Всего на сайте:
248 тыс. 773 статей

Главная | Авиация, Авиастроение

БАЛАНСИРОВКА  Просмотрен 918

1. Продольная балансировка

Для рассмотрения балансировки, управляемости и устойчи­вости вертолета Ми-8 принята левая система координат с нача­лом в центре тяжести вертолета.

6ращения НЛ
у Рис. 97. Силы и моменты, действующие мент стабилизатора. Мо-
на вертолет Ми-8 в продольной плоско­сти в поступательном полете (продоль­ная балансировка)

мент тяги несущего винта является пикирующим при

Для выяснения условий продольной балансировки рассмот­рим продольные моменты, действующие на вертолет Ми-8 (рис. 97). На вертолет в любом режиме полета действуют сле­дующие продольные момен­ты: момент несущего винта, состоящий из момента тяги,, ^ п момента продольной силы и у/ ' момента втулки за счет раз-р' носа горизонтальных шар­ниров; продольный момент рулевого винта, состоящий из реактивного момента и моментов продольной и бо­ковой сия рулевого винта; момент фюзеляжа, возника­ющий за счет обдувки встречным потоком и пото­ком от несущего винта и мо-


передней центровке (центр тяжести впереди оси вала) и кабри-рующим при задней центровке (центр тяжести позади оси вала винта), моменты продольной силы и втулки за счет разноса го­ризонтальных шарниров — кабрирующие, суммарный их мо­мент—момент несущего винта всегда на всех режимах полета— пикирующий. Суммарный момент рулевого винта на всех режи­мах полета кабрирующий. Продольный момент фюзеляжа за счет обдувки несущим винтом на режиме (висения будет боль­шой, на других режимах он мал и в расчет не принимается, на всех режимах полета он будет кабрирующим; за счет встреч­ного потока продольный момент фюзеляжа будет кабрирующим только на режиме самовращения и пикирующим на всех осталь­ных режимах полета. Суммарный момент фюзеляжа будет каб­рирующим на режиме самовращения несущего винта, на висе-нии и на малых скоростях с работающими двигателями и пики­рующим на всех остальных режимах полета. Момент стабилиза­тора в зависимости от режимов полета может быть кабрирую­щим или пикирующим. Обычно на режимах полета с работаю­щими двигателями он кабрирующий, а на режиме самовраще­ния несущего винта — пикирующий.

Условием продольной балансировки является равенство пики­рующих и кабрирующих моментов, сумма всех продольных мо­ментов вокруг поперечной оси должна быть равна нулю:

Для соблюдения продольной балансировки также необходи­мо, чтобы сумма сил, действующих по продольной оси вертоле­та, была равна нулю. Условия равенства сил рассматривались при изучении режимов полета, здесь будет рассматриваться лишь равенство моментов.

В полете на всех режимах добиваются продольной баланси­ровки вертолета соответствующим отклонением кольца автомата перекоса при помощи ручки циклического шага в продольном направлении. Предельное отклонение кольца автомата перекоса вперед 7°, назад 5°30'.

Каждой скорости полета соответствует строго определенное отклонение кольца автомата перекоса в продольном направлении, оно также зависит от режимов полета вертолета, от величины центровки, угла установки стабилизатора, оборотов несущего винта, полетного веса (вертолета и высоты полета. На рис. 98 даны балансировочные кривые потребного отклонения кольца автомата перекоса в продольном направлении в зависимости от скорости полета при трех центровках: передней Хт = 0,37 м, нор­мальной Хг = 0,22 м и задней Хт= —0,03 м для горизонтального полета. Указанные балансировочные кривые построены по ре­зультатам летных испытаний вертолета Ми-8Т с нормальным полетным весом у земли и на высоте 200—500 м. Как видно по кривым, для горизонтального полета в диапазоне скоростей 60—


