,8/ . Положим, что момент инерции фюзеляжа по тангажу в рассматриваемом случае больше (/ =38,2, й = 0,3). Полюсы продольного движения на режиме висения составляют S = —0,035 и S = 0,0005 Ю,0082, а соответствующие собственные векторы равны хв/0в = 0,07 и ]л в/6в1 = 0,28 <80°. Действительный Kopejjb соответствует движению с временем затухания вдвое ti/2 = 0,9 с. Колебательное движение имеет период Г = 35 с (частота 0,03 Гц) и время удвоения амплитуды t 2 = 63 С. Нули передаточных функций составляют s = 1,03 для ifi/ABo и S = —0,001 для 6в/Або. С увеличением полетного веса или нагрузки на лопасть Ст/а демпфирование и период колебательного движения уменьшается. Для данного примера при Ст/о > 0,07 колебательное движение неустойчиво. [c.745]

Производная момента Путевого управления Nq для вертолета продольной схемы ниже, чем для вертолета с рулевым винтом, вследствие большего момента инерции фюзеляжа. Для шарнирных винтов, кроме того, эффективность путевого управления пропорциональна нагрузке на винты. Демпфирование по рысканию для типичного вертолета продольной схемы составляет около половины от демпфирования, создаваемого рулевым винтом, и зависит от нагрузки на винты. Производная Nr уменьшается еще более из-за увеличенного момента инерции. В результате время затухания вдвое t /2 составляет около 7 с, т. е. намного больше, чем для одновинтового вертолета. Вообще говоря, между движенйем рыскания и продольным движением вертолета продольной схемы существует взаимосвязь. Так, дифференциальный общий шаг создает момент рыскания, поэтому при отклонении продольного управления для выдерживания заданного курса необходимо координированное отклонение педалей. [c.746]

В работе [В.30] приведены результаты летных исследований вертолета продольной схемы с демпфирующими устройствами на невращающихся участках системы управления. При этом нагружение вращающихся элементов цепи управления уменьшилось примерно на 16%, а невращающихся — на 22—29%. [c.819]

Под хлопками лопастей подразумевается весьма резкий звук ударов, следующих с частотой прохождения лопастей, который создается несущим винтом в определенных условиях полета. Хлопки лопастей определяются периодическими импульсами звукового давления и могут считаться предельным случаем шума вращения. Когда указанные импульсы существенно превышают уровень шума других источников в диапазоне частот от 20 до 1000 Гц (для несущего винта), они воспринимаются как четко выраженные хлопки. Эти хлопки чаще всего наблюдаются при таких маневрах, как заход на посадку, полет с небольшим снижением, резкий разворот с торможением, а также при полете вперед с большой скоростью. У некоторых вертолетов хлопки лопастей отмечаются и при полете вперед с умеренной скоростью. Наиболее вероятной причиной таких хлопков представляется взаимодействие лопастей с вихрями и влияние толщины, лопасти при больших числах Маха. Эти аэродинамические явления сопровождаются большими по величине и локализованными изменениями сил на лопасти, что приводит к им- пульсному характеру звукоизлучения. Возможно, определенную роль играет возникновение местных срывных зон и областей со сверхзвуковым потоком. У вертолета продольной схемы такие хлопки возникают вследствие того, что лопасти заднего винта пересекают концевые вихри лопастей переднего винта. [c.823]

В работе [L.72] путем направления потока воздуха на диск винта, работающего на режиме висения, имитировалось поле скоростей вихря, взаимодействующего с лопастью. При этом исследовались случаи вихря, параллельного лопасти (что соответствует вертолету продольной схемы), и вихря, перпендикулярного лопасти (случай вертолета одновинтовой схемы). Установлено, что как по спектрам шума, так и по зависимостям от времени такое моделирование хорошо отражает основные черты возникающих в полетах хлопков лопастей. Сделан вывод, что причиной хлопков лопастей является взаимодействие лопастей с концевыми вихрями движущихся перед ними лопастей или винтов. Эксперименты по моделированию хлопков и теория, развитая для оценки шума от них, показали, что уровень звукового давления пропорционален четвертой степени концевой скорости и квадрату интенсивности вихря, т. е. (Q7 )Продолжение исследований [L.58] предполагаемых механизмов возникновения хлопков (нестационарные нагрузки, обусловленные срывом или взаимодействием лопасти с вихрем, а также образование ударных волн в местных сверхзвуковых зонах при больших концевых скоростях или в вихревых зонах) показало, что наиболее вероятным является взаимодействие вихря с лопастью. Поскольку интенсивность Г концевого вихря пропорциональна T/pNQR , энергия шума, вызванного взаимодействием лопасти с вихрем, определялась соотношениями Wв [ QRYT ]/N A. Найдено, что величина Wb хорошо отражает субъективную оценку силы хлопка. Автор продолжил эти исследования [L.61], [c.866]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...