Динамика полета Ми-8: Балансировка, устойчивость, управляемость

«Омский летно-технический колледж гражданской авиации имени А.В. Ляпидевского»
филиал Федерального государственного бюджетного образовательного учреждения
высшего профессионального образования
«Ульяновское высшее авиационное училище гражданской авиации (институт)»
(ОЛТК ГА филиал ФГБОУ ВПО УВАУ ГА (И))
Васильев В.С.
Динамика полета вертолета Ми-8
Особенности балансировки, устойчивости
и управляемости вертолета Ми-8
Методическое пособие
2014
В методическом пособии рассматриваются вопросы динамики полета
вертолета Ми-8, включающие в себя особенности балансировки, устойчивости
и управляемости вертолета. Даются рекомендации по изучению физической
сущности данных явлений, обоснование ограничений эксплуатации на
основных режимах полета.
Пособие предназначено для курсантов специальности «Летная эксплуатация
ЛА», а также для летного состава, проходящего переподготовку и переучивание
на вертолет Ми-8.
Автор: Васильев В.С.
Рецензент: командир АЭ летно-технического колледжа ГА Семесюк А.И.
Васильев В.С. – Динамика полета вертолета Ми-8. Особенности балансировки,
устойчивости и управляемости вертолета Ми-8. Методическое пособие. – Омск:
ОЛТК ГА филиал ФГБОУ ВПО УВАУ ГА (И), 2014 г. - 48 с.
Тип. ОЛТК ГА, зак. 57, тир. 120, 2014 г.
2
ВВЕДЕНИЕ
В разделах практической аэродинамики вертолета важное место отводится
динамике полета, изучающей особенности балансировки, устойчивости и
управляемости вертолета, а также закономерности движения центра масс под
влиянием внешних сил.
Поведение вертолета в полете подчиняется основным законам движения и
поэтому может быть изучено на основе положений механики тела,
находящегося под действием совокупности сил и моментов. Положение центра
масс на вертолете (центровка) влияет на соотношение моментов внешних сил,
поэтому необходимо знать ограничения по центровке, установленные
Руководством по летной эксплуатации вертолета Ми-8.
Одной из задач динамики полета вертолета является определение запасов
устойчивости и управляемости на данном режиме полета. Для изучения этих
вопросов рассматриваются схемы взаимодействия сил и моментов, уравнения
их равновесия, а также балансировочные кривые вертолета Ми-8.
Вопросы балансировки, устойчивости и управляемости вертолета
взаимосвязаны, однако для их изучения используются различные методы
анализа. Для анализа балансировки вертолета необходимо знать направление
сил и моментов, действующих в связанной системе координат, условия их
равновесия, причины нарушения в полете и способы уравновешивания с
помощью рычагов управления. Используя балансировочные кривые, можно
оценить запасы управления вертолетом на данном режиме полета.
При изучении вопросов устойчивости рассматривается реакция вертолета на
внешнее возмущение, физическая картина возникновения восстанавливающих
моментов со стороны несущего и рулевого винтов, фюзеляжа, стабилизатора,
киля.
Используя данные летных испытаний, необходимо знать характер
возмущенного движения вертолета Ми-8 по крену, тангажу, курсу как без
автопилота, так и с включенным автопилотом. От степени устойчивости
вертолета зависит характер управляющих воздействий пилота и расходы
органов управления в зависимости от режима полета.
Для сравнительной оценки управляемости вертолета используется ряд
показателей. Пользуясь этими показателями, можно сделать вывод о летных
возможностях вертолете Ми-8, при этом увязать их с практическими
рекомендациями и летными ограничениями Руководства по летной
эксплуатации (РЛЭ).
Целью настоящих методических указаний является:
- выявить основные вопросы темы и проанализировать их;
- дать методические рекомендации по изучению вопросов равновесия,
балансировки и устойчивости вертолета Ми-8.
3
I РАВНОВЕСИЕ И БАЛАНСИРОВКА ВЕРТОЛЕТА
1.1 Общие положения
Режимы полета характеризуются такими параметрами, как скорость, высота,
мощность силовой установки и условно подразделяются на установившиеся и
неустановившиеся.
Признаком установившегося режима является равномерное и прямолинейное
движение вертолета, при этом значение и направление скорости с течением
времени остаются неизменными. К установившимся режимам относятся:
горизонтальный полет вертолета, набор и снижение с постоянным углом
наклона траектории, планирование на режиме самовращения НВ, правильный
вираж.
Признаком неустановившегося режима является непрерывное изменение
скорости и углового положения вертолета, исправление траектории центра
масс. К этой группе режимов относятся: взлет, посадка, маневрирование,
переходные участки полета.
Длительный полет по маршруту, как правило, является установившимся. Он
отличается экономичностью и более простой техникой пилотирования.
Основным условием выполнения установившихся режимов полета является
соблюдение полного равновесия сил и моментов, действующих не вертолет.
Равновесием принято называть такое состояние вертолета, при котором
сохраняется прямолинейное и равномерное движение центра масс, а моменты
внешних сил не вызывают вращения вертолета относительно связанных осей.
Пилот добивается равновесия вертолета на заданном режиме путем отклонения
органов управления в балансировочное положение.
Под балансировкой понимается потребное отклонение органов управления,
при котором выполняются все условия равновесия вертолета в установившемся
движении с постоянной скоростью.
При изучении вопросов равновесия и балансировки вертолета Ми-8
рекомендуется знать:
- какие силы и моменты действуют на вертолет в полете;
- каковы должны быть условия продольной, поперечной и путевой
балансировки;
- под влиянием каких факторов может быть нарушено равновесие вертолета;
- какое влияние на движение вертолета и его балансировку оказывает
центровка;
- какими способами осуществляется балансировка вертолета Ми-8 в полете;
- как пользоваться связанной системой координат;
- как составлять уравнения равновесия вертолета относительно осей 0x,
0y,0z;
- как с помощью балансировочных кривых вертолета Ми-8 определять
потребные отклонения органов управления, а также запасы управления на
различных установившихся режимах полета;
- на каких режимах полета запасы управления минимальны, какие
ограничения установлены РЛЭ вертолета Ми-8.
4
1.2 Связанная система координат
Для анализа движения вертолета используется так называемая связанная
система координат, состоящая из трех взаимно перпендикулярных осей,
жестко связанных с вертолетом. Начало координат выбрано в центре масс
вертолета.
Зная направление осей, можно определить силы, действующие в продольной,
поперечной и азимутальной плоскости, а также моменты этих сил. Взаимное
расположение координатных систем, направления осей, углов и моментов
показано на рис. 1.
Рис. 1 Связанная система координат
В соответствии с ГОСТ 22499-77 "Аппараты винтокрылые, механика полета в
атмосфере" приняты следующие обозначения:
Ох - продольная ось вертолета, проходит параллельно строительной оси
фюзеляжа, лежит в плоскости симметрии и направлена вперед к носу
вертолета;
Оу - нормальная ось вертолета, лежит в его плоскости симметрии и
направлена перпендикулярно оси Ох в сторону несущего винта;
Оz - поперечная ось, направлена перпендикулярно плоскости симметрии
вертолета в сторону его правого борта.
Оси связанной системы координат и образуемые ими плоскости являются
базовыми при установке приборов, фиксирующих угловое положение вертолета
по отношению к земле, - авиагоризонта, компаса и других. Пространственное
положение вертолета относительно связанных осей характеризуется углами
тангажа, крена и рыскания.
Угол тангажа υ - угол между продольной осью Ох и местной горизонтальной плоскостью; положителен, если продольная ось проходит выше
горизонтальной плоскости.
Угол крена γ - угол между нормальной осью Оу и вертикальной плоскостью,
проходящей через ось Ох; положителен при правом крене.
5
Угол рыскания ψ - угол между проекцией продольной оси Ох на местную
горизонтальную плоскость и курсом полета; положителен при повороте
вертолета влево.
Изменение углов тангажа и крена пилот оценивает по положению остекления
кабины относительно линии видимого горизонта или по показаниям
авиагоризонта. Изменение угла рыскания определяется по показаниям
курсовых приборов.
На вертолет действуют следующие моменты:
Mz - продольный момент. Вызывает вращение вертолета относительно
поперечной оси Oz . Приводит к изменению угла тангажа. Положительные
моменты называются кабрирующими, а отрицательные - пикирующими;
Мх - поперечный момент. Вызывает вращение вертолета относительно
продольной оси Ох. Приводит к изменению угла крена. Является
положительным при крене вправо и отрицательным при крене влево;
Му- путевой момент (момент рыскания). Вызывает вращение вертолета
относительно оси Оу. Приводит к изменению угла рыскания. Является
положительным при развороте вертолета влево и отрицательным при развороте
вправо.
Ввиду того, что начало связанной системы координат располагается в центре
масс, большое влияние на балансировку, устойчивость и управляемость
оказывает центровка. Поэтому необходимо уяснить следующие вопросы:
- что понимаемся под центровкой;
- виды центровки, причины изменения центровки;
- влияние центровки на состояние равновесия вертолета;
- почему установлены пределы центровки;
- методы расчета и проверки центровки на вертолете.
Вывод. Знание принятых обозначений и системы отсчета необходимо для того,
чтобы с помощью соответствующих схем и графиков понять особенности
движения вертолета и управления им в продольной, поперечной и
азимутальной плоскостях.
I.3 Центровка вертолета
Под центровкой вертолета понимается расстояние от его центра масс до оси
и плоскости вращения НВ.
Центровка вертолета представляется в виде трех координат ХТ, УТ, ZТ (рис.2)
и рассчитывается в единицах длины (м, мм):
ХТ- продольная центровка - расстояние от центра масс вертолета до оси вала
НВ. Если центр масс расположен впереди оси вала НВ, центровка считается
положительной, если позади оси вала НВ - отрицательной;
УТ - вертикальная центровка - расстояние от центра масс вертолета до плоскости вращения НВ;
ZТ - боковая центровка - расстояние от центра масс вертолета до продольной
плоскости вертолета, проходящей через ось вала НВ.
6
Рис. 2 Центровка вертолета
На величину центровки оказывают влияние: размещение загрузки,
оборудование, компоновка вертолета, заправка топливом и ряд других
эксплуатационных факторов. При этом степень их влияния на смещение центра
масс неодинакова. Наибольшее изменение при эксплуатации вертолета имеет
продольная центровка ХТ . Вертикальная центровка может изменяться при
размещении части груза на внешней подвеске, а боковая центровка - при
несимметричном размещении грузов в кабине.