ПО км/ч балансировочные кривые почти не имеют наклона, т. е„ на этих скоростях требуется одно и то же положение автомата перекоса и ручки циклического шага для балансировки верто­лета. Следовательно, в этом диапазоне скоростей у вертолета отсутствует статическая устойчивость. Для перехода на большие скорости от режима висения до 40 км/ч и от скорости ПО км/ч и более в режиме горизонтального полета, а также и в наборе высоты требуется отклонение автомата перекоса и ручки управ­ления от себя, т. е. имеет

Предельное отклонение Аи 5° 301 место прямой характер

Предельное отклонение АН -7

изменения перемещения автомата перекоса по скорости. Следовательно, на указанных скоростях полета вертолет обладает статической устойчиво­стью. Наклон балансиро­вочной кривой в районе крейсерских скоростей го­ризонтального полета со­ставляет Ах/ЛУпр^—2,1° на 100 км/ч.

Рис. 98. Изменение потребных углов откло­нения кольца автомата перекоса в продоль­ном направлении для вертолета Ми-8Т в зависимости от скорости, режимов полета и центровки вертолета

По балансировочным кривым также видно, что для перехода от горизон­тального полета в режим набора высоты требуется

отклонение автомата перекоса и ручки циклического шага от себя, так как на большем режиме работы двигателей стабили­затор обдувается большим потоком от винта и создается боль­ший кабрирующий момент, который надо компенсировать дви­жением ручки управления от себя. На рекомендуемой скорости перехода из горизонтального полета в набор высоты 120 км/ч при нормальной центровке Хт=-0,22 м необходимо автомат пере­коса отклонить от себя на величину Л% = —0,4°.

Для перехода из горизонтального полета на режим самовра­щения несущего винта необходимо автомат перекоса отклонить на себя при любой скорости в момент перехода. На рекоменду­емой скорости перехода 140 км/ч при нормальной центровке Хт = 0,22 м необходимо автомат .перекоса отклонить на себя на Ах = 0,55°. Необходимость такого движения автомата перекоса объясняется тем, что уменьшение мощности приводит к появле­нию пикирующих моментов, которые необходимо уравновеши­вать движением ручки управления на себя.

По балансировочным кривым также видно, что при более передней центровке необходимо автомат перекоса и ручку управ­ления отклонять назад, при более задней центровке — вперед. Это объясняется тем, что при смещении центра тяжести верто


лета назад начинают преобладать кабрирующие моменты, а при смещении вперед — пикирующие.

Влияние высоты полета, веса вертолета, оборотов несущего винта и угла установки стабилизатора на потребное отклонение автомата перекоса на рис. 98 не показано. Как показали летные испытания, чем больше высота полета, тем требуется больше отклонение автомата перекоса вперед, так как на большей вы­соте при той же скорости требуется больший индуктивный поток, который и создает кабрирующий момент, действуя на стабили­затор. Разность в потребных углах отклонения автомата пере­коса, например, на высоте, 4000 м по сравнению с высотой 500 м на скорости 100 км/ч составит Дх=1°, на скорости 200 км/ч — .2°. Чем больше вес вертолета, тем требуется больше отклоне­ние автомата перекоса от себя, так как больший вес потребует большую мощность, а увеличение мощности приведет к увели­чению кабрирующих моментов, которые необходимо парировать движением ручки от себя для сохранения скорости полета.

Увеличение оборотов несущего винта приводит к уменьшению завала конуса вращения и аэродинамической силы назад, пре­обладают пикирующие моменты, которые необходимо париро­вать выбором автомата перекоса ручкой управления на себя. Но так как у вертолета Ми-8 на всех режимах полета обороты несущего винта поддерживаются автоматически постоянными, то указанный фактор практически не влияет на потребное от­клонение автомата перекоса.

