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

летает техник или механик. Если же полет выполняется с одним членом экипажа, то на правом сиденье следует разместить грузбалласт весом 75—80 кГ. Максимальный вес перевозимого груза в варианте перебазирования зависит от взлетно-посадочного веса и требуемой заправки топливом.

§5 . БАЛАН СИ РОВКА ВЕРТОЛЕТА

Под п р о д о л ь н о й б а л а н с и р о в к о й понимают уравнове­ шивание продольных моментов. Продольная балансировка позво­ ляет при отсутствии внешних возмущений сохранить нулевую угло­ вую скорость вращения относительно поперечной оси и заданный

угол тангажа вертолета.

Относительно поперечной оси на вертолет в общем случае дей­ ствуют продольные моменты планера и несущего винта. Величина и направление продольного момента планера зависит от варианта применения, угла установки стабилизатора или руля высоты, угла атаки фюзеляжа. В аэродинамике принято выражать величину мо­ мента через его коэффициент:

М

где М — момент, кГм; q — скоростной напор, кГ/м2', S — площадь миделя, м2; I — длина фюзеляжа, м.

Изменение коэффициента продольного момента планера в гру­ зо-пассажирском варианте на различных углах атаки фюзеляжа и при разных углах установки стабилизатора показано на рис. 29.

Из рисунка видно, что близкая к линейной зависимость коэф­ фициента продольного момента от угла атаки фюзеляжа соответ­ ствует нулевому углу установки стабилизатора. Поэтому на вер­ толете Ка-26 для всех вариантов применения угол установки 0— 30'. При этом чем больше угол атаки фюзеляжа, тем меньше про­ дольный момент планера. На углах атаки больше —7°,5 момент планера становится пикирующим. Но полезно заметить, что умень-

Рис. 29. Зависимость коэффициента про­ дольного момента планера в грузо-пас­ сажирском варианте от угла атаки фюзе­ ляжа и угла установ ки стабилизатора

44

Рис. 30. Зависимость коэффициента продольного момента от угла атаки фюзеляжа:

1 — вариант с подвесной кабиной; 2 — с опыливателем; 3 — с опрыскивателем

шение угла установки вызывает увеличение продольного момента планера, потому что при постоянном угле атаки и бессрывном об­ текании на горизонтальном оперении увеличится абсолютная ве­ личина отрицательной подъемной силы. Увеличение же угла уста­ новки стабилизатора в этих условиях приведет к образованию дополнительного пикирующего момента.

Зависимость коэффициента продольного момента планера от угла атаки фюзеляжа в различных вариантах применения показа­ на на рис. 30. По графикам видно, что в диапазоне отрицательных углов атаки наибольший продольный момент создается в варианте

меньше, чем в варианте с опрыскивателем. Но на положительных углах атаки фюзеляжа при увеличении абсолютной величины угла атаки продольный момент вертолета в варианте с опрыскивателем становится меньше, чем в грузо-пассажирском (увеличивается пи­ кирующий момент). И прирост пикирующих моментов планера при увеличении угла атаки фюзеляжа в сельскохозяйственном вариан­ те более значительный, чем в грузо-пассажирском.

Для упрощения балансировки вертолета при снижении на ре­ жиме самовращения несущих винтов (положительные углы атаки фюзеляжа) угол установки руля высоты 16—1°.

У соосных вертолетов, имеющих передние центровки, момент тяги несущих винтов на всех режимах пикирующий, момент про­ дольных сил по расчетной схеме кабрирующий (см. рис. 11). При­ чем кабрирующий момент верхнего винта больше, чем нижнего, вследствие большего плеча продольной силы. Но удобнее моменты аэродинамических сил несущих винтов рассматривать совместно. Суммарный момент винта будет равен произведению аэродинами­ ческой силы винтов на ее плечо до центра тяжести. Расстояние от

45

центра тяжести до линии действия аэродинамической силы назы­ вают эффективной центровкой хЭфф. Таким образом, суммарный момент аэродинамических сил винтов равен

■Мн.В = -^н.в-^эфф-

Увинтов с шарнирным креплением лопастей при отклонении аэродинами­ ческой оси от конструктивной оси вращения образуется еще дополнительный мо­ мент. Условно его можно представить как момент от неуравновешенной центро­ бежной силы. Чем меньше угол взмаха относительно плоскости вращения, тем

больше удаление центра тяжести лопасти от конструктивной оси и больше центро­ бежная сила. Относительно же центра тяжести вертолета неуравновешенная цент­ робежная сила и создаст дополнительный инерционный момент, который всегда направлен в сторону отклонения конуса вращения несущего винта.

На винтах с разнесенными горизонтальными шарнирами дополнительный мо­ мент, образующийся на втулке, называют моментом от разноса горизонтальных шарниров. И более строгое объяснение инерционного момента втулки связано с величиной разноса этих шарниров.

