Управляемость и устойчивость вертолета

Рулевой винт служит для уравновешивания реактивного момента несущего винта, а также для обеспечения путевой управляемости и устойчивости вертолета устанавливается он на концевой балке фюзеляжа вне зоны вращения несущего винта. [c.109]

УПРАВЛЯЕМОСТЬ И УСТОЙЧИВОСТЬ ВЕРТОЛЕТА [c.159]

Надо сказать, что управляемость и устойчивость вертолета весьма тесно связаны между собой. Ранее было уже сказано, что эти качества в некоторой степени противостоят друг другу. [c.170]

Осенью 1933 г. Центральный аэродинамический институт подготовил к испытаниям вертолет ЦАГИ 5-ЭА. Тремя годами позднее в том же институте был построен по проекту И. П. Братухина двухместный самолет ЦАГИ 11-ЭА с двигателем мощностью 630 л. с.— первый в мировой практике винтокрылый аппарат, выполненный по комбинированной схеме вертолета и автожира. При испытаниях в так называемом пропульсивном варианте (в котором поступательное движение сообщалось аппарату под действием составляющей подъемной силы несущего винта при соответствующем наклоне его оси) он показал удовлетворительную устойчивость, хорошую управляемость и достаточно большой запас подъемной силы. Еще позднее, в 1940—1941 гг., вертолетным бюро Московского авиационного института также под руководством И. П. Братухина был спроектирован и построен двухвинтовой вертолет [c.360]

Центровка вертолета определяется по отношению к оси несуш,его винта и выражается расстоянием от нее в миллиметрах. Одновинтовые и соосные вертолеты имеют небольшой диапазон центровок например, диапазон центровок Ми-4 составляет 370 мм 300 мм впереди и 70 мм позади оси несущего винта. Вертолеты же продольной схемы имеют большой диапазон центровок. Положение ц. т. вертолета значительно влияет на управляемость и меньше на его устойчивость. При выходе центровки за предельные величины управляемость вертолета нарушается. В этом случае рули не обеспечивают удержание вертолета в требуемом положении. [c.75]

Устойчивость и управляемость относятся к наиболее важным аспектам анализа и проектирования винтокрылого летательного аппарата. Так же, как и в случае самолета, управление является одной из основных проблем разработки вертолета. Получение удовлетворительных характеристик управляемости остается одной из важнейших задач при проектировании вертолета расширение области применения летательного аппарата всегда требует улучшения управляемости. Анализ устойчивости и управляемости основан на решении уравнений движения вертолета в целом. [c.699]

При введении в обратную связь по угловой скорости сигнала угла один из нулей разомкнутой системы перемещается в левую полуплоскость, туда же следуют и комплексные корни, а модуль действительного корня увеличивается. Постоянная времени форсирования т должна быть достаточно велика для того, чтобы нуль находился близко к началу координат. Если модуль нуля большой, то корневой годограф оказывается ближе к случаю обратной связи по углу, при котором происходит уменьшение модуля действительного корня. Для вертолетов с шарнирным несущим винтом обычно требуется величина т = 2 - 4 с. Таким образом, обратная связь по углу и угловой скорости тангажа дает желаемое с точки зрения управляемости сочетание высокого демпфирования и устойчивости колебательного движения. Однако эта обратная связь не обеспечивает оптимальной для летчика управляемости. Требуемая для системы управления [c.724]

В настоящем анализе влияние аэродинамики фюзеляжа на устойчивость вертолета не рассматривается детально учитывается лишь устойчивость по углу атаки, создаваемая стабилизатором. Как будет показано, неустойчивость несущего винта по углу атаки отрицательно влияет на характеристики управляемости при полете вперед, и стабилизатор используется для уменьшения этой неустойчивости. Момент подъемной силы стабилизатора от вертикальной скорости равен — - VS l a ZB, или, в форме вертолетных коэффициентов, [c.751]

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]