Управляемый стабилизатор уменьшает потребное отклоне­ние кольца автомата перекоса в продольном направлении, как на режимах с работающими двигателями, так и на режиме авто­ротации, тем самым увеличивает запас управления, расширяет диапазон допустимых центровок. У вертолета Ми-8 управляе­мость хорошая, запасы управления на всех режимах полета дос­таточны, поэтому появилась возможность применить неуправля­емый стабилизатор. Для стабилизатора подобраны оптимальные установочные углы, при которых будут минимальные потребные отклонения автомата перекоса на всех режимах полета. Для вертолета Ми-8 установочный угол стабилизатора избран минус 6° относительно оси хвостовой балки независимо от варианта. Выбранные углы установки стабилизатора обеспечивают в пре­дельных случаях (висение с попутным ветром и полет на мак­симальной скорости) при предельных центровках, вполне при­емлемые максимальные значения углов тангажа при достаточ­ных запасах продольного управления.

Минимальный запас управления в направлении от себя бу­дет -при максимальной скорости горизонтального полета, равной 250 км/ч по прибору при предельно задней центровке Хт = = —0,03 м. При этом потребное отклонение автомата перекоса составит —4,85°, запас управления Ах^—2,15°, т. е. 17% от пол­ного диапазона продольного отклонения автомата перекоса.


 

 

    Х°   5°ЗОГЪ А.
    /,   /
    V т   /
    п   /
    ■4   
0тсе5я 17 Омм /на себя 171 7мм
200 100 / 100 1Х}мм   
        /
      /  
      
      / г  
    /   
    /7°   

Рис. 99. Взаимозаменяемость углов отклонения кольца автомата перекоса и хода ручки циклического шага в продольном направлении вертолета Ми-8

Рис. 100. Изменение углов тангажа верто­лета Ми-8 в зависимости от скорости, ре­жимов полета и центровки:

а—набор высоты; б—горизонтальный полет; в—

планирование на режиме самовращения несущего

винта


Минимальный запас управления в направлении на себя будет на режиме висения с предельно передней центровкой Хт = 0,37 м, .Потребное отклонение автомата перекоса составляет х= 1,55°, за-лас управления Ли = 3,95°, что составляет 31% от полного диа­пазона продольного отклонения автомата перекоса.

Каждому положению кольца автомата перекоса соответству­ет определенное положение ручки циклического шага (рис. 99). При нейтральном положении ручки в продольном направлении кольцо автомата перекоса имеет наклон (вперед 1°30/. Завал кольца автомата перекоса в продольном направлении достигает­ся при регулировке продольного управления и служит для того, чтобы при средних скоростях (крейсерских) полета и средних центровках ручка циклического шага в продольном направлении занимала положение, близкое к нейтральному, наиболее удобное для пилота. При скоростях меньше крейсерской ручка будет от­клонена на себя, и запас ее хода будет достаточен даже для ви­сения при попутном ветре и при предельно передней центровке. При скорости больше средней ручка должна быть отклонена от нейтрального положения в направлении от себя.

При каждой скорости полета вертолет балансируется с оп­ределенным углом тангажа: чем больше скорость, тем меньше угол тангажа, и наоборот. На рис. 100 даны балансировочные кривые углов тангажа вертолета Ми-8Т в режиме горизонталь­ного полета, при наборе высоты и на авторотации для двух цен­тровок: предельной передней Хт = 0,37 м и задней Хт =—0,03 м. По балансировочным кривым видно, что чем больше скорость полета, меньше режим работы двигателей и более передняя центровка, тем меньше угол тангажа вертолета, и наоборот. Максимальный угол тангажа получен на режиме висения при предельно задн-'ей центровке и составляет 7,1°. Минимальный угол тангажа получен на режиме авторотации на скорости 200 км/ч лри предельно передней центровке и составляет минус 3,8°.

Для продольной балансировки вертолета по уплу тангажа на всех установившихся режимах полета введен канал тангажа автопилота АП-34Б. При работе его в режиме стабилизации (основной режим работы) автопилотом удерживается заданный угол тангажа с точностью ±0,5°. При этом скорость полета не сохраняется, так как автопилот балансирует вертолет не по ско­рости, а по углу тангажа. Поэтому пилоту необходимо восста­навливать заданную скорость движением ручки циклического шага в продольном направлении в соответствующую сторону. При введении в дальнейшем корректора скорости автопилота необходимость такой балансировки отпадает.