Смещение центра масс вертолета вызывает изменение моментов,
действующих на вертолет. Следовательно, нарушается его равновесие в полете,
возникает необходимость балансировки с помощью органов управления. При
значительных изменениях центровки возможна нехватка запасов управления вертолет будет неуправляемым. По этой причине необходимо выдерживать
допустимый диапазон эксплуатационных центровок.
Для вертолета Ми-8 установлен диапазон продольных центровок
+370...-80 мм. Это означает, что при расположении центра масс вертолета на
расстоянии более 370 мм впереди оси НB отсутствует необходимый запас на
отклонение ручки управления (РУ) "на себя" на режиме висения. При
расположении центра масс на расстоянии более 80 мм позади оси НВ исчезает
запас на отклонение РЦШ "от себя" в полете на максимальной скорости.
На вертикальную и боковую центровку пределы не установлены, однако
необходимо учитывать, что эти виды центровки влияют на чувствительность и
эффективность управления. Так, при транспортировке груза на внешней
подвеске центр масс системы вертолет-груз смещается вниз. Вследствие этого
увеличиваются
продольные
и
поперечные
моменты
от
полной
аэродинамической силы несущего винта Rн. При одинаковых завалах конуса
вращения НВ плечо полной аэродинамической силы Rн становится тем
больше, чем ниже расположен центр масс вертолета. Повышается
чувствительность управления, пилотирование вертолета усложняется, особенно
на переходных режимах полета.
В целях обеспечения безопасности полета экипаж обязан контролировать
размещение груза в кабине и его надежное крепление. Перед вылетом
необходимо производить расчет центровки вертолета с помощью
7
центровочного графика. В случае необходимости центровка определяется
методом простого расчета по формуле:
 i
,
Gi
Хт =
где Mi - сумма статических моментов от масс пустого вертолета, постоянного
и переменного оборудования и грузов относительно оси вала НВ; Mi - сумма
масс грузов, входящих в состав вертолета.
Окончательно продольная и поперечная центровки проверяются на режиме
висения по положению ручки управления в продольном и поперечном
направлениях.
Вывод: Соблюдение установленного диапазона центровок гарантирует
возможность безопасного пилотирования на всех режимах полета, в том числе в
условиях турбулентной атмосферы, что подтверждено летными испытаниями и
практикой летной эксплуатации.
I.4 Условия равновесия
Согласно второму закону механики вертолет, как любое твердое тело,
движется прямолинейно и равномерно, и равнодействующая всех действующих
нa него внешних сил равна нулю. Следовательно, необходимым условием

установившегося полета вертолета является равновесие внешних сил: Fi = 0,
где Fi- вектор какой-либо силы.
Однако внешние силы, за исключением силы тяжести, как правило, не
проходят через центр масс. Следовательно, они создают моменты относительно центра масс, стремящиеся развернуть вертолет в пространстве.
Аэродинамические силы и их направление зависят от ориентации вертолета
относительно направления движения. Следовательно, при неизменной скорости
набегающего потока равновесие сил сохраняется лишь в том случае, если
вертолет не поворачивается относительно воздушного потока. Для этого к
условию равновесия сил необходимо добавить уравнение равновесия моментов:
i  0 , где Mi– вектор момента силы Fi относительно центра масс.
Выводы:
1. Условием полного равновесия вертолета является равенство нулю
алгебраической суммы внешних сил и их моментов относительно центра масс.
2. Полного равновесия пилот добивается путем балансировки вертолета, в
процессе которой изменяется тяга несущего и рулевого винтов.
Балансировка вертолета рассматривается относительно осей Ох, Оу , Oz и
соответственно подразделяется на продольную, поперечную и путевую.
Поперечная и путевая балансировки объединяются общим понятием боковая
балансировка.
Контрольные вопросы
1. Что понимается под балансировкой вертолета?
2. Что такое связанная система координат?
3. Какие углы характеризуют пространственное положение вертолета?
4. Как действуют моменты относительно осей Ох, Оу, Oz?
8
5. Что понимается под центровкой вертолета? Почему установлены
ограничения по передней и задней центровкам?
6. Какое влияние на поведение вертолета оказывает вертикальная и поперечная
центровки?
7. Назовите причины изменения центровки на вертолете. Как рассчитывается и
проверяется центровка перед полетом?
8. Сформулируйте условия полного равновесия вертолета.
1.5 Продольная балансировка
Целью продольной балансировки является выдерживание пилотом
заданного угла тангажа и поступательной скорости вертолета. Вертолет
считается сбалансированным, если он находится в состоянии равновесия под
действием сил и моментов, действующих в продольной плоскости,
перпендикулярной поперечной оси Oz .
На вертолет Ми-8 в полете действуют следующие продольные моменты
(рис.3):
- момент несущего винта Мzн = Rн·ХТ эф.
ХТэф - эффективная центровка вертолета, представляющая собой расстояние
между вектором полной аэродинамической силы НВ Rн и центром масс
вертолета;
- инерционный момент на втулке за счет разноса горизонтальных шарниров
(ГШ) Mzr.
Суммарный момент от НВ и разноса ГШ является пикирующим на моторном
режиме полета и кабрирующим на режиме самовращения НВ. Он зависит от
центровки и балансировочного наклона конуса вращения НВ;
Рис. 3 Продольная балансировка вертолета
- момент рулевого винта Mzр. Представляет собой реактивный момент РВ.
Является кабрирующим на всех режимах полета и зависит oт углов установки
лопастей РВ;
- момент фюзеляжа Mzф. Возникает за счет обдувки фюзеляжа встречным и
индуктивным потоками. Суммарный момент фюзеляжа является кабрирующим
на малых скоростях полета и при самовращении НВ, а на режимах моторного
полета – пикирующим;
9
- момент стабилизатора MzсТ. На режимах полета с работающими
двигателями является кабрирующим, так как при отрицательном угле
установки подъемная сила стабилизатора УсТ направлена вниз. На режиме
самовращения НВ момент MzсТ является пикирующим.
Условием продольного равновесия вертолета является равенство нулю
алгебраической суммы продольных моментов, действующих относительно
поперечной оси 0z:
Мz = -Mzн – Mzr  Mzф  Mzст + Mzр =0.
(I)
Из уравнения (I) следует, что вертолет находится в состоянии продольного
равновесия при определенном значении момента от несущего винта Mzн. При
изменении моментов Mzн и Mzr равновесие нарушается, и вертолет переходит
на новый режим полета. Следовательно, для балансировки вертолета пилот
должен с помощью РУ изменить наклон конуcа вращения НB. При этом
изменяется направление полной аэродинамической силы НВ Rн, эффективная
центровка ХТэф, а значит и продольный момент от НВ.
В установившемся полете пилот стремится выдержать прямолинейное и
равномерное движение вертолета, для чего РУ удерживается в
балансировочном положении и незначительно отклоняется лишь для
парирования возмущений.
Отклонение конуса вращения НВ кинематически связано с органами
управления – кольцом автомата перекоса и РУ и зависит от следующих
факторов: скорости полета, центровки, режима работы двигателей.
1.5.1 Балансировочные кривые вертолета Ми-8
продольной балансировки
На рис. 4 приведены балансировочные кривые вертолета Ми-8. Они
представляют собой графические зависимости углов отклонения кольца
автомата перекоса (АП) в продольном отношении χоот скорости полета. Кривые
построены расчетным путем для различных вариантов центровок, при
постоянном положении рычага "шаг-газ" (мощности двигателей).
При увеличении скорости полета балансировочное отклонение χо кольца АП
вперед возрастает. Это объясняется тем, что чем больше поступательная
скорость вертолета, тем сильнее естественный завал конуса вращения НВ
назад, при котором преобладают кабрирующие моменты. Следовательно, для
сохранения продольного равновесия пилот должен отклонить РЦШ "от себя".
В диапазоне скоростей 30...80 км/ч балансировочные кривые имеют обратный
наклон. Это свидетельствует о том, что вертолет Ми-8 на этом участке полета
имеет статическую неустойчивость по скорости (устойчивость будет
рассмотрена в разделе 2). Поэтому для разгона скорости пилот должен
первоначально отклонить РЦШ "от себя", а затем зафиксировать в положении
"на себя", т.е. выполнять двойные, возвратные движения.
10
Рис. 4 Балансировочные кривые продольных
отклонений кольца АП от скорости по прибору
При более задней центровке вертолета балансировочная кривая смещается
вверх, т.е. кольцо АП должно занимать более переднее положение. Это вызвано
тем, что момент от полной аэродинамической силы НВ RH изменяется на
кабрирование. Наоборот, при более передней центровке момент силы RH
изменяется на пикирование. Кольцо АП должно занимать более заднее
балансировочное положение - кривая смещается вниз.
При увеличении массы вертолета, высоты полета, температуры наружного
воздуха полет выполняется на повышенных режимах работы двигателей и шаге
НВ. Условия продольной балансировки на данной скорости изменяются.
Вследствие дополнительного скоса потока на стабилизаторе, а также
увеличения реактивного момента рулевого винта
Mzр возрастает
кабрирующий момент. Следовательно, по сравнению с пониженными
режимами, кольцо АП должно занимать более переднее положение. На режиме
самовращения НВ вертолет балансируется при заднем положении кольца
автомата перекоса и РУ, так как вследствие большой вертикальной скорости
снижения стабилизатор создает пикирующий момент.
На режиме висения, особенно при предельно-передней центровке +370 мм,
несущий винт создает наибольший пикирующий момент. Поэтому РУ должна
занимать положение "на себя", а кольцо автомата перекоса иметь наибольший
наклон назад. При движении вертолета назад или при попутном ветре "расход"
отклонения РЦШ "на себя" должен быть еще больше.
В полете на максимальной скорости, особенно при предельно-задней
центровке, "сдув" конуса вращения НВ назад наибольший, РЦШ и кольцо АП
должны занимать наиболее переднее положение.
11
Рассматривая балансировочные кривые вертолета Ми-8, можно убедиться в
том, что запасы продольного управления неодинаковы и зависят от режима
полета, т.е. положение равновесия вертолета достигается при различных балансировочных отклонениях РЦШ и кольца АП. Минимальными запасами
управления пилот располагает на висении и максимальной скорости полета.
Решающее влияние на балансировку оказывает продольная центровка,
поэтому установлены ограничения по предельно-передней и предельно-задней
центровкам +370 и -80 мм.
Продольное равновесие вертолета устанавливается при некоторо балансировочном положении вертолета по тангажу (рис. 5). Из кривых видно, что по мере
увеличения скорости угол тангажа уменьшается, вертолет опускает нос. Это
объясняется соответствующим изменением продольных сил и моментов,
обеспечивающих равновесие вертолета. Минимальный угол тангажа соответствует полету на максимальной скорости с предельно-передней центровкой.