Надо сказать, что проблема устойчивости вертолета является одной из наиболее сложных задач улучшения летных свойств вертолетов и еще далеко не исчерпаны все возможности по повышению устойчивости и управляемости этого вида летательных аппаратов. [c.201]

В работе исследуются вопросы устойчивости управляемости вертолетов при отрыве части лопасти несущего или рулевого винтов. Основные формы движения получены аналитически, уравнения в общем Виде решены с применением аналоговых математических машин. На основании результатов моделирования и расчетов оценивается допустимая массовая неуравновешенность несущего и рулевого винтов. Таблиц 2, рис. 6, библ. 3. [c.220]

Понятие об устойчивости и управляемости вертолета [c.208]

Расположение несущего винта (или винтов) на вертолете — это, по-видимому, его главная внешняя особенность и в то же время важный фактор, влияющий на его характеристики, главным образом устойчивость и управляемость. Обычно мощность от двигателя передают на несущий винт через вал, на котором создается крутящий момент. В установившемся полете результирующие сила и момент, действующие на вертолет, должны быть равны нулю. Таким образом, передаваемый на вертолет аэродинамический крутящий момент (реакция несущего винта на крутящий момент вала) должен быть как-то сбалансирован. Способ балансировки аэродинамического крутящего момента в основном и определяет схему вертолета. Как правило, вертолет строится либо по одновинтовой схеме (с одним несущим и одним рулевым винтами), либо по схеме с двумя несущими винтами противоположного вращения. [c.23]

Тип несущего винта вертолета определяется в основном конструкцией комлевой части лопасти и ее крепления к втулке. Конструкция комлевой части лопасти решающим образом влияет на движение лопасти в плоскостях взмаха и вращения и, следовательно, на характеристики управляемости вертолета, его вибрации, нагрузки и аэроупругую устойчивость. Различие типов несущих винтов определяется наличием или отсутствием ГШ и ВШ, а значит, и тем, совершает ли лопасть поворот как жесткое тело или имеют место изгибные деформации ее комлевой части. [c.295]

Схема вертолета определяется в основном числом и расположением несущих винтов, способами уравновешивания реактивных моментов винтов и осуществления путевого управления, а также формой фюзеляжа. Общий анализ несущего винта применим ко всем типам вертолетов, однако схема вертолета влияет на его динамику, особенно на характеристики устойчивости и управляемости. [c.298]

При анализе устойчивости и управляемости вертолетов (как и самолетов) наиболее часто применяется связанная система координат. В связанной системе координатные оси жестко связаны с фюзеляжем при его возмущенном движении, тогда как инерциальная система координат неподвижна в пространстве. Поскольку установившаяся скорость вертолета определена относительно связанных осей, при их повороте будет менять направление и вектор скорости, что приводит к появлению центробеж- [c.406]

Устойчивость и управляемость 1в. Срыв потока на лопастях винта 17. Шум вертолета [c.502]

Этот результат приведен в связанной системе координат, поскольку рассмотренный здесь учет движения вала нужен для последующего анализа устойчивости и управляемости вертолета. Аналогично, аппроксимацию с постоянными коэффициентами для сил на втулке представим матричным равенством [c.544]

В данной главе были определены аэродинамические силы и моменты, необходимые для дальнейшего анализа динамики несущего винта махового движения и совместных махового движения и качания лопасти (гл. 12), а также устойчивости и управляемости вертолета (гл. 15). При необходимости с помощью изложенного анализа и имеющейся литературы могут быть определены аэродинамические силы и для других моделей движения лопасти. В заключение дадим вывод выражений для аэродинамических сил при изменении угла установки лопасти и махового движения несущего винта. [c.549]

Рассмотрим теперь силы и моменты, действующие на втулку несущего винта, с учетом влияния махового движения. Ввиду того что реакции втулки нужны в основном для исследования устойчивости и управляемости вертолета (гл. 15), нас будут интересовать главным образом низкочастотные реакции. Сначала рассмотрим несущий винт на режиме висения, для которого анализ более прост не только ввиду постоянства коэффициентов уравнений, но и вследствие полного разделения вертикальных и продольно-поперечных движений благодаря осевой симметрии обтекания. [c.576]