2. Поперечная балансировка

Для выяснения условий поперечной балансировки рассмотрим поперечные моменты, действующие на вертолет Ми-8 вокруг про-


дольной оси X и силы по поперечной оси. В поперечном направ­лении вертолет Ми-8 может балансироваться без скольжения, но обязательно с правым креном (рис. 101, а) или без крена, но с левым скольжением (рис. 101,6). На вертолет Ми-8 действуют следующие поперечные моменты: момент рулевого винта (Гр.в.-/г2), момент фюзеляжа от встречного воздушного потока хф), момент несущего /винта, состоящий из момента боко­вой силы и момента втулки за счет разноса горизонтальных шар­ниров (Мхн.ц), и поперечный момент от киля за счет влияния на него рулевого винта хк).

 

а) б)

Рис. 101. Поперечная балансировка вертолета Ми-8: а—с правым креном; б—с левым скольжением

Для полета без скольжения необходимо, чтобы боковые си­лы были уравновешены, т. е. чтобы 5 + Д2гк+2ф = Гр.в, но для создания боковой силы необходимо аэродинамическую силу вин-га /? вместе с конусом вращения отклонить вправо, тогда по­явится инерционный момент >втулки за счет разноса горизонталь­ных шарниров (Мяв.т). Но для поперечной балансировки необхо­димо и равенство поперечных моментов:

Такое условие выполняется только при правом крене, так как плечи боковых сил Н\ и Н2 почти равны, а вправо действует инер­ционный момент втулки за счет разноса горизонтальных шар­ниров ХВтТ), который и создает правый крен. Крен вызывает составляющую веса С2, равную О зш/. Лишь теперь будет соблюдено равенство боковых сил по поперечной оси:

У вертолета Ми-8 на режиме висения правый крен составля­ет 2,5°. С увеличением скорости горизонтального полета до эко-


номической крен уменьшается ввиду уменьшения момента втул­ки, так как уменьшается потребная мощность, уменьшается при этом и реактивный момент несущего винта, а поэтому умень­шается потребная тяга рулевого винта, и завал конуса вправо должен быть уменьшен (рис. 102, кривая 1). На экономической скорости крен составляет 1°20/. При дальнейшем увеличении скорости крен снова увеличивается, так как потребная мощность растет. На максимальной скорости 250 км/ч крен составит 2°. На рис. 102 показаны изменения углов крена в режиме горизон­тального полета и при наборе высоты на номинальном режиме работы двигателей. В режиме набора высоты правый крен больше, чем в горизонтальном полете на всех скоростях, так как


О

50 100 150 200 Упр
 
 

Рис. 102. Изменение угла крена при полете верто­лета Ми-8 без скольжения:

/—в горизонтальном полете; 2—при наборе высоты

на этом режиме больше задана мощность. На режиме самовра­щения несущего винта вертолет будет иметь левый крен, так как конус вращения завален влево, и момент втулки направлен влево (см. рис. 83).

Для поперечной балансировки без крена поперечные момен­ты вокруг продольной оси должны быть уравновешены при от­сутствии крена (см. рис. 101,6). Для устранения крена необхо­димо уменьшить боковую силу 5 отклонением конуса и силы 7? винта лри помощи ручки циклического шага влево. Теперь боко­вые силы будут не уравновешены, т. е. тяга рулевого винта бу­дет больше суммы: 5-\-А2к-\-2ф, поэтому появится левое сколь­жение, вертолет будет обтекаться потоком воздуха спереди и слева под углом скольжения (3. В установившемся полете долж­но быть равенство моментов вокруг продольной оси X и равен­ство сил по поперечной оси 1. Боковая обдувка вертолета слева вызывает боковую силу на фюзеляже <32, которая и уравновеши­вает неуравновешенные силы. Теперь сумма всех сил по оси 2 будет равна нулю. При этом боковая сила <32 приложена почти в центре тяжести вертолета и дополнительного момента не соз­дает. С увеличением скорости полета боковая сила 0,г будет увеличиваться, и для соблюдения поперечной балансировки угол скольжения должен уменьшаться, что приведет к уменьшению боковой силы (22 (т. е. она будет в этих случаях сохраняться неизменной).