Максимальный угол тангажа вертолет имеет на режиме висения с предельнозадней центровкой. Это обусловлено, в основном, влиянием стабилизатора,
находящегося в индуктивном потоке от НВ.
Рис. 5 Изменение углов тангажа вертолета Ми-8
Следует помнить:
- на режиме висения, вследствие больших балансировочных углов тангажа,
хвостовая балка вертолета опущена. Поэтому при невыдерживании высоты
висения возникает опасность повреждения рулевого винта;
- в полете на повышенных скоростях на недопустимо малой высоте,
вследствие минимального угла тангажа возникает опасность несоздания
вертолету посадочного положения и приземления на повышенной скорости в
случае посадки с отказавшим двигателем.
Выводы:
1. На вертолет Ми-8 в полете действует совокупность сил и моментов в продольной плоскости.
2. Для выполнения условий равновесия вертолета на установившихся
режимах полета при заданных значениях скорости и угле тангажа пилот
12
осуществляет балансировку вертолета с помощью органов продольного
управления: РУ и рычага ОШ. При этом конус вращения НВ получает
управляемый завал в продольной плоскости.
3. Балансировочные отклонения органов управления и углы тангажа
вертолета Ми-8 рассматриваются по балансировочным кривым, с помощью
которых можно оценить запасы продольного управления на основных
эксплуатационных режимах вертолета.
Контрольные вопросы
1. Какие продольные моменты действуют на вертолет относительно оси Oz?
2. Как осуществляется продольная балансировка на данном режиме полета?
3. Как изменится продольное равновесие вертолета, если:
- увеличить шаг НВ?
- отклонить правую педаль? левую педаль?
- увеличить скорость? уменьшить скорость?
- сместить центр масс вперед? назад?
4. Какую зависимость показывает балансировочная кривая?
5. В какую сторону отклоняется кольцо автомата перекоса:
- при увеличении скорости?
- при уменьшении частоты вращения НВ?
- при смещении центра массы назад?
- при попутном ветре?
- при уменьшении массы вертолета?
- при увеличении высоты полета?
6. Как влияет на угол тангажа:
- скорость полета?
- ветер?
1.6 Поперечная балансировка
Целью поперечной балансировки является сохранение равновесия сил и
моментов, действующих в поперечной плоскости, перпендикулярной
продольной оси 0х вертолета.
Возможны два способа поперечной балансировки: с креном без скольжения и
без крена со скольжением. В обоих случаях движение вертолета
прямолинейное и равномерное, с постоянным курсовым углом. При
балансировке с креном без скольжения курсовой угол равен нулю.
1.6.1 Поперечная балансировка с креном
На вертолете Ми-8 в поперечной плоскости действуют следующие силы и
моменты:
- сила тяги рулевого винта Тpв. На моторных режимах направлена влево по
полету, на режиме самовращения НВ - вправо;
13
- поперечная сила несущего винта Zн. Представляет собой проекцию силы
Rн на поперечную ось 0z. Направлена вправо на моторных режимах и влево на режиме самовращения НВ. Возникает вследствие бокового завала конуса
вращения НВ, вызванного поступательным движением вертолета и
поперечными отклонениями РЦШ;
- поперечная сила фюзеляжа Zф. Появляется при наличии скольжения
вертолета в случае балансировки без крена;
- кренящий момент oт несущего винта Мхн. Возникает под действием
поперечной силы Zн на плече yн относительно продольной оси 0х. Момент
Мхн стремится накренить вертолет вправо на моторных режимах и влево - на
режиме самовращения НВ;
- инерционный момент за счет разноса ГШ Мхr. Направлен в сторону
бокового завала конуса вращения НВ;
- кренящий момент от тяги рулевого винта Мхр. Действует на плече hрв
относительно оси 0х, стремится накренить вертолет влево на моторных
режимах и вправо - на режиме самовращения НВ.
Вертолет находится в состоянии поперечного равновесия, если
алгебраические суммы поперечных сил и их моментов относительно
продольной оси 0x равны нулю. При этом возможны два способа поперечной
балансировки вертолета: без скольжения и со скольжением.
Для того чтобы выполнить полет без скольжения, должны быть
уравновешены силы тяги РВ и поперечная сила НВ Zн. В противном случае под
действием силы Трв вертолет начнет смещаться влево и появится левое
скольжение. Для устранения скольжения необходимо наклонить конус
вращения НВ вправо для увеличения боковой силы Zн, уравновешивающей
силу ТPB.
Рис. 6 Поперечная балансировка с креном без скольжения
При этом появляется кренящий момент Мхн (рис. 6). Обычно плечо Ун больше
плеча hрв, поэтому при равенстве сил вертолет накреняется вправо. При
наклоне конуса вправо появляется инерционный момент на втулке за счет
разноса ГШ Мхr, также действующий вправо. Крен вызывает появление
14
составляющей силы тяжести GSinγ. Кренящие моменты будут сбалансированы,
если Трв >Zн.
Условие поперечной балансировки с креном без скольжения имеет вид:
ΣFz = Zн+G Sinγ-Трв =0
ΣMx= Zн·yн+Mxг -Трв·hрв=0
На режиме самовращения НВ тяга РВ направлена вправо по полету. Для
устранения правого скольжения необходимо конус вращения НВ отклонить
влево, вертолет будет сбалансирован с некоторым левым креном.
Величина балансировочного крена вертолета зависит от тяги РВ на данном
режиме полета, т.е. от потребной мощности НВ Nпотр.
Из графической зависимости угла крена вертолета Ми-8 от скорости полета
при постоянной мощности двигателей (рис. 7) следует, что на режиме висения
при максимальной потребной мощности Nпотр крен вертолета вправо также
наибольший.
Рис. 7 Зависимость балансировочного угла крена
от скорости полета
В полете с поступательной скоростью крен вертолета меньше, а на
экономической скорости Vэк - минимальный.
1.6.2 Поперечная балансировка без крена со скольжением
Представим себе, что пилот устранил крен вертолета, для чего конус вращения
НВ отклонил влево. При этом поперечная сила Zн уменьшится и исчезнет
составляющая GSinγ. Тогда под действием неуравновешенной силы тяги PВ
вертолет начнет смещаться влево - появляется левое скольжение (на режиме
самовращения НВ вертолет получит правое скольжение). Вследствие
несимметричной обдувки фюзеляжа возникает боковая аэродинамическая сила
ZФ, направленная в сторону, противоположную скольжению (рис. 8). Равновесие
сил и моментов устанавливается при некотором угле скольжения β :
ΣFz=Zн+Zф-Трв=0;
ΣМх =Мхн+Мхr-Мхp-Мхф.
15
Момент от фюзеляжа Mхф невелик и оказывает незначительное влияние.
Боковая аэродинамическая сила фюзеляжа Zф
при постоянном угле
скольжения растет пропорционально квадрату скорости: Zф=Сzф 
2
2
Fф .
Поэтому для сохранения равновесия угол скольжения необходимо уменьшать,
воздействуя на педали управления (рис. 9).
Рис. 8 Балансировка вертолета без крена со скольжением
Рис. 9 Зависимость балансировочного угла скольжения
от скорости полета
1.6.3 Балансировочные кривые вертолета Ми-8
поперечной балансировки
Поперечная балансировка вертолета осуществляется путем боковых
отклонений кольца АП и РУ. На каждом режиме полета вертолет балансируется
при вполне определенном положении кольца автомата перекоса и
РУ
(см.рис.10).
Ход балансировочных кривых показывает, что с ростом скорости кольцо АП
должно занимать более левое положение, так как угол естественного завала
конуса НВ вправо увеличивается, и вертолет стремится к смещению и крену
16
вправо. Для сохранения поперечного равновесия необходимо постепенно
отклонять РЦШ влево. И наоборот, по мере уменьшения скорости кольцо АП и
РЦШ должны занимать более правое положение. На режиме висения РЦШ
должна занимать крайнее правое положение.
Изменение режима работы силовой установки при постоянной скорости
также влияет на балансировочное отклонение кольца автомата перекоса. Так,
при повышенном режиме работы двигателей требуется дополнительное
отклонение вправо кольца автомата перекоса и РЦШ. Это вызвано тем, что
пилот с целью парирования возросшего реактивного момента НВ увеличивает
тягу РВ.
Vкм/
ч
Рис. 10 Балансировочные кривые поперечных отклонений кольца АП
от скорости по прибору
Изменение продольной центровки практически не сказывается на условиях
поперечной балансировки. Сравнивая балансировочные отклонения РЦШ и
кольца АП с их предельными значениями, можно определить запасы
поперечного управления вертолета.
Из анализа кривых (рис. 10) видно, что минимальные запасы по отклонению
РЦШ влево получаются в полете на максимальной скорости и на режиме
самовращения НВ, а минимальные запасы по отклонению РЦШ вправо - на
режиме висения при максимальной мощности двигателей.
Выводы:
1. На вертолет Ми-8 в полете действует совокупность сил и моментов в
поперечной плоскости.
2. Для сохранения условий равновесия вертолет Ми-8 балансируется либо с
креном без скольжения, либо без крена, но со скольжением. Численные
17
значения крена и скольжения невелики и зависят от скорости полета. На
режиме висения вертолет балансируется только при правом крене.
3. Поперечная балансировка осуществляется путем боковых отклонений
РЦШ. Балансировочное положение РЦШ зависит от скорости полета и режима
работы силовой установки, определяется с помощью балансировочных кривых.
4. Анализ балансировочных кривых вертолета Ми-8 показывает, что при
соблюдении установленных ограничений вертолет балансируется с
достаточными запасами поперечного управления.
Контрольные вопросы
1. Какие моменты крена и поперечные силы действуют на вертолет?
2. Почему возможны способы балансировки либо с креном без скольжения
либо со скольжением без крена?
3. Какую зависимость показывает балансировочная кривая?
4. Как изменяется поперечное равновесие:
- при боковом ветре справа? слева?
- при увеличении скорости? уменьшении скорости?
- при даче правой педали? левой педали?
- при повышении режима работы двигателей?
- при смещении центра масс вправо?
5. Как изменяется балансировочный угол крена на различных скоростях
полета?
1.7 Путевая балансировка
Целью путевой балансировки является сохранение равновесия сил и
моментов, действующих в азимутальной плоскости относительно нормальной
оси 0у. На вертолете Ми-8 относительно оси Оу действуют следующие
моменты рыскания:
- реактивный момент несущего винта Мyн. Он образуется из-за сил
сопротивления вращению НВ и направлен против вращения НB, передается на
втулку и трансмиссию, стремится развернуть вертолет влево по полету;
- момент от тяги рулевого винта МУР =Трв· ℓРВ. Действует на плече ℓРВ за счет
выноса РВ относительно центра масс вертолета. Стремится развернуть вертолет
вправо по полету.