Устойчивость несущего винта с учетом аэроупругости может быть оценена путем численного решения нелинейных уравнений движения для определения переходного процесса. Недостаток такого подхода заключается в том, что для определения Переходного процесса требуется существенно больший объем вычислений, чем для получения периодического решения (которое, кстати говоря, должно быть определено как исходное состояние для переходного процесса), и в том, что по переходному процессу не так просто получить количественную информацию о полной динамике системы. Альтернативным подходом является расчет устойчивости с учетом аэроупругости при помощи методов теории линейных систем (см. разд. 8.6). Линейные дифференциальные уравнения описывают возмущенное движение несущего винта и вертолета относительно балансировочного положения. Затем устойчивость оценивается непосредственно по собственным значениям. При этом подходе основная трудность заключается в получении уравнений движения, описывающих систему, что является условием применения эффективного аппарата теории линейных систем. В случае рассмотрения всего вертолета при расчете устойчивости с учетом аэроупругости одновременно определяются динамические характеристики вертолета как жесткого тела, что также важно для характеристик устойчивости и управляемости. [c.692]

Продольная и поперечная скорости вертолета на режиме висе-ния изменяются путем создания моментов по тангажу и крену относительно центра масс вертолета, что представляет собой более трудную задачу. Летчик, воздействуя на рычаги управления, непосредственно изменяет углы тангажа или крена, в результате чего возникают продольная или поперечная сила, а затем и желаемое изменение скорости вертолета. Между силами и моментами, порождаемыми управляющими воздействиями, обычно имеется существенная взаимосвязь, так что любое управляющее воздействие для создания нужного момента требует некоторых компенсирующих воздействий по другим осям. Вертолет без системы автоматического повышения устойчивости не обладает ни статической, ни динамической устойчивостью, особенно на режиме висения. Поэтому сам летчик должен осуществлять управляющие обратные связи для стабилизации вертолета, что требует от него постоянного внимания. Использование автоматических систем для улучшения характеристик устойчивости и управляемости вертолета всегда желательно, а для ряда его применений — существенно важно, но такие системы увеличивают стоимость и усложняют конструкцию вертолета. [c.700]

Рулевой винт сложен по конструкции и работает в сложных условиях. При большой поперечной скорости или угловой скорости рыскания он может попадать в режим вихревого кольца. Он часто работает в возмущенном потоке от несущего винта и испытывает аэродинамическое влияние фюзеляжа и вертикального оперения. Эффективность управления по курсу и демпфирование рыскания посредством рулевого винта сильно зависят от указанных факторов. Тем не менее рулевой винт является эффективным средством уравновешивания крутящего момента несущего винта и обеспечения путевой устойчивости и управляемости одновинтового вертолета. [c.716]

На рис. 15.6 показаны корневые годографы для обратных связей по углу и по угловой скорости тангажа с запаздыванием. Механические системы стабилизации вводят такое запаздывание, обычно составляющ,ее около 1 с, что соответствует введению дополнительного полюса разомкнутой системы в левой полуплоскости. Вообще введение запаздывания ухудшает характеристики управляемости. При довольно большом запаздывании сигнала угла колебательное движение уже нельзя стабилизировать, а запаздывание сигнала угловой скорости ограничивает возможное демпфирование для действительного корня. Если же полюс, соответствующий запаздыванию, значительно больше действительного корня вертолета по модулю, то он мало влияет на корневой годограф. В частности, запаздывание сигнала угла и угловой скорости приемлемо до тех пор, пока постоянная времени форсирования больше постоянной времени запаздывания (полюс, соответствующий запаздыванию, должен находиться слева от нуля, соответствующего форсированию, и предпочтительно слева от действительного корня вертолета). Обратная связь по угловой скорости с запаздыванием (/s+1) 0is = =представляет интерес, поскольку существуют механические системы, реализующие такое управление (разд. 15.6). Она в основном подобна обратной связи по угловой скорости. Хотя обратная связь по угловой скорости, в том числе и с запаздыванием, не дает устойчивой замкнутой системы, она определенно улучшает динамику вертолета. При больших коэффициентах усиления колебательное движение может быть устойчивым даже при обратной связи по угловой скорости с запаздыванием, но этот случай не имеет практического значения. [c.727]

