Файл: Лалетин К.Н. Практическая аэродинамика вертолета Ка-26 учеб. пособие.pdf
ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 21.06.2024
Просмотров: 137
Скачиваний: 0
вертолет будет стремиться переме щаться в указанном направлении под действием составляющей аэродинами ческой силы на эту ось. А под действи ем дополнительного момента относи тельно центра тяжести вертолет будет изменять угол тангажа. Аналогичным образом вертолет перемещается вбок, и изменяется угол крена, если суммар ную аэродинамическую силу винтов на править вдоль поперечной оси.
Путевое управление на соосных вертолетах осуществляется дифферен циальным изменением реактивных мо ментов несущих винтов. Для увеличе ния эффективности путевого управле ния, особенно на режиме самовращения несущих винтов, дополнительные путевые моменты создаются рулями направления. Так, для изменения кур са реактивный момент одного из вин
тов увеличивается, а другого уменьшается, и одновременно от клоняются рули направления в сторону вращения винта с меньшим реактивным моментом.
У большинства современных вертолетов изменение величины и направления аэродинамических сил винтов достигается с по мощью автомата перекоса. На соосных вертолетах автоматов перекоса два.
На вертолете Ка-26 установлены автоматы перекоса кольцевого типа (рис. 20). Их конструкция позволяет изменять направление суммарной аэродинамической силы винтов при циклическом изме нении углов установки лопастей.
Одной из основных частей кольцевого автомата перекоса яв ляется невращающееся кольцо, имеющее карданную подвеску. Невращающееся кольцо с помощью подшипника соединено с вра щающимся кольцом, вращение которому передается от вала редуктора. Вращающееся кольцо соединено через шаровые опоры с тягами, управляющими углами установки лопастей. Если невра щающееся кольцо автомата перекоса отклонить с помощью конеч ных тяг цепей управления в какую-либо сторону, то в эту же сто рону отклонится и вращающееся кольцо. Это приведет к измене нию углов установки и углов взмаха лопастей. Например, в точке, где кольцо будет больше всего опущено, углы установки лопастей будут минимальны, а лопасть получит импульс на взмах вниз. Дополнительные маховые движения лопастей изменят направле ние аэродинамической силы винта.
На соосных вертолетах автоматы перекоса винтов работают так, что аэродинамические силы винтов отклоняются в одном на правлении. Если углы установки всех лопастей каждого из вин-
2—3938 |
33 |
t o b одновременно увеличить, переместив невращающееся кольцо вдоль вала винта вверх, то аэродинамическая сила винтов увели чится. При перемещении колец вниз углы установки всех лопастей винта и аэродинамическая сила уменьшатся. При этом одновре менное увеличение углов установки приводит к увеличению реак тивных моментов винтов, а уменьшение углов установки к их уменьшению. Но так как у соосных вертолетов винты вращаются в разных направлениях, то при одновременном увеличении углов установки верхнего и нижнего винтов на одну и ту же величину одинаково увеличатся и реактивные моменты. А поэтому переме щение по вертикали не должно сопровождаться разворотом вер толета. Если же у одного винта углы установки увеличить, а у другого уменьшить на эту же величину, то суммарная аэродина мическая сила почти не изменится. Но у винта с меньшими угла ми установки реактивный момент будет меньше и вертолет станет разворачиваться в сторону его вращения. Изменение общего и дифференциального шага на соосных вертолетах достигается спе циальным механизмом.
Схема управления вертолетом Ка-26 при использовании авто матов перекоса и механизма общего и дифференциального шага показана на рис. 21. Для отклонения суммарной аэродинамиче ской силы винтов и ручки управления (циклического шага) в одном направлении необходимо в продольно-поперечном управле нии предусмотреть так называемое опережение. Введение опере жения управления связано с тем, что лопасти с шарнирным креп-
Рис. 21. Принцип управления соосными вертолетами
34
лением обладают запаздыванием в реакции на действие внешнего импульса.
Чтобы получить движение вертолета в сторону отклонения ручки управления, лопасти должны получать возмущающий им пульс раньше по азимуту на величину запаздывания во взмахе.
Конструктивно опережение в продольно-поперечном управле нии можно выполнить различными способами. Причем на соосных вертолетах сближение лопастей должно быть наименьшим, поэто му кольца автоматов перекоса (тарелки) должны отклоняться параллельно. На вертолете Ка-26 это достигается креплением тяг 6 и 7 на продольной и поперечной осях (см. рис. 20) и смеще нием вперед по вращению тяг 5 управления углами установки лопастей. Учитывая, что аі = 36°, для вертолета Ка-26 опережение управления по азимуту составляет 54° (36+ 54).