На режиме самовращения НВ вертолет под действием крутящего
(увлекающего) момента НВ разворачивается вправо. Поэтому РB переводится
на отрицательные углы установки, и момент МУР имеет противоположное
направление, т.e. разворачивает вертолет влево;
- момент рыскания от боковой силы фюзеляжа МУФ. Возникает только в
полете со скольжением. В этом случае центр давления фюзеляжа находится
позади центра масс вертолета на расстоянии ℓФ.
На моторных режимах полета боковая сила фюзеляжа направлена вправо по
полету и момент МУФ действует влево. На режиме самовращения МУФ
действует вправо. Следовательно, на любом режиме полета момент рыскания
18
фюзеляжа МУФ совпадает по направлению с реактивным (крутящим на РСНВ)
моментом НВ.
Вертолет находится в состоянии путевого равновесия, если алгебраические
суммы поперечных сил и их моментов относительно нормальной оси ОУ
равны нулю.
Следует учитывать, что движение вертолета по рысканию (относительно оси
Оу) взаимосвязано с его движением по крену (относительно оси Ох). Поэтому
путевое равновесие рассматривается в сочетании с поперечным равновесием
вертолета и может осуществляться двумя способами: и без крена, и со
скольжением (рис. 11а и 11б).
В зависимости от этого условия равновесия сил и моментов имеют
следующий вид:
Балансировка без скольжения
ΣFZ=Zн+GSin  - Трв=0;
ΣMу=Мун – Mур =0.
Рис. 11 Способы путевой балансировки:
а) с креном без скольжения
б) без крена со скольжением
Балансировка со скольжением
ΣFZ=Zн+Zф - Трв = 0;
ΣMу=Мун + Mуф – Mур =0.
В полете со скольжением вертолет движется с некоторым аэродинамическим
углом сноса (рис. 116). В этом случае тяга РВ должна быте больше, чем для
балансировки без скольжения, так как необходимо уравновесить
дополнительный момент от боковой обдувки фюзеляжа МУФ. Поэтому полет со
скольжением выполняется с меньшими запасами путевого управления, чем без
скольжения.
Из уравнений следует, что путевая балансировка вертолета на заданном
режиме осуществляется
при определенном моменте, создаваемом тягой
19
рулевого винта МУР. Следовательно, при переходе на другой режим полета
необходимо изменить и тягу РВ.
Рис. 12 Балансировочная кривая изменения углов установки лопастей РВ
Для каждого режима полета можно определить балансировочные углы
установки лопастей рулевого винта  РВ, при которых вертолет будет
находиться в состоянии путевого равновесия. На рис. 12 приведены
балансировочные кривые вертолета Ми-8, представляющие собой графическую
зависимость углов установки лопастей РВ  РВ от скорости полета. Анализ
кривых показывает следующее:
- на всех режимах моторного полета углы  РВ имеют положительное
значение, т.e. требуется отклонение правой педали вперед;
- на режиме горизонтального полета с увеличением скорости до экономической Vэк балансировочные углы  РВ уменьшаются. Это объясняется тем,
что уменьшается потребная мощность НВ, а значит шаг НВ и его реактивный
момент. Под действием неуравновешенного момента от тяги РВ вертолет будет
разворачиваться вправо. Поэтому для восстановления путевого равновесия
требуется уменьшить углы установки лопастей РВ;
- на скоростях полета больше экономической, несмотря на увеличение
потребной мощности НВ и его реактивного момента, углы установки лопастей
РВ почти не изменяются, так как РВ продолжает увеличивать тягу вследствие
косой обдувки;
- при скоростях полета больше 170 км/ч балансировочные углы  РВ увеличиваются, так как потребная мощность НВ продолжает увеличиваться, а
условия работы РВ ухудшаются вследствие потерь на вихреобразование;
- при уменьшении мощности до нуля (режим самовращения НВ) РВ переводится на отрицательные углы установки, т.е. на режиме самовращения НB
требуются наибольшие отрицательные углы установки РВ;
- при увеличении мощности двигателей (шага НВ) балансировочные углы
 РВ
на соответствующих скоростях полета должны быть больше. При
работе двигателей на взлетном режиме тяга РВ близка к максимальной, а
правая педаль почти полностью отклонена вперед. Запас по путевому
управлению почти полностью отсутствует.
20
Следует помнить: при нарушении установленных ограничений по скорости
бокового ветра, массе вертолета, частоте вращения НВ потребные углы
установки лопастей РВ могут быть больше максимально допустимых для
вертолета Ми-8. В этом случае возможна нехватка полного хода правой педали
- вертолет становится неуправляемым и разворачивается влево.
Выводы:
1. Боковое движение вертолета состоит из двух связанных между собой движений по крену и рысканию.
2. В состоянии бокового равновесия сохраняется равенство между собой
сил, а также их моментов, действующих в поперечной и азимутальной
плоскостях.
3. Боковая балансировка вертолета Ми-8 осуществляется с помощью отклонений РЦШ и педалей.
4. С помощью балансировочных кривых определяются запасы поперечного
и путевого управления вертолета Ми-8 на различных режимах полета.
5. На боковую балансировку вертолета основное влияние оказывает работа
рулевого винта. Поэтому знание особенностей аэродинамики РВ позволяет
лучше понять физический смысл летных ограничений вертолета Ми-8.
Контрольные вопросы
1. Какие моменты рыскания действуют на вертолет, какое действие они
оказывают?
2. Объясните схему путевого равновесия без скольжения и со скольжением.
3. В чем недостаток способа путевой балансировки без крена со скольжением?
4. Какую зависимость показывает балансировочная кривая?
5. Как изменится путевое равновесие:
- если увеличить шаг НВ? уменьшить шаг НВ?
- если отклонить вперед правую педаль? левую педаль?
- если увеличить поступательную скорость?
6. Как влияет скорость полета на балансировочное значение угла установки
лопастей РВ?
7. Почему на режиме висения значение φрв максимальное?
8. Как изменится значение φрв на висении:
- при боковом ветре справа? боковом ветре слева?
- при увеличении массы вертолета?
- при увеличении барометрической высоты висения?
- при понижении частоты вращения НВ?
1.7.1 Особенности аэродинамики рулевого винта
Рулевые винты устанавливаются только на одновинтовых вертолетах с
механическим приводом НВ. Вращение РВ осуществляется от главного
редуктора с помощью трансмиссионных валов через промежуточный и
хвостовой редукторы. Таким образом, для привода РВ производится отбор
21
мощности силовой установки, составляющей для вертолета Ми-8 от 6,5 до 9,5%
эффективной мощности двигателей.
На висении в штиль РВ работает в режиме осевого обтекания, а в
поступательном полете и при висении с ветром - в режиме косого обтекания.
Лопасти РВ имеют осевые шарниры, обеспечивавшие изменение его общего
шага, и горизонтальные шарниры, благодаря которым лопасти могут совершать
маховые движения относительно плоскости вращения. Следовательно, как и у
НВ, при косой обдувке образуется завал оси конуса вращения и полной
аэродинамической силы РВ - возникают продольная и боковая силы.
В практической аэродинамике принято учитывать только силу тяги Трв ,
направленную по оси вала РВ. Продольной и боковой силами вследствие их
малости обычно пренебрегают. Кроме тяги РВ создает реактивный момент,
причиной возникновения которого является действие сил сопротивления
лопастей. Сила тяги РВ определяется по формуле основного закона
сопротивления воздуха:
Трв = 0,5 Срв(ωR)2Fрв ,
где
Срв
- коэффициент тяги РВ. Он характеризует аэродинамические
свойства РВ, его геометрические характеристики. Изменяется в зависимости от
углов установки лопастей  РВ (рис. 13), а при постоянном значении  РВ - от
углов атаки элементов.
Как видно из графика, при увеличении  РВ от 0 до 15° коэффициент Срв
изменяется линейно. При дальнейшем увеличении  РВ прирост
Срв
уменьшается, что объясняется концевыми и комлевыми потерями тяги РВ
вследствие возникновения срывных явлений.
Рис. 13 Зависимость коэффициента тяги РВ от шага РВ
При перемещениях и вращении вертолета, изменении скорости продольной и
боковой обдувки тяга НB при фиксированном шаге изменяется. При
увеличении скорости поступательного движения или на режиме висения со
встречным ветром тяга РB увеличивается вследствие усиления эффекта косого
обтекания РВ. Например, при разгоне скорости на взлете вертолет
разворачивается вправо, требуется отклонение левой педали. Наоборот, при
22
торможении перед зависанием вертолет под действием реактивного момента
НВ разворачивается влево. Требуется отклонение правой педали вперед.
Висение рекомендуется выполнять против ветра, так как в этом случае
положение вертолета более устойчиво, и обеспечиваются наибольшие запасы
по мощности и путевому управлению. Более сложным по технике
пилотирования является выполнение висения в условиях порывистого ветра,
особенно бокового и попутного, так как затрудняется выдерживание путевого
равновесия.
Боковой ветер слева (рис. 14). РВ работает в осевом потоке (подобно НВ
при вертикальном подъеме). При увеличении скорости ветра слева
уменьшаются углы атаки элементов лопастей РВ при фиксированном
положении педалей, падает тяга РВ, уменьшается момент рыскания от тяги РВ
Мур.
Рис. 14 Работа РВ при висении с ветром слева
Под действием неуравновешенного реактивного момента НВ вертолет, подобно
флюгеру, разворачивается влево (носом против ветра). Для удержания
вертолета по курсу пилот должен увеличить углы установки рулевого винта,
т.е. переместить вперед правую педаль. При этом, несмотря на увеличение
углов  РВ углы атаки изменяются незначительно и, следовательно, мощность
на вращение РВ сохраняется неизменной - заметного увеличения частоты
вращения и мощности турбокомпрессоров не происходит.
Боковой ветер справа (рис. 15). РВ работает в осевом потоке подобно НВ при
моторном снижении и в режиме вихревого кольца. При увеличении ветра
справа
углы атаки элементов лопастей РВ увеличиваются, что должно приводить к
росту силы тяги РВ. Однако рост тяги при фиксированном положении педалей
наблюдается лишь при малых значениях скорости ветра, не превышающих 5
м/с, и когда вертолет облегчен (малы балансировочные значения  РВ ). При
этом вертолет разворачивается, подобно флюгеру, вправо (носом против ветра).