Рассматривая поперечную балансировку необходимо выяс­нить природу появления поперечной силы на киле вследствие влия­ния на него рулевого винта Д2К. Так как рулевой винт относи­тельно килевой балки установлен справа, а воздушный поток че­рез винт проходит слева направо, то .подходящий к килю поток за счет скорости полета скашивается индуктивным потоком ру­левого винта слева направо. В результате этого образуется угол атаки и возникает дополнительная аэродинамическая сила на киле А2К вследствие действия на него рулевого винта. Она направ-

  I   
     
     
      ЮУ„р, км/ч
     
    I  
    

7е

2 1

О ■1

-2

Рис. 103. Потребное отклонение кольца авто­мата перекоса в поперечном направлении в зави­симости от скорости полета, центровки и режимов полета:

/—горизонтальный полет; 2—набор высоты; 3—режим самовращения несущего винта

лена слева направо, приложена к центру давления киля и соз­дает поперечным момент АМХК, направленный вправо, а также путевой момент, значительный по величине и действующий в сторону реактивного момента несущего винта.

Для обеспечения поперечной балансировки вертолета на всех режимах полета, как без скольжения, так и со скольжением, предусматривается определенное отклонение кольца автомата перекоса в поперечном направлении и ручки циклического шага. У вертолета Ми-8 предельное поперечное ^отклонение ^ кольца автомата перекоса установлено вправо 3°24/, влево 4 12 . На рис. 103 даны балансировочные кривые потребного отклонения кольца автомата перекоса вертолета Ми-8 в поперечном направ­лении в зависимости от скорости полета, режимов полета для двух центровок: предельно передней Хт = 0,37 м и задней лт-= —0,03 м. По кривым видно, что при увеличении скорости по­лета необходимо отклонять кольцо автомата перекоса, а зна­чит, и ручку циклического шага справа налево. Наибольшее от­клонение кольца автомата перекоса (влево возникает на боль­ших скоростях полета на режиме самовращения несущего винта и составляет 1,75° на скорости более 200 км/ч по прибору при задней центровке Хт= —0,03 м. На этом режиме полета получен минимальный запас поперечного управления, но он равен 2,45 , что составляет 32,2% от полного поперечного отклонения коль-


л

ца автомата перекоса. Наибольшее отклонение кольца автомата перекоса вправо получено на режиме висения при предельнопередней центровке и составляет 1,9°, при этом запас поперечного управления равен 1,5°, что составляет 19,75% от полного диапа­зона поперечного отклонения автомата перекоса. По балансиро­вочным 'Кривым видно, что запа­сы поперечного управления верто­лета Ми-8 вполне достаточны.

7_
 
-1%, мм 100
100&.ММ
Ручка блебо 135±10
Рис. 104. Взаимосвязь углов от­клонения кольца автомата пере­коса и хода ручки циклического шага в поперечном направлении вертолета Ми-8

На рис. 104показана взаимо­связь отклонения кольца автома­та перекос а и хода ручки цикли­ческого шага в поперечном на­правлении. Как видно по рисунку, при нейтральном положении руч­ки циклического шага в попереч­ном направлении кольцо автома­та перекоса отклонено влево на 0°40/. Такой предварительный за­вал кольца автомата перекоса в поперечном направлении дости­гается при регулировке и нужен для того, чтобы при крейсерских скоростях ручка циклического шага в поперечном направлении

занимала положение, близкое к нейтральному Тогда при скоро­стях, меньше крейсерских, она будет находиться справа от нейт­рального положения, а на скоростях больше крейсерских — слева.

