Файл: Лалетин К.Н. Практическая аэродинамика вертолета Ка-26 учеб. пособие.pdf

статической устойчивости планера. Так, например, при правом скольжении возникает отрицательный (разворачивающий вправо) путевой момент, стремящийся устранить скольжение. Если же воз­ никнет левое (отрицательное) скольжение, то образуется положи­ тельный (разворачивающий влево) путевой момент, также стремя­ щийся устранить скольжение. Но если вертолет находится в поло­ жении равновесия на углах скольжения по абсолютной величине больше 10°, то у различных вариантов применения вертолета харак­ теристики путевой устойчивости изменяются. Например, в грузо­ пассажирском варианте в диапазоне углов скольжения 16—20° (см. рис. 33) проявляется путевая неустойчивость. Это характери-

Д т у

зуется отношением - > 0. И чем больше в этом диапазоне

Д р

увеличение правого скольжения, тем значительнее момент, разво­

L\ту

рачивающий вертолет влево. При "Äß" = 0 (см. рис. 33, ß>20°)

вертолет обладает нейтральной путевой статической устойчивостью, т. е. не возникает ни стабилизирующих, ни дестабилизирующих моментов.

В действительности на распределение давлений по планеру на различных режимах полета влияет взаимодействие между индук­ тивным потоком от винтов и потоком от поступательного перемеще­ ния. Влияет на степень путевой статической устойчивости и угол атаки фюзеляжа в различных вариантах применения. Так, испыта­ ния модели планера показали, что при уменьшении угла атаки диа­ пазон углов скольжения, на которых планер обладает статической устойчивостью, несколько расширяется. Но принципиальный подход к анализу путевой статической устойчивости на различных режи­ мах полета не изменяется.

У вертолета Ка-26 путевая статическая устойчивость достигает­ ся установкой большого по площади вертикального оперения в «аэро­ динамической тени» фюзеляжа. Примерный характер обтекания планера в полете без скольжения изображен на рис. 36.

54

ухудшением путевой устойчивости. При смещении назад на верти­ кальном оперении образуется дестабилизирующий момент и вер­ толет неустойчив.

Наличие на рулях направления осевой компенсации и установка необратимых гидроусилителей приводит к тому, что характеристики путевой статической устойчивости одинаковы как при освобожден­ ном, так и при зажатом управлении.

Поя поперечной статической устойчивостью понимается возникновение при ■ малых возмущениях поперечных стабилизирующих моментов.

На вертолете, как и на любом летательном аппарате, использующем аэроди­ намический принцип полета, крен сам по себе не вызывает дополнительных мо­ ментов. Но крен вызывает скольжение, и в результате скольжения моменты, дей­ ствующие на вертолет, изменяются. • Если в результате скольжения возникнет дополнительный поперечный момент, направленный в сторону, противоположную скольжению, то этот момент будет стремиться создать крен и уменьшить сколь­ жение. Поэтому такой момент является стабилизирующим, а его проявление сви­ детельствует о поперечной статической устойчивости. Поперечный момент, дейст­ вующий в сторону скольжения, увеличит углы крена и скольжения, а значит явит­

лении.

, У несущих винтов с шарнирным креплением лопастей поперечная статическая устойчивость обеспечивается увеличением отклонения аэродинамической оси несу­ щих винтов по потоку. Это приводит к увеличению поперечной эффективной цент­ ровки и стремлению вертолета создать крен против скольжения для его устра­ нения.

Наличие у соосного вертолета несущих винтов с разнесенными горизонтальными шарнирами создает значительную поперечную статическую устойчивость. Поэтому даже при незначительных скольжениях вертолет будет стремиться резко накрениться в проти­ воположную сторону.

Для уменьшения поперечной статической устойчивости вертолета искусственно создают поперечную неустойчивость планера. Как вид­ но по моментный диаграммам (см. рис. 31 н 33), кривые имеют по­

на полетных углах атаки фюзеляжа во всех вариантах применения. При правом скольжении создается правый крен, а при левом — ле­ вый. В этом диапазоне углов скольжения планер вертолета неустой­ чив в поперечном направлении. При больших углах скольжения в эксплуатационном диапазоне углов атаки в моментной диаграмме появляется «ложка», и планер вертолета в одних случаях нейтра­ лен, а в других устойчив.

Поперечная неустойчивость планера объясняется размещением центра давления вертикального оперения ниже центра тяжести вер­ толета, что при возникновении незначительного скольжения и дает дестабилизирующий момент планера. При больших углах скольже­

55

ния и при затенении планера фюзеляжем на вертикальном оперении образуются срывы потока и его эффективность и дестабилизирую­ щие моменты уменьшаются. Дестабилизирующие моменты умень­ шаются также при увеличении вертикальной центровки.