Характеристики управляемости. Динамика продольного движения вертолета на режиме висения описывается устойчивым действительным корнем, связанным с продольным демпфированием, и слабо неустойчивыми комплексными корнями, обусловленными устойчивостью по скорости. Летчик может хорошо управлять угловым ускорением вертолета, непосредственное же управление поступательным перемещением затрудни- [c.733]

В работе [М.121] были исследованы характеристики управляемости на режиме висения и сделан вывод о том, что вертолет имеет низкое демпфирование по тангажу и крену, высокую чувствительность управления и нейтральную статическую устойчивость по углу атаки (разд. 15.3.4.5). Было найдено, что при шарнирном несущем винте для парирования неустойчивых колебаний лучше иметь низкую эффективность управления. В работе [М. 122] установлено, что неустойчивая колебательная составляющая движения вертолета имеет достаточно длинный период, позволяющий летчику ее парировать, в то же время этот период слишком короток для того, чтобы изменять реакцию вертолета на управляющее воздействие. Низкое демпфирование обусловливает заброс после управляющего воздействия. Там же обнаружено существенное поперечное движение вертолета при отклонении продольного управления. [c.734]

В работе [R.30] исследовались характеристики управляемости вертолета и установлена высокая чувствительность поперечного управления на режиме висения (угловая скорость крена при отклонении поперечного управления), которая может вызвать забросы при управлении или даже короткопериодическую раскачку вертолета летчиком. Было обнаружено, что усилия на ручке управления при выполнении маневров в продольном и поперечном направлениях могут оказаться неприемлемыми из-за неустойчивого или нулевого градиента усилий, требуемых для выдерживания углов крена или тангажа, и взаимосвязи продольных и поперечных усилий. Устойчивость по частоте вращения несущего винта обусловливает чувствительность вертолета к порывам ветра и как следствие снос относительно земли на висении. Косвенная природа управления поступательной скоростью создает впечатление запаздывания в управлении, что нежелательно. В работе [R.30] предложено также увеличить демпфирование по крену для уменьшения чув- [c.734]

Способ определения аэродинамических сил, действующих на фюзеляж и хвостовое оперение вертолета, можно найти в любом руководстве по устойчивости и управляемости самолета. Вклад фюзеляжа в производные устойчивости равен нулю на режиме висения и возрастает с увеличением скорости. Сопротивление фюзеляжа увеличивает демпфирование Хи и Zw, а продольный балансировочный момент дает составляющую (часто дестабилизирующую) производной Ми- Фюзеляж вертолета создает также дестабилизирующие моменты по углам атаки и скольжения Mw и Nv Остальные составляющие производных устойчивости определяются стабилизатором и килем (если вертолет не имеет крыла). Стабилизатор создает момент, соответствующий статической устойчивости по углу атаки, что компенсирует дестабилизирующее влияние несущего винта. Кроме того, стабилизатор обусловливает продольное демпфирование Mq (механизм его появления такой же, как и для М ), складывающееся с демпфированием от несущего винта, а также составляющие производных вертикальной силы Zw и Zq, порожденные подъемной силой стабилизатора. Наконец, стабилизатор увеличивает устойчивость по скорости Ми и создает производные [c.750]