§ 3. ЦЕНТРОВКА ВЕРТОЛЕТА
Положение центра тяжести, определяющее движение вертолета и начало коор динат задают центровкой. Относительно главных осй вращения различают про дольную, вертикальную и поперечную центровку.
Под продольной и поперечной центровками вертолета понимают расстояние от центра тяжести до оси вращения несущего винта, и под вертикальной центров кой — расстояние от центра тяжести до некоторой плоскости, перпендикулярной оси вращения.
На соосных вертолетах за характерную плоскость принята конструктивная плоскость вращения нижнего винта. Измеряют центровку обычно в миллиметрах или метрах. Центровочная схема вертолета Ка-26 изображена на рис. 22.
У современных соосных вертолетов разнос грузов по вертикаль ной оси незначителен, и поэтому вертикальную центровку в эксп луатации обычно не регламентируют. Так, на вертолете Ка-26 без грузов на внешней подвеске вертикальная центровка изменяется в диапазоне примерно 960—1000 м м и существенного влияния на динамику полета не оказывает. Поперечная же центровка обычно близка к нулю.
Наибольшее значение в летной эксплуатации имеет продольная центровка. Пределы продольной центровки устанавливают из условия достаточных запасов управления на эксплуатационных режимах. Определяются пределы эксплуатацион ных центровок величиной балансировочного угла. Б а л а н с и р о в о ч н ы м у г л о м называют угол, заключенный между осью несущих винтов и равнодействую щей силой лопастей. Предельная величина балансировочного угла б определяется характеристиками управления и прочности. Чем больше балансировочный угол, тем больше при обычных системах управления динамические нагрузки. Кроме того, на величину балансировочного угла оказывают влияние аэродинамические характе ристики, динамика движения лопастей и конструктивные параметры. Схематически максимальные балансировочные углы в продольном направлении показаны на рис. 23. Как видно из рисунка, центр тяжести вертолета должен находиться в опре деленном диапазоне. Если же центр тяжести переместится от оси винтов на значи тельную величину, например в точку 5 или 8, то сбалансировать вертолет будет невозможно. Чем меньше вертикальная центровка, тем меньше допускаемое из условий балансировки смещение центра тяжести от оси вращения.
2 35
|
|
|
|
|
|
Но, как отмечалось, верти |
|||||||
|
|
|
|
|
|
кальная центровка для вертоле |
|||||||
|
|
|
|
|
|
та Ка-26 в эксплуатации не рас |
|||||||
|
|
|
|
|
|
считывается, |
поэтому |
|
пределы |
||||
|
|
|
|
|
|
продольной центровки устанавли |
|||||||
|
|
|
|
|
|
вают |
с |
|
определенным |
запасом |
|||
|
|
|
|
|
|
вдоль |
строительной горизонтали |
||||||
|
|
|
|
|
|
фюзеляжа, которая расположена |
|||||||
|
|
|
|
|
|
от точки пересечения конструк |
|||||||
Рис. 22. |
Центровочная схема |
|
верто |
тивной плоскости и оси вращения |
|||||||||
|
нижнего |
|
винта |
на |
расстоянии |
||||||||
1 |
|
|
|
|
|
1708 |
мм. |
На |
соосных |
вертолетах |
|||
лета: |
|
|
ось вращения |
|
винтов; |
допускается |
положение |
центра |
|||||
2 — конструктивная |
|
||||||||||||
— конструктивная |
плоскость вращения |
тяжести только впереди оси несу |
|||||||||||
нижнего |
винта; |
|
— конструктивная плос |
щих винтов. |
|
величину допус |
|||||||
кость вращения верхнего винта; |
|
— стро |
Наибольшую |
||||||||||
ительная |
|
3 |
|
|
|
каемого в эксплуатации удаления |
|||||||
горизонталь фюзеляжа |
4 |
|
|||||||||||
|
|
|
|
|
|
центра |
тяжести |
от оси |
несущих |
||||
|
|
|
|
|
|
винтов вдоль продольной оси на |
|||||||
6
Рис. 23. Балансировочные углы вертолета:
1 — максимально возможное отклонение равнодействующей силы несущих винтов
назад; |
2 |
— конструктивная ось вращения |
|||||||||
несущих |
винтов; |
3 |
— максимально воз |
||||||||
можное |
отклонение равнодействующей |
||||||||||
силы |
|
винтов вперед; |
4 |
— строительная |
|||||||
горизонталь |
фюзеляжа; |
5 — центровка |
|||||||||
больше |
предельно |
задней; |
|
6 |
— предель |
||||||
но |
задняя |
центровка; |
7 — предельно |
||||||||
передняя |
центровка; |
|
|
8 |
— центровка |
||||||
|
|
|
|||||||||
больше предельно передней
зывают предельной передней центровкой. Наименьшее допускаемое удаление центра тяжести от оси несущих винтов вдоль про дольной оси называют предельной задней центровкой. Для вертоле та Ка-26 во всех вариантах при менения предельно передняя цент ровка — 250 мм, а предельно зад няя— 93 мм. Наибольшее допус каемое в эксплуатации удаление центра тяжести от оси несущих винтов вдоль поперечной оси на зывают предельной левой и пре дельной правой центровкой.