Для поперечной балансировки вертолета Ми-8 на всех уста­новившихся режимах полета введен канал крена автопилота АЛ-34Б. При работе этого канала в режиме стабилизации (ос­новной режим работы) автоматически удерживается заданный пилотом угол крена с точностью ±0,5°. При этом вертолет может совершать полет без скольжения или иметь определенное коор­динированное скольжение в зависимости от величины крена. Если крен такой, как указан на рис. 102, то 'вертолет скольже­ния не имеет, при углах крена меньше указанных вертолет бу­дет иметь правое скольжение, а при больших — левое скольже­ние. Такие координированные скольжения также стабилизиру­ются каналом крена автопилота.

3. Путевая балансировка

Для анализа путевой балансировки рассмотрим путевые мо­менты, действующие на вертолет. Как было установлено ранее, боковая балансировка может осуществляться с правым креном, но без скольжения или без крена, но с левым скольжением. Ус­ловия поперечной балансировки в этих двух случаях разобраны


ранее, теперь рассматриваются условия путевой балансировки при полете с креном и при полете со скольжением.

На рис. 105, а показаны силы и путевые моменты, действую­щие на вертолет при полете без скольжения, а на рис. 105,6 — с левым скольжением. На вертолет Ми-8 при полете без скольже­ния действуют следующие путевые хмоменты: момент рулевого винта Муу.в, путевой момент несущего винта (реактивный)

Мь
р-н.в»

путевой момент фюзеляжа, (возникающий вследствие


 
:,.,

то.вк

 

  1р.д     Л \ н УФ
а. мр.н.в     
  * с    

, б)

Рис. 105. Путевые моменты, действующие на вер­толет Ми-8:

а—полет без скольж'ения; б—полет с левым скольже­нием

воздействия встречного воздушного потока МУф и путевой мо­мент киля, (возникающий под влиянием рулевого винта Муц (рис. 105, а).

При полете с левым скольжением будет еще действо!вать и путевой момент, появляющийся воледслвие боковой обдувки фю­зеляжа, разворачивающей вертолет/влево (рис. 105,6).

Путевая балансировка вертолета при полете без скольжения обеспечивается равенством моментов, действующих вокруг вер­тикальной оси:

Так как на разных режимах полета и при разных скоростях требуются различные мощности и получаются различные реак­тивные моменты несущего винта, то при постоянном плече тяги рулевого винта для путевой балансировки потребуется различ­ная тяга рулевого винта, которую можно менять изменением установочных углов лопастей рулевого винта — его шага.


Путевая балансировка вертолета Ми-8 с левым скольжением обеспечивается равенством моментов (рис. 105,6):



Как видно, при полете с левым скольжением момент рулево­го винта дополнительно должен уравновешивать еще и путевой момент за счет боковой силы (}х фюзеляжа, поэтому тяга руле­вого винта при полете со скольжением должна быть больше, чем при полете без скольжения. Для увеличения тяги необходимо увеличить шаг рулевого винта движением правой педали вперед (особенно при малых скоростях -полета, на которых скольжение большое). Левое скольжение увеличивает завал конуса (Враще­ния вправо. Для получения левого скольжения и уменьшения завала конуса вправо следует увеличить завал кольца автомата перекоса влево с помощью ручки циклического, шага. Для урав­новешивания дополнительного бокового сопротивления <32 и со­здания большей тяги рулевого винта потребуется большая мощ­ность, что приведет к увеличению расхода топлива.

При полете без крена со скольжением вертолет сносит вле­во на величину угла скольжения, который называется аэродина­мическим углом сноса — Ус. аэр- С увеличением скорости полета угол сноса уменьшается, так как при этом увеличивается боко­вая сила С}х (см. рис. 105,6), а это потребует большего отклоне­ния конуса 'вращения вправо ручкой циклического шага. При этом боковая сила 5 растет при отсутствии крена и скольжение влево уменьшается.