Предлагаемая вниманию читателей монография известного американского специалиста по вертолетам представляет собой наиболее полное на сегодняшний день изложение теории вертолета, включающее целую иерархию математических моделей аэродинамики, динамики, аэроупругости, управляемости и устойчивости движения вертолета. При изложении аэродинамики несущего винта много места отведено классическим схемам импульсной теории винта. Рассмотрены модели вихревой теории, которые допускают аналитическое решение, хотя бы приближенное. Впервые так полно излагаются теория обтекания лопасти нестационарным потоком с учетом повторного влияния вихревого следа и методы расчета шума, создаваемого вертолетом. Вопросы динамики лопастей несущего винта рассмотрены в книге весьма подробно вгОють до использования наиболее сложного представления движения дифференциальными уравнениями с периодическими коэффициентами. При исследовании динамики несущего винта и вертолета в целом автор, отступая от традиционной формы изложения, широко пользуется весьма уместным здесь математическим аппаратом теории автоматического управления. [c.5]

Однако здесь же необходимо отметить, что управляемость и устойчивость являются в известной степени противоположными качествами трудно повысить устойчивость летательного аппарата, не снижая его управляемости. Если вертолет быстро и эффективно реагирует на действия летчика органами управления, то очевидно, что он та1сже быстро будет реагировать на случайные возмущения, выходя из заданного ему положения равновесия. [c.159]

Время уменьшения амплитуды вдвое о,5 равно 0,693т и обычно соответствует азимуту 90°. Ввиду высокого демпфирования переходный режим махового движения заканчивается менее чем за один оборот несущего винта. Абсолютные значения времени 0,5 близки к 0,05 с. Следовательно, переходный ре сим соответствует диапазону гораздо более высоких частот, чем управляющие воздействия летчика, движение вала (т. е. движение вертолета как жесткого тела) или порывы ветра. Это значит, что для анализа проблем устойчивости и управляемости вертолета достаточно рассматривать только установившуюся реакцию несущего винта, пренебрегая переходными режимами махового движения. Такой подход, предложенный Хохенемзе-ром [Н.ПЗ] для исследования устойчивости вертолета, называется квазистатическим представлением динамики несущего винта. [c.571]

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]

Изложены теоретические основы и методы проведашя летных испытаний вертолетов по определамо летных данных, характеристак устойчивости, управляемости и маневренности, нафузок и вибраций. [c.107]

Преобразование параметров и уравнений движения при переходе к иевращающейся системе координат будем называть фурье-преобразованием. Имеется много общего между этим преобразованием координат, рядами Фурье, интерполяцией Фурье и дискретным преобразованием Фурье. Так, общим является периодический характер системы. Фурье-преобразование координат широко применялось в исследованиях, хотя часто лишь на эвристической основе. Оно было использовано, например, в работе [С.77] для представления движения лопасти в плоскости вращения при анализе земного резонанса и в работе [М.121] для представления махового движения лопасти при анализе устойчивости и управляемости вертолета. Среди недавних работ с применением фурье-преобразования координат на более солидной математической основе можно отметить [Н.137]. [c.327]

Суммарные силы и моменты у комля вращающейся лопасти передаются на фюзеляж вертолета. Постоянные составляющие этих реакций втулки в невращающейся системе координат представляют силы и моменты, необходимые для балансировки вертолета. Высокочастотные составляющие вызывают вибрации вертолета. Если в модели винта учтено движение вала, то эти силы и моменты определяют характеристики устойчивости и управляемости вертолета. На рис. 9.7 показаны силы и моменты, действующие на вращающуюся лопасть, а также силы и моменты, действующие на втулку в невращающейся системе координат. Вертикальная сила Sz участвует в создании тяги, а силы в плоскости вращения Sx и —в создании продольной и поперечной сил несущего винта. Момент в плоскости взмаха Nf создает продольный и поперечный моменты несущего винта, а момент в плоскости вращения — крутящий момент на валу винта. Условимся, что положительные реакции втулки действуют на вертолет, за исключением аэродинамического крутящего момента Q, который по определению воздействует на винт (реактивный момент, передаваемый от винта на втулку, поло- [c.389]