Из проведенного поверхностного анализа устойчивости верто­ лета Ка-26 следует, что на определенных режимах он обладает продольной статической устойчивостью, достаточным демпфирова­ нием несущих винтов и планера, у него относительно невелики инерционные моменты, а также незначительно влияние боковых моментов на продольные.

Между поперечными и путевыми моментами взаимосвязь более тесная и поэтому, чтобы обеспечить устойчивое боковое движение вертолета, поперечной и путевой статической устойчивости недоста­ точно. Необходимо еще при определенном соотношении между демпфирующими и инерционными моментами добиться некоторого соотношения между путевой и поперечной статической устойчи­ востью. В противном случае осуществление одной устойчивости будет мешать проявлению другой.

На соосных вертолетах обычно степень поперечной статической устойчивости превосходит степень путевой статической устойчиво­ сти. При чрезмерной поперечной статической устойчивости и энер­ гичной реакции по крену на скольжение возникает не всегда зату­ хающая раскачка вертолета относительно продольной и вертикаль­ ной осей. Так, если под действием малого возмущения возникает крен и вслед за ним скольжение, то вертолет быстро устраняет крен, но может не успеть устранить скольжение из-за меньшей сте­ пени путевой статической устойчивости. Оставшееся скольжение вы­ зовет крен и скольжение в противоположном направлении, возник­ нут колебания, этот вид боковой неустойчивости называют колеба­ тельной.

На вертолете Ка-26 подбором специальных конструктивных параметров удалось на некоторых режимах полета исключить коле­ бательную неустойчивость и добиться общей динамической устой­ чивости. Но другие режимы полета характеризуются слабо выра­ женными расходящимися колебаниями по крену, тангажу и рыска­ нию с периодом колебаний вертолета 6—8 сек.

По оценке пилотов вертолет Ка-26 имеет динамическую устой­ чивость не хуже, чем одновинтовые вертолеты, но лучше, чем Ка-15.

шать предусмотренные техническими условиями маневры с наименьшими затрата­ ми энергии пилота. Для облегчения анализа иногда управляемость вертолета рас­ сматривают относительно главных осей вращения.

Одним из основных параметров управляемости является эффективность управления. Математически эффективность управления представляет собой вели-

56

чину управляющего момента, возникающего при отклонении органов управления

Величина управляющего момента и эффективность управления в продольно­ поперечном управлении для конкретной конструкции будет зависеть от величины эффективной центровки и аэродинамической силы несущих винтов. Эффектив­ ность же путевого управления прямо пропорциональна мощности, подводимой к винтам, и скорости полета.

Для сравнительной оценки управляемости вертолета вводится понятие отно­

/

Чем больше эффективность управления и меньше момент инерции, тем значи­ тельнее относительная эффективность управления. А так как при увеличении полетного веса обычно моменты инерции увеличиваются, то относительная эффек­ тивность управления возрастает с уменьшением полетного веса вертолета. У соос­ ных вертолетов относительная эффективность управления примерно в 3 раза больше, чем у одновинтовых. Поэтому соосные вертолеты имеют большее угловое ускорение при ступенчатом отклонении органа управления на единицу хода.

Уменьшение полученного вертолетом ускорения характеризуют относительным демпфированием. О т н о с и т е л ь н ы м д е м п ф и р о в а н и е м называют отно­ шение демпфирующего момента к моменту инерции вертолета относительно рас-

тивности управления к относительному демпфированию будет характеризовать реакцию вертолета на отклонение рычагов управления. Действительно, если пилот отклонит орган управления на единицу хода и зафиксирует его, то со временем полученное угловое ускорение под действием демпфирующего момента умень­ шится. И в дальнейшем при уравновешивании управляющего момента моментом демпфирования вертолет будет вращаться с постоянной угловой скоростью. Чем меньше эффективность управления и больше демпфирование, тем меньше угловая скорость вращения вертолета.

Отношение относительной эффективности управления к относительному демп-

чувствительность управления характеризует величину угловой скорости вращения при отклонении органа управления на единицу хода, то ее величину можно полу­ чить несколькими способами. Например, чувствительность управления может быть определена как отношение угловой скорости вращения к перемещению орга­ на управления.

У современных вертолетов большие постоянные угловые скорости вращения. Но это достигается в основном не вследствие значительной эффективности управ­ ления, а вследствие пониженного демпфирования. Чрезмерная чувствительность управления также нежелательна, как и недостаточная: высокая чувствительность управления может привести к раскачке вертолета, а при недостаточной чувстви­ тельности (эффективности) управления можно не успеть уйти с опасного режима полета.

Как отмечалось, чувствительность управления определяется соотношением относительной эффективности и относительного демпфирования. Поэтому на чув­ ствительность управления можно воздействовать с помощью этих параметров. Так приравнивают эффективность управления вертолета Ка-26 к эффективности

57