Для вертолета Ка-26 во всех вариантах применения предельно правая центровка — 100 мм, а пре дельно левая центровка— 145 мм.
Для исключения в полете опасных центровок их предвари тельно рассчитывают.
При расчете следует стремить ся исключить и предельные цент ровки.
36
§4. РАСЧЕТ КОММЕРЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ
ИЦЕНТРОВКИ ВЕРТОЛЕТА
Положение центра тяжести вертолета зависит от веса и центровки пустого вертолета, а также веса и размещения нагрузки.
Коммерческая нагрузка — это нагрузка, которая оплачивается по соответствующим тарифам. Она может включать в себя вес пассажиров, багажа, почты, химикатов и прочих грузов. Величина коммерческой нагрузки зависит от максимально допустимого по летного веса, весов пустого вертолета, топлива, служебной нагруз ки и дополнительного съемного оборудования, устанавливаемого на вертолете. Подсчитывается коммерческая нагрузка по формуле
G k |
= = G n o n |
G t |
G qjx |
G доп |
G n ycT - |
Взлетный или |
посадочный |
вес |
вертолета |
Опол определяется |
|
исходя из конкретных условий и обеспечения безопасности полета. Максимально допустимый полетный вес для всех вариантов по условиям прочности — 3250 кГ, а минимально допустимый по условиям безопасности — 2150 кГ. В конкретных условиях макси мально допустимый вес из условий безопасности полетов рассчи тывается по специальным номограммам и графикам (см. гл. IV
и V II).
Вес топлива GT складывается из расходов топлива на всех участках полета, аэронавигационного запаса и топлива, расходуе
мого при прогреве и опробовании |
двигателей. |
Полная емкость |
|||||||||||||
основных баков — 630±15 |
л. |
При удельном весе топлива 0,75 |
кГІл |
||||||||||||
и емкости топливной системы 620 |
л |
в передних баках помещается |
|||||||||||||
240 |
кГ, |
а в заднем баке — 225 |
кГ. |
Два |
дополнительных 'подвес |
||||||||||
ных топливных бака имеют общую емкость 320±4 |
л. |
Таким обра |
|||||||||||||
зом, |
максимальный вес заправляемого топлива |
примерно 700 |
кГ. |
||||||||||||
Служебная нагрузка |
G CJ1 |
включает вес пилота |
(в среднем 80 |
кГ) |
|||||||||||
и его специального снаряжения (до 3 |
кГ) |
|
|
|
|
|
|||||||||
|
кГи. вес масла. В служеб |
||||||||||||||
ное снаряжение может быть включен спирт для противообледени- |
|||||||||||||||
тельной системы стекол кабины весом 4 |
Заправка |
маслом оп |
|||||||||||||
ределяется в конкретном |
полете его продолжительностью. Нор |
||||||||||||||
мальная заправка маслом — 45 |
кГ, |
полная емкость маслобаков — |
|||||||||||||
|
|
||||||||||||||
38 +1 л.
Дополнительное снаряжение GÄOn устанавливается по требова нию заказчика. Во всех вариантах оно включает: связную корот коволновую радиостанцию Р-842 с антенной, курсовую систему ГМК-1АЭ с выключателем коррекции, радиовысотомер РВ-3 с ан теннами, радиокомпас АРК-9 с антенной, преобразователь ПО-250А; в вариантах с подвесной кабиной также устанавливается третий абонентский аппарат, поэтому вес дополнительного обору дования— 72 кГ, а в остальных вариантах — 68 кГ. По заявкам подразделений поставляется дополнительное сиденье и второе управление в кабине пилота, бензообогреватель с системой управ ления, противообледенительная система лопастей со спиртом и датчиком, оі нетушитель, подвесные баки, фильтр-сепаратор.
37