Для обеспечения продольной балансировки на режимах полета с работающими двигателями суммарный момент несущих винтов и момент планера должны быть равны. Но величина суммарной аэродинамической силы винта определяется режи­ мом полета, и от режима полета (угла атаки фюзеляжа) зависит момент планера. Обеспечение продольной балансировки достигается изменением эффективной цент­ ровки и инерционного момента несущих винтов при изменении угла тангажа и отклонении аэродинамической силы винтов относительно конструктивной оси вра­ щения. Чтобы изменить направление аэродинамических сил относительно конст­ руктивной оси вращения пилот изменяет циклически углы установки лопастей, от­ клоняя ручку управления.

Кривая, показывающая зависимость потребного отклонения органа управления от режима полета, называется балансировочной.

Для вертолета Ка-26 балансировочные кривые будут приведены при рассмотрении режимов полета. Сейчас же можно отметить, что увеличение центровки вертолета и положительного угла атаки фю­ зеляжа приводит к дополнительным пикирующим моментам, поэто­ му для балансировки вертолета угол тангажа уменьшается и увели­ чивается отклонение ручки управления на себя. При увеличении абсолютной величины отрицательных углов атаки фюзеляжа уве­ личивается кабрирующий момент планера, и для продольной балансировки вертолета потребуется отклонение ручки управления от себя.

Расчетный полный диапазон хода ручки управления для про­ дольной балансировки вертолета Ка-26 равен 310 мм, при этом ход гидроусилителя — 80 мм.

П о д б о к о в о й б а л а н с и р о в к о й понимают уравновешивание путевых и поперечных моментов. Сбалансированный на заданном режиме полета вертолет при отсутствии внешних возмущений сохраняет нулевые угловые-скорости враще­ ния относительно продольной и вертикальной осей, а также постоянные углы кре­ на и скольжения. Для облегчения анализа можно рассматривать путевые и попе­ речные моменты отдельно.

Относительно продольной оси на вертолет в общем случае действуют поперечные моменты винта и планера. При отсутствии скольжения поперечный момент планера практически равен нулю, так как планер вертолета довольно симметричен. Но поперечные моменты несущих винтов в поступательном полете различные. При

46

(например, без крена) путевой момент планера можно уравнове­ сить разностью путевых моментов несущих винтов.

Как видно из рис. 31 и 32, величина поперечных и путевых мо­ ментов практически не зависит от угла атаки фюзеляжа, особенно при небольших углах скольжения. Следовательно, боковая балан­ сировка вертолета при изменении режима полета изменится незна­ чительно, и основное влияние на балансировку вертолета будут оказывать несущие винты. Использование вертолета в различных вариантах применения также не оказывает существенного влияния

47

Рис. 33. Зависимости коэффициентов путевого и поперечного моментов планера от угла скольжения, a$ = 14°,7:

1— вариант с подвесной кабиней; 2 — с опрыскивателем; 3 — с опыливателем

на величины боковых моментов при малых углах скольжения. Зави­ симости коэффициентов путевого и поперечного моментов от угла

вводят поправки в курс, что усложняет навигационные расчеты. Кроме того, в по­ лете со скольжением увеличивается вредное сопротивление вертолета и потребная мощность для полета. Увеличение же потребной мощности приводит к повышенным расходам топлива, уменьшению дальности и продолжительности полета и ухудше­ нию экономических характеристик эксплуатации. При полетах с внешней подвеской возможны колебания груза, а на малых скоростях при недостаточном запасе мощ­ ности может возникнуть самопроизвольное снижение. Если же полет выполняется на скоростях, близких к максимально допустимым, то скольжение может способ­ ствовать срыву потока с лопастей.

Но полет без скольжения должен выполняться с определенным креном, вели­ чина которого в основном зависит от режима полета, поперечной центровки вер­ толета, точности установки вала винтов в поперечном направлении и регулировок.

На соосных вертолетах величина угла крена при боковой балан­ сировке без скольжения незначительна. Поэтому для повышения точности пилотирования должны быть установлены указатели угла крена повышенной точности, охватывающие диапазон углов крена, близких к нулю. Установка же на вертолете Ка-26 авиагоризонта АГК-47ВК требует от пилота в полете по приборам постоянного кон­ троля за курсом, так как даже при незначительных изменениях угла крена, практически незаметных для пилота по авиагоризонту, верто­ лет уходит с курса. Следует отметить, что эта особенность присуща и другим вертолетам, особенно вертолетам одновинтовой схемы.

Для нормальной боковой балансировки Ка-26 и требуемых за­ пасов управления расчетное перемещение ручки управления в попе­ речном направлении составляет 270 мм, а педалей — 175 мм.

§6. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА УСТОЙЧИВОСТИ ВЕРТОЛЕТА

ИЕЕ ВИДОВ

Известно, что тело может иметь устойчивое, неустойчивое и безразличное состояния равновесия. Аналогично состояниям равновесия покоя можно рассмат­ ривать состояния равновесия движения. И если на вертолете было обеспечено равновесие (см. § 5) или его частичное условие — балансировка, то это еще не

48