До сих пор в анализе динамики рассматривалось только движение самого несущего винта. Движение вала винта также является важным фактором как с точки зрения проблем устойчивости и управляемости вертолета, в которых рассматриваются степени свободы фюзеляжа как жесткого тела, так и в отношении проблем я роупругости, включающих связанное движение упругого фюзеляжа и винта. На рис. 9.10 показаны линейные и угловые движения втулки. Возмущенное линейное смещение втулки относительно установившейся траектории полета обозначается перемещениями Лвт, Увт и Zbt] возмущенное угловое смещение — углами ах, ау и аг. В данном случае используется инерциальная система координат, которая остается неподвижной в пространстве при возмущенном движении втулки. [c.400]

При анализе устойчивости и управляемости вертолета чаще всего используется связанная система координат. В инерциаль-ной системе координат, расоматривавшейся выше, при угловом перемещении вала оси поворачиваются относительно составляющих скорости полета ц и Япв, фиксированных в пространстве на балансировочном режиме, создавая возмущения относительной воздушной скорости. В связанных же системах при отклонениях вала вектор скорости полета остается неподвижным. Возмущения скорости в связанной.системе координат равны [c.543]

Маховое движение лопасти несущего винта играет главную роль почти в любом аспекте динамики вертолета. Гл. 5 в основном была посвящена установившемуся маховому движению при полете вперед. Здесь мы будем рассматривать динамические ха-рактеристки махового движения, т. е. собственные значения во вращающейся и невращающейся системах координат, а также изменение махового движения под действием управления, порывов ветра и движения вала винта. Кроме того, будут подвергнуты анализу реакции втулки при движении вала с учетом динамики махового движения. Полученные уравнения затем будут использованы в гл. 15 при исследовании устойчивости и управляемости вертолета. Принимая вал неподвижным, можно рассматривать одну лопасть с одной степенью свободы во вращающейся системе координат. Если исследуется движение несущего винта в целом, то принимаются во внимание N степеней свободы, по одной для каждой лопасти. [c.554]

Динамика несущего винта при полете вперед описывается дифференциальными уравнениями с периодическими коэффициентами, но мы видели, что аппроксимация с постоянными коэффициентами в невращающейся системе координат дает хорошее представление махового движения при не очень больших ц. Эта аппроксимация особенно хороша для низкочастотного движения винта. Рассмотрим несущий винт с тремя или более лопастями при полете вперед, когда в качестве степеней свободы достаточно учитывать только угол конусности и наклон плоскости концов лопастей. В уравнениях движения инерционные члены можно принять такими же, как и для режима висения, а аппроксимация с постоянными коэффициентами для аэродинамических членов изложена в разд. П.4 и 11.6. Поскольку искомый результат предназначен для анализа устойчивости и управляемости вертолета, будем использовать связанные оси. Если оставить только члены, содержащие оператор Лапласа нулевого порядка, то уравнения махового движения лопасти при полете вперед приобретают вид [c.575]

Резюмируя, можно отметить, что динамика продольного движения вертолета характеризуется тремя корнями действительным отрицательным (устойчивое апериодическое движение), который обусловлен в основном демпфированием по тангажу, создаваемым несущим винтом, и двумя комплексными корнями в правой полуплоскости (медленно нарастающие колебания), обусловленными связью отклонения по углу тангажа с поступательным движением посредством производной устойчивости по скорости Ми. Для шарнирногв несущего винта типичное значение действительного корня соответствует времени двойного уменьшения амплитуды ti/2 = 1 -г- 2 с. Комплексным корням соответствует длиннопериодическое движение с частотой 0,05ч-0,1 Гц (период Г =10- 20 с) и временем удвоения амплитуды /г = 3 -f- 4 с. Модули всех трех корней малы по сравнению с частотой оборотов несущего винта, что подтверждает справедливость использования низкочастотной модели. По величине действительный корень близок к корню вертикального движения. Неустойчивость не является большим недостатком, поскольку период и время удвоения амплитуды достаточно велики, что дает летчику возможность управлять этим движением. Однако характеристики управляемости вертолета таковы, что для эффективной стабилизации продольного движения летчик должен реализовать достаточно сложный алгоритм управления. [c.722]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...