Изменение угла скольжения при полете без крена и с раз­личными углами крена при режиме горизонтального полета на скорости 200 км/ч, наборе высоты на скорости 120 км/ч на но­минальном режиме работы двигателей и на режиме авторотации при скорости 140 км/ч для вертолета Ми-8 показано на рис. 107, а. Как видно ло наклонной прямой 1, в режиме горизонтального полета на скорости 200 км/ч угол скольжения при полете без кре­на составляет 2°, с уменьшением скорости угол скольжения уве­личивается и при скорости 100 км/ч он составляет около 8° (см. рис. 106,6). При наборе высоты углы скольжения будут больше, так как при этом режиме без скольжения угол правого крена больше, чем в горизонтальном полете. Для того чтобы угол крена уменьшить до нуля, потребуется большее левое скольжение, чем в горизонтальном полете (см. рис. 106, а, кри­вая 2). На режиме авторотации для полета без крена необхо­димо правое скольжение, так как крен на авторотации левый. Чтобы убрать его, необходимо создать правое скольжение (см. рис. 106,(2, кривая 3). С ростом скорости полета угол скольже­ния уменьшается по тем же причинам, что и на режимах полета с работающими двигателями. Практически выполнять полет точно без крена с такими малыми углами скольжения невозмож-


но, как и невозможно выполнять полет без скольжения с ма­лыми углами правого крена. Полет обычно выполняется или без крена, или с правым креном без скольжения, а иногда и с пра­вым креном больше указанного, дающим правое скольжение или с левым креном, дающим угол сноса больше, чем при полете без крена (см. рис. 106, а). Такие полеты с координированным сколь­жением приводят к дополнительным ошибкам в курсе следования, которые получаются и по другим причинам. На этом основании учитывать аэродинамический угол сноса при выполнении нави­гационных расчетов нецелесообразно, как для визуальных поле­тов, так и для полетов по приборам.


2 \ Ю 1ре скольжение
. -5 -10

 

ч к
   

100 150

&) б)

Рис. 106. Зависимость величины угла скольжения от угла крена
и скорости полета:


У-120 км/ч на номинальном режиме работы двигателей; ^-планирование нарежиме самовращения несущего винта при Уп =140 км/ч

Для обеспечения путевой балансировки вертолета Ми-8 на всех режимах полета и скоростях установлен определенный диа­пазон изменения шага рулевого винта. При полном отклонении правой педали вперед до упора максимальный шаг рулевого винта составляет 2Г+30', при отклонении левой педали до упора минимальный шаг составляет — 7°±25'. При нейтральном поло­жении педалей шаг рулевого винта номинальный и составляет 7°. На рис. 107 дана балансировочная кривая зависимости потреб­ного шага рулевого винта от скорости полета для режима гори­зонтального полета. Как видно из графика, для выполнения всех режимов полета с работающими двигателями требуется поло­жительный шаг. На режиме горизонтального полета с увеличе­нием скорости потребный шаг уменьшается до определенной скорости, а затем увеличивается. Уменьшение потребного шага до экономической скорости полета объясняется тем, что умень­шается потребная мощность несущего винта, а значит, и реак­тивный момент его, поэтому требуется меньший путевой момент рулевого винта. Кроме того, с увеличением скорости полета и по­лучением косой обдувки рулевого винта тяга его увеличивается без увеличения шага. На скоростях выше экономической, хотя потребная мощность для полета увеличивается, реактивный мо-250


мент несущего винта растет, но рулевой винт, вследствие косой обдувки, продолжает увеличивать тягу, и она оказывается больше потребной. Поэтому необходимо уменьшать шаг движе­нием левой педали вперед. Лишь при скорости больше 160— 170 км/ч вследствие дальнейшего увеличения потребной мощно­сти для полета и ухудшения условий работы рулевого винта шаг •необходимо увеличивать движением правой педали вперед.