23
Рис. 15 Работа РВ при висении с ветром справа
При больших скоростях ветра, близких к максимально допустимым, при
 РВ более 15° картина обтекания РВ заметно меняется. Тяга РВ
углах
начинает резко уменьшаться, так как углы атаки корневых сечений лопастей
становятся закритическими, на концах лопастей развивается вихревое кольцо.
Следовательно, потери тяги рулевого винта, вызванные вихреобразованием,
резко возрастают. Падение тяги сопровождается резким увеличением
потребной мощности на вращение РВ. Под действием неуравновешенного
реактивного момента НВ вертолет разворачивается влево, т.е. хвостом на ветер.
Для удержания вертолета по курсу требуется отклонение правой педали вперед.
"Расход" правой педали особенно возрастает при висении с предельной
массой и увеличении высоты висения относительно уровня моря, так как по
мере уменьшения плотности воздуха для сохранения тяги РВ возрастают
потребные углы установки лопастей. На определенной высоте при сильном
ветре справа правая педаль может отклоняться вперед до упора. Вертолет
становится неуправляемым.
Влияние интерференции (рис. 16). Интерференция - аэродинамическое
взаимовлияние НВ, РВ и планера вертолета в условиях ветра, особенно вблизи
земли. Это явление объясняется следующим. Рулевой винт работает вблизи
вихревого потока НВ, и в некоторых случаях попадает в этот поток.
Происходит наложение вихрей, образуемых НВ и РВ. При наличии ветра на
висении вихревая система НВ сворачивается в четко выраженные вихревые
шнуры.
24
Рис. 16 Возникновение интерференции между несущим и рулевым винтами
При встречно-боковом ветре или развороте на висении РВ попадает в область
завихрения потока от НВ. При этом направление вращения вихрей НВ
совпадает с направлением движения лопастей РВ (верхние лопасти движутся
вперед по полету).
Следовательно, относительные скорости обтекания лопастей РВ
уменьшаются. При угле ветра справа ~45° осевая обдувка РВ, "набегающего"
на хвостовую балку, усиливается потоком от НВ. Наблюдается дополнительное
уменьшение силы тяги PВ.
При висении вблизи земли наблюдается более резкий "провал" тяги РВ по
сравнению с условиями висения вдали от земли. Это объясняется усилением
отрицательного влияния планера на работу РВ. Интерференция вблизи земли в
условиях ветра имеет сложную картину и не поддается пока четкому
физическому объяснению. Поэтому необходимо уяснить сам факт уменьшения
силы тяги РВ при боковом ветре, вызванный уменьшением углов атаки
лопастей РВ при ветре слева, а при ветре справа - явлениями срыва потока и
вихревого кольца. Из-за влияния интерференции эффективность путевого
управления дополнительно снижается, т.е. увеличиваются потребные
отклонения правой педали вперед.
Необходимо особо отметить связь между запасами путевого управления и
частотой вращения несущего винта nн. Известно, что реактивный момент НВ
обратно пропорционален nн :
Мн=7030
Ne
,
n
[H·м]
Из формулы следует, что в случае падения частоты вращения НВ
увеличивается его реактивный момент. В то же время из-за наличия
кинематической связи между НВ и РВ падает частота вращения РВ и,
следовательно, тяга РВ. Требуется увеличить установочные углы лопастей РВ.
Таким образом, уменьшение частоты вращения НВ сопровождается
снижением запасов путевого управления. В случае падения частоты вращения
НВ на режиме висения вертолета возможна постановка правой педали на упор.
Вертолет начнет вращение влево с увеличением угловой скорости.
Выводы:
1. При выполнении висения в экстремальных условиях (предельная полетная
масса, высокогорная площадка, высокие температуры наружного воздуха,
25
турбулентность) нельзя допускать уменьшения частоты вращения НВ ниже
номинальной, чтобы не израсходовать запас путевого управления.
2. Сильный боковой ветер, энергичные перемещения вбок и развороты
вертолета на висении значительно уменьшают тягу РВ. В связи с этим
Руководством по летной эксплуатации вертолета Ми-8 установлены
ограничения по скорости бокового ветра у земли и в горах, полетной массы,
угловой скорости разворота.
Примечание: Дополнительные сведения о характеристиках и аэродинамике
рулевого винта вертолета Ми-8 содержатся в конспекте лекций «Основы
аэродинамики НВ, рулевого винта и планера вертолета».
Контрольные вопросы
1. Каково назначение рулевого винта?
2. Перечислить основные технические характеристики РВ.
3. Объяснить схему путевого равновесия вертолета. Назвать причины
нарушения данного равновесия.
4. Перечислить факторы, влияющие на силу тяги РВ.
5. Какое влияние на тягу РВ оказывает боковой ветер справа? слева?
6. Что такое интерференция? Каково ее влияние на эффективность работы
РВ?
7. При каких условиях возможны потеря эффективности путевого
управления,
неуправляемое вращение вертолета?
8. Назвать основные ограничения, связанные с аэродинамикой РВ.
2 УСТОЙЧИВОСТЬ ВЕРТОЛЕТА
2.1 Основные понятия и рекомендации
При выполнении какого-либо режима полета вертолет Ми-8 подвергается
действию различных возмущений, нарушающих состояние равновесия.
Поэтому необходимо определить характер возмущенного движения вертолета,
его реакцию на внешние воздействия, т.е. его устойчивость.
Характеристики устойчивости определяют пилотажные качества вертолета и
имеют решающее значение для безопасности полета. Зная особенности
поведения вертолета в возмущенном движении, пилот может судить об
эффективности управления вертолета на данном режиме полета.
При изучении вопросов устойчивости вертолета Ми-8 необходимо знать:
- какова физическая сущность явления устойчивости;
- какие эксплуатационные факторы влияют на запас устойчивости вертолета
Ми-8;
- на какие виды подразделяется устойчивость; краткую характеристику
продольной и боковой устойчивости вертолета Ми-8;
- какова методика анализа статической и динамической устойчивости
вертолета;
26
- механизм возникновения стабилизирующих и демпфирующих моментов,
влияние на устойчивость несущего и рулевого винтов, фюзеляжа,
стабилизатора, киля;
- поведение вертолета Ми-8 на различных этапах полета под влиянием
внешних возмущений;
- назначение автопилота и его роль в улучшении устойчивости вертолета
Ми-8.
Для достаточного понимания этих вопросов необходимо уметь пользоваться
упрощенными схемами и графиками, которые дают возможность судить об
устойчивости и управляемости вертолета Ми-8.
Под устойчивостью понимается способность вертолета возвращаться к
исходному режиму установившегося полета без вмешательства пилота в
управление после окончания воздействия внешнего возмущения.
Внешними возмущениями могут быть: порывы ветра, изменение центровки,
выработка топлива, управляющие воздействия пилота. При этом изменяются
углы атаки НВ, воздушная скорость и другие параметры вертолета.
Для сохранения заданного режима полета необходимо, чтобы после
воздействия внешних возмущений на вертолете возникали восстанавливающие
(стабилизирующие) силы и моменты. В этом случае вертолет обладает
статической устойчивостью, которая представляет собой устойчивость
состояния равновесия вертолета на заданном режиме полета.
Если после нарушения равновесия появляются дестабилизирующие
моменты, и вертолет
имеет тенденцию уйти от исходного состояния, он
является статически неустойчивым.
Статическая устойчивость подразделяется на продольную, поперечную и
путевую. При этом необходимо рассматривать изменение одного из
параметров (скорости, угла атаки, крена и др.) при неизменных остальных
параметрах.
Наличие статической устойчивости - необходимое, но недостаточное условие
его динамической устойчивости.
Динамическая устойчивость рассматривает характер собственного
возмущенного движения вертолета, т.е. его поведение через некоторый
промежуток времени после окончания внешнего воздействия. Возмущенное
движение может иметь затухающий (а) или незатухающий (б) характер
(рис.17).
а)
б)
Рис. 17 Виды возмущенного движения вертолета
27
Если амплитуда изменения какого-либо параметра движения вертолета с
течением времени уменьшается, вертолет обладает динамической устойчивостью, а если непрерывно увеличивается - вертолет динамически неустойчив.
Характер собственных колебаний вертолета зависит не только от степени
статической устойчивости, а также от таких факторов, как вид возмущения,
направление его действия, соотношения инерционных и демпфирующих
моментов.
Инерционные моменты возникают за счет ускорений, вызванных угловыми
вращениями, разгоном или торможением вертолета. Они стремятся увеличить
амплитуду колебаний вертолета.
2.2 Действие демпфирующих моментов
Демпфирующие моменты вертолета по своей природе являются аэродинамическими.
Они вызваны появлением сил и моментов, препятствующих развитию
возмущенного движения. Так, при колебаниях физического маятника силы
сопротивления воздуха оказывают демпфирующее действие и гасят эти
колебания.
На вертолете демпфирующие силы и моменты возникают на стабилизаторе,
фюзеляже, несущем и рулевом винтах. Направление этих сил и моментов
можно определить только в процессе вращения или перемещения вертолета.
Например, при изменении угла тангажа вертолета с некоторой угловой
скоростью вращения  z на стабилизаторе появляется прирост подъемной
силы
∆ Уст , так как при наличии обдувки от окружного вращения изменяется угол
атаки стабилизатора  ст . Прирост подъемной силы ΔУст направлен против
вращения и вызывает момент относительно центра масс ΔМст,
останавливающий вращение (рис. 18):
∆  ст =
   ст
;
v
∆Мст =∆Уст · ℓст .
Рис. 18 Демпфирующие свойства стабилизатора вертолета
Необходимо заметить, что момент ∆М ст не может возвратить вертолет к
исходному состоянию равновесия, а лишъ препятствует его вращению, так как
сила ∆Уст исчезает после остановки вращения.
28
Аналогично возникают демпфирующие моменты от аэродинамических сил
фюзеляжа вертолета. Наиболее сильное демпфирующее действие на вертолет
оказывает несущий винт. При изменениях угла крена или тангажа возникает
угловое ускорение вертолета. Из-за инерции лопастей НВ и их шарнирной
подвески ось конуса вращения несущего винта с отставанием следует за его
конструктивной осью (рис. 19). Следовательно, отклонение вектора полной
аэродинамической силы RH от оси вала НВ приводит к появлению момента
демпфирования Мq, препятствующего вращению.