9я. б
-10 \-'

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

            
__ Предельные значения <рхд при. отклонении правой педали до упора           
            
  \       Набор ча Нном      
              — - ,-------- «  
             
                   
      а и Ю Режим с 21 ^амовра винта 10 дения ^ У,км/ч несущего
                   
Предельные значения (рхц при отклонении левой педали до упора           
            ///////     

Рис. 107. Изменение потребного шага рулевого винта для путевой балансировки вертолета Ми-8 в зависимости от скорости горизон­тального полета:

«—для хвостового винта с предельными углами установки лопастей 2Г+30' и —7°±25/; Ь— для хвостового винта с предельными углами установки лопа­стей 18°13'±23' и 9°48'±30'

Чем больше задан режим работы двигателям, тем требуется больший шаг рулевого винта для уравновешивания возросшего реактивного момента несущего винта. Так, например, для ре­жима набора высоты на рекомендованной скорости при номи­нальном режиме работы двигателей и нормальном весе верто­лета требуется шаг рулевого внита 8°. Кроме того, потребный шаг рулевого винта на данном режиме полета и скорости зависит от оборотов несущего винта, величины скольжения или крена. Потребный шаг рулевого винта на режимах полета с работаю­щими двигателями в зависимости от оборотов несущего винта изменяется следующим образом: чем меньше обороты, тем больше потребный шаг, так как реактивный момент несущего винта обратно пропорционален оборотам винта: Мр.н.в =


= 716,2 Мн.в/пв.в. Кроме того, уменьшение оборотов несущего
винта приводит к уменьшению оборотов рулевого винта и его
тяги, так как трансмиссия к рулевому винту — жесткая. Это
явление особенно проявляется на режиме висения, когда несу­
щий винт имеет большой реактивный момент, педаль отклонена
вперед на большую величину. Если допустить на этом режиме
о полета уменьшение обо-

/Аи 1до13'3]
А
Прабая педаль дперед до упора
1001,пед/мм
Левая I : педальх дперед до\ упора
--10

-Рх.в\ 1 ://уу\ ?1О+ ?п* I ротов при той же мощно­сти (перетяжеление несу» щего винта), момент мо­жет увеличиться настоль­ко, что полного хода пра­вой педали вперед будет недостаточно для удержа­ния вертолета от стрем­лениям левому развороту., что в практике полетов и бывает, особенно на вертодромах, располо­женных на больших вы­сотах относительно уров­ня моря.

-9°48'г±30'
Рис. 108. Взаимосвязь шага рулевого винта и хода педалей вертолета: Верхняя кривая—для хвостового винта с пре­ й 21° +
р дельными углами установками лопастей 21° + и —7°±25'; нижняя кривая—для хвосто-

Наибольшее положи­тельное значение общего шага рулевого винта бу­дет на режиме висения и составит 14,2°. При этом запас управления соста-

+30' и —7°±25'; нижняя крива вого винта с предельными углами установки лопастей 18°13'±23' и —9°48'±30'

вит 6,8° или 32,2% от поло­вины полного диапазона. Еще большее значение по­ложительного шага будет

при маневрах на режиме висения при наличии ветра и может доходить до предельного значения. Минимальное значение шага бывает на режиме самовращения несущего винта. На режиме самовращения при рекомендованной скорости 140 км/ч потреб­ный шаг будет—1,6°, при этом запас управления составит 5,4° или 77% от половины полного диапазона шага рулевого винта. Еще большее значение отрицательного шага будет при левом развороте на режиме самовращения.

На рис. 108 показана (взаимосвязь изменения шага рулевого винта и хода педалей ножного управления. При положении пе­далей нейтрально шаг рулевого винта составляет 7° (4°), что соответствует потребному шагу для горизонтального полета при крейсерских скоростях. Этим обеспечивается удобство при пило­тировании вертолета.

Для путевой балансировки вертолета Ми-8 на всех устано­вившихся режимах полета введен канал курса автопилота АП-34Б,


При работе этого канала на режиме стабилизации (основной ре­жим работы) автопилотом удерживается заданный курс с точ­ностью ±1° на установившихся режимах полета вертолета.

Предыдущая статья:I II Щ.-И-Ц Следующая статья:УПРАВЛЯЕМОСТЬ
page speed (0.033 sec, direct)