Рис. 19 Демпфирующие свойства НВ вертолета без разноса ГШ
Как известно, отклонение оси конуса вращения НВ вызывает появление
инерционного момента на втулке за счет разноса горизонтальных шарниров
Мгш (рис. 20). Момент Мгш действует в плоскости силы RH и стремится
совместить с ней ось вала винта. Таким образом, при наличии разноса ГШ
момент демпфирования НВ Мд определяется суммой:
Рис. 20 Демпфирующие свойства НВ вертолета при разнесенных ГШ
Момент Мq будет тем больше, чем выше расположен винт относительно
центра масс и чем больше разнос ГШ.
Демпфирующие свойства несущего винта проявляются также при
вертикальных перемещениях вертолета. Так, при увеличении вертикальной
скорости подъема Vу тяга НВ уменьшается из-за уменьшения углов атаки
элементов лопастей. Движение вертолета замедляется. При вертикальном
29
снижении, наоборот, тяга НВ возрастает вследствие увеличения угла атаки
элементов, т.е. НВ способен гасить броски вертолета при выполнении полета в
зоне повышенной турбулентности воздуха.
Наличие на вертолете рулевого винта способствует повышению путевого
демпфирования. Например, при увеличении угловой скорости вращения
вертолета влево  у тяга РВ будет возрастать за счет дополнительной осевой
обдувки справа. Поэтому в случае повреждения РB резко снижается
способность вертолета к путевой стабилизации.
Демпфирующие свойства оказывают определяющее влияние на устойчивость
вертолета, так как способствуют затуханию колебаний и переходу вертолета к
исходному установившемуся движению. При слабом демпфировании
колебания становятся незатухающими. Полет на динамически неустойчивом
вертолете требует постоянного вмешательства пилота, точности пилотирования
и повышенного внимания.
Отличительной особенностью вертолетов является взаимное влияние
движений по тангажу, крену и рысканию. Так, продольные движения вертолета
(относительно поперечной оси 0Z) приводят к изменению аэродинамических
сил НВ и РВ. Появляются дополнительные моменты крена (относительно
продольной оси 0х) и рыскания (относительно нормальной оси 0у),
следовательно, начинаются движения поперечные и путевые. Наиболее тесная
связь проявляется в полете между движениями по крену и рысканию.
Возмущенное движение вертолета имеет сложный пространственный
характер. Поэтому в целях лучшей наглядности и простоты изучения
устойчивость вертолета рассматривается в виде продольной, поперечной и
путевой.
2.3 Продольная статическая устойчивость по углу атаки
Продольную статическую устойчивость принято подразделять на
устойчивость по углу атаки (при постоянной скорости) и устойчивость по
скорости (при постоянном угле атаки).
Для суждения о характеристиках продольной устойчивости необходимо
определить, как изменяется продольный аэродинамический момент вертолета
после возмущения по тому или иному параметру. Результирующий продольный
момент вертолета создают аэродинамические силы несущего винта, фюзеляжа,
стабилизатора. При этом основное влияние на устойчивость оказывают
характеристики несущего винта.
Несущий винт способствует статической неустойчивости по углу атаки на
всем диапазоне скоростей. На рис. 21 показано, что при случайном увеличении
угла атаки НВ ∆  н возникает завал конуса вращения НВ (сплошные линии) и
отклонение силы Rн назад по отношению к балансировочному положению
(штриховые линии). Завал конуса вращения вызывает появление продольного
момента НВ на кабрирование ∆Мzн, причем за счет разноса ГШ действует
дополнительный момент на кабрирование ∆Мzг . Суммарный продольный
момент ∆Мzн + ∆Мzг, действующий в новом статическом положении
вертолета, направлен в сторону дальнейшего увеличения угла атаки. При
30
уменьшении угла атаки  н от исходного положения действие НВ будет
противоположным, т.е. появляется момент на пикирование, направленный на
дальнейшее уменьшение угла атаки.
Рис. 21 Возникновение продольных моментов вертолета
при случайном изменении угла атаки
Фюзеляж вертолета без стабилизатора также
способствует
статической неустойчивости вертолета по углу атаки, так как его центр
давления находится обычно впереди центра масс вертолета. Поэтому в
случае изменения угла атаки появляется дестабилизирующий момент,
направленный на дальнейшее отклонение фюзеляжа по углу атаки.
Графическая зависимость коэффициента продольного момента фюзеляжа mZ
oт угла атаки для вертолета Ми-8 показана на рис. 22.
Стабилизатор оказывает положительное влияние на статическую
устойчивость вертолета по углу атаки.
Рис. 22 Зависимость коэффициента продольного момента фюзеляжа от угла атаки
При увеличении угла атаки вертолета увеличивается и угол атаки на
стабилизаторе (рис.18). Появляется прирост подъемной силы ∆ Уст,
действующий на большом плече относительно центра масс вертолета.
Дополнительный момент стабилизатора ∆Мст направлен на восстановление
31
исходного угла атаки.
Фюзеляж с установленным на нем стабилизатором становится устойчивым по
углу атаки (рис. 22). Эффективность стабилизатора возрастает по мере
увеличения поступательной скорости. Однако из-за неблагоприятного
влияния НВ вертолет становится устойчивым по углу атаки лишь на больших
скоростях полета, когда сила Уст достаточно велика. На малых и средних
скоростях полета вертолет Ми-8 неустойчив.
2.4
Продольная статическая устойчивость по скорости
Если при случайном увеличении скорости продольный момент вертолета
направлен на пикирование, то суммарное действие сил вдоль продольной оси
Ох будет направлено на увеличение скорости. В этом случае вертолет
является статически неустойчивым по скорости. Если в результате
увеличения скорости сумма сил вдоль оси Ох уменьшается, вертолет имеет
тенденцию к сохранению скорости прежнего режима, т.e. является статически
устойчивым по скорости.
Несущий винт способствует устойчивости по скорости вертолета Ми-8 во
всем диапазоне скоростей полета. Это значит, что при увеличении скорости
полета или встречном порыве ветра возникает завал конуса вращения НВ
назад, и его полная аэродинамическая сила Rн отклоняются назад (рис. 23).
При этом моменты от силы Rн и за счет разноса ГШ Mzг действуют на
кабрирование. Лобовое сопротивление вертолета возрастает, а продольная
сила НВ Хн уменьшается. Следовательно, дополнительные сила и момент
способствуют уменьшению скорости, т.е. направлены на сохранение ее
прежнего значения.
Фюзеляж вертолета Ми-8 без стабилизатора является статически
неустойчивым. Это установлено путем расчетов и продувок в аэродинамической трубе.
Рис. 23 Возникновение продольных моментов НВ и стабилизатора
при случайном изменении скорости
32
Стабилизатор придает вертолету устойчивость по скорости, так как в
случае увеличения скорости возрастает отрицательная подъемная сила -Уст.
Под действием дополнительного кабрирующего момента стабилизатора ∆Мст
вертолет стремится восстановить скорость.
В диапазоне скоростей 30...80 км/ч эффективность стабилизатора
значительно снижается. Вертолет становится статически нейтральным или
даже неустойчивым. На остальных скоростях полета вертолет Ми-8 устойчив
по скорости. Степень устойчивости вертолета можно оценить по углу наклона
балансировочных кривых (см. рис 4). Увеличение угла наклона
свидетельствует о повышении запаса устойчивости. "Ложка" кривых
соответствует скоростям 30... 80
км/ч, на которых вертолет Ми-8
статически нейтрален или неустойчив по скорости.
2.5 Динамическая устойчивость продольного движения
Характеристики статической устойчивости по углу атаки и по скорости в
совокупности с демпфирующими свойствами оказывают влияние на
динамическую устойчивость вертолета Ми-8.
Характер продольного возмущенного движения вертолета Ми-8 без
автопилота представляет собой колебательный процесс, включающий в себя
короткопериодические и длиннопериодические колебания с периодом
соответственно 0,5...3 и 10...50 с.
Короткопериодические колебания связаны с вращением вертолета вокруг
центра масс под действием периодически изменяющихся моментов аэродинамических сил. Пилот замечает это движение по частому изменению угла
тангажа.
Длиннопериодические колебания связаны с изменением траектории
движения центра масс под влиянием периодически изменяющихся
аэродинамических сил.
Ниже рассмотрены особенности продольного движения при выполнении
различных режимов полета на вертолете Ми-8.
2.5.1 Устойчивость на режиме висения
На режиме висения в спокойной атмосфере ось конуса вращения НВ
совпадает с осью вала винта. Тяга НВ уравновешивает сипу тяжести вертолета
(рис. 24а).
Рис. 24 Продольное возмущенное движение вертолета на висении
33
При внезапном действии на вертолет порыва ветра со скоростью U сила Rн
увеличится и отклонится назад вместе с конусом вращения НВ (рис. 24б).
Одновременно с этим
возникает момент за счет разноса ГШ
Мzг.
Следовательно, появляется кабрирующий момент НВ Мzн и горизонтальная
составляющая Хан . Под действием момента Мzн вертолет будет увеличивать
угол тангажа со скоростью  Z , а сила Хан вместе с силой лобового
сопротивления фюзеляжа вызовет перемещение вертолета назад со скоростью
∆Vx.
Вследствие косой обдувки со скоростью ∆Vx конус НВ начнет заваливаться в
другую сторону. Тяга НВ будет отставать от оси вала винта и через некоторое
время займет относительно ее положение, показанное на рис. 24 в. По мере
движения вертолета к положению "в" угол тангажа, вследствие неустойчивости
НВ по углу атаки, будет увеличиваться. Вместе с тем из-за косой обдувки
сзади конус вращения НВ отклоняется вперед, и его полная аэродинамическая
сила Rн возрастает.
Следовательно, НВ создает значительный продольный момент ∆Мz.,
направленный на восстановление угла тангажа и уменьшение скорости до нуля.
Под действием момента ∆Мz., вертолет развивает угловую скорость обратного
движения  Z.
Но из-за слабого демпфирования вертолет с ускорением возвращается к
состоянию равновесия и по инерции проходит это положение. Угол тангажа
начнет изменяться в противоположную сторону, но в большей степени.
Движение вертолета становится колебательным, с возрастающей амплитудой
по углу тангажа.
2.5.2 Устойчивость в поступательном движении
При переходе к режиму с поступательной скоростью запас статической
устойчивости вертолета Ми-8 увеличивается вследствие повышения
эффективности стабилизатора и НВ. Расчеты и летные испытания показывают,
что с увеличением площади стабилизатора и выноса его из струи НВ можно
получить устойчивое продольное движение вертолета. Стабилизатор позволяет
расширить допустимый диапазон продольных центровок, улучшить
статическую устойчивость и демпфирование вертолета. Однако необходимо
учитывать неблагоприятную роль стабилизатора при висении вертолета.
Поэтому площадь стабилизатора ограничивается главным образом из условия
допустимого запаса управления при висении с предельно-передней центровкой
и ветром сзади.
Вертолет Ми-8 без автопилота имеет слабо неустойчивое продольное
движение, связанное в основном со статической неустойчивостью по углу
атаки несущего винта. При полете загруженного вертолета с предельно-задней
и нижней центровкой неустойчивость проявляется в наибольшей мере.
Особенно неблагоприятна неустойчивость вертолета на запредельных
режимах полета, при увеличении скорости больше максимально допустимой
Vmax, установленной для данной полетной массы и высоты.
В этом случае за счет сильных взмахов вниз отступающих лопастей зона
34
срыва потока расширяется и смещается назад, поэтому конус вращения НВ
дополнительно отклоняется назад. Под действием дополнительного
кабрирующего момента происходит увеличение угла тангажа и угла атаки НВ.
При этом зона срыва потока дополнительно расширяется. Наблюдается
нарастающее кабрирование вертолета ("подхват").
Выводы:
1. Вертолет Ми-8 с выключенным автопилотом динамически неустойчив в продольном отношении.
2. На режиме висения степень неустойчивости вертолета наибольшая. При
«брошенной» РУ вертолет, предоставленный самому себе в условиях
возмущений, не возвращается к исходному состоянию равновесия.
3. С увеличением поступательной скорости степень неустойчивости вертолета
становится меньше.
4. На скоростях больше максимально допустимой Vmax продольная устойчивость резко ухудшается, особенно при задних центровках.
5. Включение автопилота АП-34Б придает вертолету устойчивость,
обеспечивает точность стабилизации по углу тангажа ±0,5°.
6. С повышением запасов устойчивости техника пилотирования вертолета
упрощается, что особенно сказывается на малых скоростях и висении.
2.6 Боковая статическая устойчивость
Боковая статическая устойчивость - это способность вертолета
самостоятельно, без вмешательства пилота восстанавливать боковое
равновесие после окончания внешнего воздействия.
Боковая устойчивость характеризует поведение вертолета относительно осей
Ох и Оу и условно подразделяется на поперечную и путевую. Движение
вертолета по крену и курсу взаимосвязаны. При увеличении скорости полета
это взаимовлияние усиливается. На боковую устойчивость вертолета Ми-8
оказывают влияние несущий винт, фюзеляж, киль, рулевой винт.
Вертолет при отсутствии скольжения статически нейтрален относительно оси
Ох, так как крен сам по себе не вызывает дополнительных аэродинамических
моментов. Однако в свободном полете крен вертолета вызывает скольжение,
вследствие чего изменяются поперечные силы и моменты. Например, при
случайном увеличении крена влево вертолет получает левое скольжение. За
счет боковой обдувки завал конуса вращения НВ влево уменьшается.
Появляется приращение момента от силы RH несущего винта, момента от
разноса ГШ Мгш и поперечной силы НВ Zн. Приращение моментов и сил
направлены вправо, на устранение крена и скольжения. Следовательно,
несущий винт придает вертолету поперечную статическую устойчивость.
Нa рулевом винте, вследствие скольжения, изменяется осевая скорость
обтекания. При скольжении влево тяга РВ уменьшается, а при скольжении
вправо – увеличивается. Таким образом, изменение тяги РВ препятствует
увеличению скольжения вертолета.
Фюзеляж вертолета в основном диапазоне углов атаки и скольжения
неустойчив в поперечном отношении. Следовательно, из-за влияния НB и РВ
35
вертолет Ми-8 обладает поперечной статической устойчивостью на всех
режимах полета. Степень поперечной устойчивости увеличивается с ростом
скорости полета, а на больших скоростях становится даже излишней.
Путевая статическая устойчивость вертолета проявляется также только
через скольжение.
Основное влияние на путевую устойчивость оказывает рулевой винт,
фюзеляж и киль. Так, при случайном повороте вертолета относительно оси Оу
вправо вертолет получит левое скольжение. Тяга рулевого винта будет
меньше, и вертолет под действием реактивного момента НВ будет стремиться
занять исходное состояние путевого равновесия. Киль в этом случае также
создает стабилизирующий момент.
Фюзеляж вертолета в основном диапазоне углов атаки полета путевой
статической устойчивостью не обладает.
Следовательно, РВ и киль придают вертолету Ми-8 путевую статическую
устойчивость. Тяга РВ и боковая аэродинамическая сила киля действует
относительно оси Оу на большом плече. Поэтому в путевом отношении
вертолет Ми-8 имеет значительный запас устойчивости. Однако необходимо
помнить, что при снижении эффективности РВ вертолет Ми-8 может стать
малоустойчивым или неустойчивым в путевом отношении. Физическая
картина этого явления на различных режимах полета заключается в
следующем.
На висении в штиль вертолет по курсу статически нейтрален, так как после
случайного изменения угла рыскания путевые моменты вертолета не
изменяются, и вертолет остается в новом статическом положении.
При порывах ветра слева или при движении левым бортом вперед тяга РВ
уменьшается (рис. 14). Под действием неуравновешенного реактивного
момента НВ стремится развернуться на ветер, уменьшая возникший угол
скольжения. То есть вертолет будет статически устойчив в путевом отношении,
поэтому пилотирование на этих режимах особой сложности не представляет.
При слабых порывах ветра справа тяга РB может несколько возрасти (рис. 15).
Вместе с действием боковой силы киля это обеспечивает статическую устойчивость.
Однако при сильных порывах ветра справа или движении правым бортом
вперед со скоростью, превышающей ограничения РЛЭ, происходит падение
тяги РВ вследствие развития срыва потока на лопастях. Вертолет становится
статически неустойчивым по курсу и разворачивается хвостом на ветер.
Если высота висения меньше половины радиуса НВ, экранирующее влияние
земли приводит к скосу отраженного индуктивного потока НВ в зону работы
РВ, уменьшая эффективность его работы. Удерживать направление полета
педалями трудно - вертолет интенсивно "мотает" по курсу. Поэтому висение с
правым боковым ветром или полет правым бортом вперед целесообразно
выполнять по возможности вне влияния близости земли.
В экстремальных условиях из-за неустойчивости вертолета действует
дестабилизирующий момент, стремящийся увеличить угловую скорость
вращения. Как было сказано выше, к таким условиям относится висение с
предельной массой, при пониженной плотности воздуха, с правым ветром
36
больше допустимого, при уменьшении частоты вращения НВ. В этих случаях
возможно самопроизвольное вращение вертолета влево с опусканием носа,
колебаниями по крену, потерей высоты.
При попадании в режим самопроизвольного вращения пилот должен
выполнять следующие рекомендации:
- заход на посадку и зависание перед приземлением производить против
ветра;
- если разворот влево начинается при достаточном запасе путевого
управления, немедленно отклонить правую педаль, не превышая ограничений
по угловой скорости разворота и минимальной частоте вращения НВ;
- если вращение продолжается при отклоненной до упора вперед правой
педали, необходимо уменьшить общий шаг НВ и отклонить РЦШ влево.
Уменьшение шага НВ приводит к уменьшению реактивного момента НВ, a
отклонение РЦШ влево способствует возникновению левого скольжения, при
котором тяга РВ возрастает и противодействует развороту;
- если неуправляемое вращение происходит с возрастающей угловой
скоростью 0,95...1,05 рад/с (50-60 град/с), необходимо выключить
двигатели и выполнить посадку на режиме самовращения НВ;
- если висение осуществляется с грузом на внешней подвеске, необходимо
сбросить груз, после чего вращение замедляется.
В полете с поступательной скоростью вертолет обладает путевой
статической устойчивостью во всем диапазоне скоростей полета, углов атаки
и скольжения. Степень путевой статической устойчивости значительно
изменяется в зависимости от скорости полета и угла атаки фюзеляжа. С
ростом скорости путевая устойчивость, особенно при наличии киля и
отрицательных углах атаки фюзеляжа, увеличивается.
Однако при больших скоростях полета и углах скольжения запас путевой
устойчивости уменьшается вследствие срыва потока на лопастях рулевого
винта. При возникновении на крейсерских скоростях полета углов
скольжения более 40° РВ и киль работают в условиях развитого срыва
потока - вертолет может стать неустойчивым в путевом отношении и войти в
самопроизвольное вращение с нарастающей угловой скоростью.
Полет на режиме самовращения НВ выполняется при положительных углах
атаки фюзеляжа. При этом РВ и киль находятся в потоке, возмущенном и
заторможенном фюзеляжем, что снижает их эффективность. Этим объясняется
резкое уменьшение статической путевой устойчивости, что является причиной
боковых колебаний вертолета.
2.6.1 Динамическая устойчивость бокового движения
Характер бокового движения вертолета определяется соотношением запасов
его статической поперечной и путевой устойчивости, а также инерционными и
демпфирующими свойствами.
На висении и малых скоростях полета (до ~40 км/ч) боковое движение
вертолета Ми-8 колебательно неустойчиво, так как на этих режимах
взаимосвязь движений по крену и рысканию невелика, а движение по крену
37
является неустойчивым. Колебания по крену являются незатухающими и
имеют период 8...10 с. Это позволяет пилоту своевременно вмешиваться в
управление и устранять случайно возникшие колебания.
При увеличении поступательной скорости полета, вплоть до максимальной,
характеристики
боковой
динамической
устойчивости
существенно
улучшаются. Это объясняется увеличением запасов поперечной и путевой
статической устойчивости, усилением взаимосвязи движений по крену и
рысканию, улучшением демпфирующих свойств НВ, РВ, киля и фюзеляжа. При
этом колебания по углам крена и рыскания имеют период 3….7 с и носят
затухающий характер.
Боковые колебания вертолета вызывают нарастающие колебания по тангажу.
Поэтому вертолет Ми-8 является динамически неустойчивым на большинстве
эксплуатационных режимов. При всяком нарушении равновесия и
балансировки возникает пространственное колебательное движение вертолета с
возрастающей амплитудой, медленный уход с исходного режима полета в
нисходящую спираль.
Основным способом придания вертолету Ми-8 динамической устойчивости
является использование автопилота АП-34Б.
Автопилот АП-34Б предназначен для автоматической стабилизации угловых
положений вертолета и барометрической высоты полета. Автопилот работает
совместно с электрогидравлическими рулевыми агрегатами типа КАУ-30Б
и РА-6ОА (по путевому управлению), включенными в систему управления по
дифференциальной схеме, т.е. на органы управления могут воздействовать как
пилот при помощи обычных рычагов управления, так и автопилот. При этом
автопилот воздействует на малый цилиндр рулевого агрегата, который является
как бы "раздвижной тягой", включенной в систему управления.
Отклонения от заданных параметров движения вертолета по углам крена и
тангажа с авиагоризонта (АГК-ЗК), по углу курса с курсовой системы, по
скорости полета с корректора-задатчика приборной скорости (КЗПС), по
высоте полета с корректора-задатчика высоты (КЗВ) в виде электрических
сигналов, поступающих на вход автопилота, преобразовываются, усиливаются
и поступают на органы управления, которые возвращают вертолет на исходный
режим полета.
Точность стабилизации углового положения для вертолета Ми-8 составляет:
по углам тангажа и крена ±0,5°, по углам рыскания ±1,0º.
Выводы:
I. Вертолет Ми-8 является нейтральным в боковом отношении на режиме
висения. Инерционная и аэродинамическая связь движений по крену и курсу
отсутствуют.
2.При увеличении поступательной скорости запас боковой динамической
устойчивости вертолета увеличивается, связь движений по крену и курсу
усиливается.
3. При нарушении установленных ограничений по массе, частоте вращения и
боковому ветру вертолет Ми-8 становится колебательно неустойчивым на
висении и малых скоростях полета. Путевая неустойчивость вертолета может
привести к неуправляемому вращению вертолета влево.
38
4. Вертолет Ми-8 с выключенным автопилотом динамически неустойчив.
Контрольные вопросы
1. Что понимается под устойчивостью вертолета? На какие виды
подразделяется устойчивость?
2. Объясните механизм возникновения продольной статической устойчивости
по скорости и по углу атаки.
3. Объясните механизм возникновения поперечной устойчивости. Какое
влияние оказывают НВ, РB, киль?
4. Объясните механизм возникновения путевой устойчивости. Какое влияние
оказывает РВ и киль на запас путевой устойчивости?
5. Объясните причину потери путевой устойчивости на режиме висения,
последствия потери устойчивости.
6. Дайте оценку статической устойчивости вертолета в зависимости от
скорости, центровки, частоты вращения НВ.
7. Что понимается под динамической устойчивостью? Объясните причину
возникновения демпфирующих моментов НВ без разноса и с разносом ГШ?
8. Объясните причину возникновения демпфирующих моментов фюзеляжа,
стабилизатора, рулевого винта. Какое действие на вертолет оказывают
демпфирующие моменты?
9. Почему вертолет является динамически неустойчивым? Как это практически
проявляется? Почему работа автопилота придает вертолету устойчивость?
Какова точность стабилизации АП-34Б?
3 УПРАВЛЯЕМОСТЬ ВЕРТОЛЕТА
3.1 Основные понятия и рекомендации
Управление вертолетом осуществляется с целью выдерживания заданной
траектории движения. Пилот с помощью органов управления добивается
определенной ориентации вертолета в пространстве. Характеристики
управляемости определяют, в конечном счете, насколько эффективными
оказываются действия пилота по балансировке вертолета и поддержанию
заданного режима полета.
Вопросы управляемости следует рассматривать совместно с понятиями
балансировки и устойчивости. Поэтому необходимо уметь, используя схемы и
балансировочные кривые, выявить минимальные запасы управления вертолета
Ми-8 на экстремальных режимах полета. К таким режимам относятся: полет на
максимальной скорости Vmаx; набор высоты при использовании максимальной
мощности двигателей Nmax; планирование на режиме самовращения НВ;
висение при различной ориентации к направлению ветра, предельных
скоростях ветра, предельных центровках, при минимально-допустимой частоте
вращения НВ. При движении вертолета по земле необходимо, кроме обычных
сил и моментов, учитывать взаимодействие вертолета с поверхностью земли.
Выполнение полета в указанных случаях требует повышенных расходов
39
управления. При соблюдении установленных ограничений на вертолете Ми-8
должен быть запас управления не менее 20% полного хода рычага управления.
Необходимость запаса управления вызвана следующими причинами:
- выполнение маневров;
- неблагоприятное сочетание массы, центровки, частота вращения НВ, атмосферные возмущения;
- неточности и ошибки пилотирования;
-неточное определение взлетной массы и центровки вертолета.
Таким образом, для оценки управляемости вертолета Ми-8 необходимо
знать следующие вопросы;
- что понимается под управляемостью вертолета;
- как осуществляется продольное, поперечное и путевое управление
вертолета;
- в чем состоит принцип циклического изменения шага лопасти, как
работает автомат перекоса;
- каковы особенности управления вертолетом по сравнению с самолетом;
- каковы критерии управляемости и в чем их смысл;
- какое влияние оказывает на управляемость вертолета Ми-8 автопилот
АП 34Б.
Управляемостью вертолета называется его способность реагировать
на управляющие воздействия пилота.
Продольное и поперечное управление осуществляется пилотом с помощью
ручки управления (РУ). Отклонение РУ вызывает наклон кольца автомата
перекоса и соответствующий поворот лопастей относительно осевых шарниров
(рис.25). При изменении азимутального положения лопасти ее установочные
углы будут циклически изменяться (рис.26), следовательно, углы взмаха
лопасти по азимуту также будут изменяться.
Рис. 25 Изменение шага НВ при отклонении кольца АП
Это приведет к дополнительному завалу конуса вращения НВ в сторону
отклоненного кольца АП. В ту же сторону наклоняется вектор полной
аэродинамической силы НВ Rн . Следовательно, изменится момент силы Rн
относительно центра масс вертолета (рис. 3).
40
Рис. 26 Циклическое изменение yгла установки лопасти
Управление общим шагом НВ производится с помощью рычага "шаг-газ"
и служит для изменения полной аэродинамической силы несущего винта Rн
по величине. Осуществляется изменением углов установки всех лопастей
НВ на одинаковую величину.
При перемещении рычага «шаг-газ» вверх или вниз частота вращения НВ
должна сохраняться, так как между рычагом «шаг-газ» и системой
управления двигателями имеется механическая программная связь (рис. 27).
В схему управления двигателя входит насос-регулятор НР-40 и регулятор
оборотов свободной турбины РО-40, обеспечивающий автоматическое
поддержание частоты вращения НВ в заданных пределах.
Рис. 27 Принципиальная схема системы «шаг-газ»
Включение в работу регулятора РО-40 производится поворотом в крайнее
правое положение рукоятки корректора газа, находящейся на рычаге "шаг-газ".
Путевое управление осуществляется изменением общего шага рулевого
винта с помощью педалей и служит для поворота вертолета относительно оси
Оу за счет изменения тяги РВ.
По сравнению с самолетом управление вертолетом имеет следующие
характерные особенности:
41
- несущая система подвижна относительно фюзеляжа и выполняет
одновременно функции рулей;
- управление движением центра масс и вращением относительно центра масс
вертолета осуществляется не двумя, как у самолета, а одним органом автоматом перекоса, при отклонении которого возникают как управляющая
сила, так и управляющий момент этой силы относительно центра масс;
- управление вертолетом по высоте полета осуществляется изменением
общего шага НВ;
- НВ является аэродинамической системой и обладает сложными
динамическими свойствами, что вносит заметное запаздывание в управление,
которое на самолете практически не ощущается;
- эффективность органов управления самолетом пропорциональна
скоростному напору, у вертолета же эта зависимость незначительна;
- у вертолета в отличие от самолета проявляется существенное
взаимовлияние продольного и поперечного управления;
- элементы системы управления вертолетом находятся под воздействием
периодически изменяющихся шарнирных моментов лопастей.
Управляемость вертолета имеет непосредственную связь с его
устойчивостью. Рассматривая перемещение рычага управления как внешнее
возмущение, можно прийти к выводу, что чем более устойчив вертолет, тем
быстрее затухает возмущенное движение, вызванное движением рычага. При
хорошей устойчивости упрощается характер перемещений рычагов управления
вертолетом, повышается точность управления при выполнении маневров.
Правда, в ряде случаев для изменения режима полета более устойчивого
вертолета требуются повышенные расходы отклонения управляющих органов.
Однако при выполнении установленных РЛЭ ограничений характеристики
устойчивости и управляемости удовлетворяют оптимальному соотношению
между ними.
Управляемость вертолета количественно оценивается в виде показателей
(критериев), которые характеризуют действия пилота и реакцию вертолета на
эти действия.
3.2 Критерии управляемости вертолета
К таким показателям относятся: эффективность, чувствительность,
мощность, запаздывание и усилия на рычагах управления.
Эффективность управления  упр определяется значением управляющего
момента, действующего на вертолет, при отклонении рычага управления на
единицу (градус или миллиметр):
 упр =
упр
,

где  - отклонение РУ или педалей.
При отклонении РУ на величину приращения 
вектор полной
аэродинамической силы RH отклоняется и возникает управляющий момент:
МУпр = Rн·УТ·Sin  .
42
Одновременно возникает инерционный момент на втулке за счет разноса
ГШ:
Мгш = 2Fцδ·ℓгш · Sinδ.
Здесь Sinδ  δ.
Таким образом, на вертолет действует суммарный момент МУпр,
поворачивающий вертолет:
Mvnр=(RнУТ + 2Fцδ·ℓгш ) δ.
Формула
показывает, что эффективность продольного (поперечного)
управления пропорциональна величине тяги НВ, центровке по вертикали УТ ,
разносу ГШ и моменту инерции лопастей относительно ГШ. Эти же факторы
повышают и устойчивость вертолета.
Лучшей эффективностью обладает вертолет с более высоким
расположением НВ и большим разносом ГШ.
Однако при увеличении шага НВ, скорости полета и углов атаки НВ
эффективность  упр растет только до тex пор, пока не наступает срыв потока
на лопастях НВ в азимутальном секторе ψ= 270...360°. В этом случае
отклонение РУ не приводит к завалу конуса вращения НВ, так как лопасти,
охваченные срывом потока, не создают приростов подъемных сил в процессе
циклического увеличения установочных углов. Следовательно, полная
аэродинамическая сила НВ не вызовет изменения продольных сил и
моментов, влияющих на скорость и угол тангажа. Полет вертолета будет
сопровождаться потерей эффективности продольно-поперечного управления.
Чувствительность управления
определяется установившейся угловой
скоростью вертолета, достигаемой при отклонении рычагов управления
(автомата перекоса или шага РВ) на 1°. Физический смысл этого понятия
заключается в следующем. При отклонении РУ на единицу ее хода, например
по тангажу, вертолет получает угловое ускорение ωz, равное отношению
эффективности управления  упр вертолета к его моменту инерции J z :
ώz =
 упр
Jz
.
По мере увеличения угловой скорости будет увеличиваться и
демпфирующий момент МД от НВ до тех пор, пока его значение не станет
равно управляющему моменту, т.е. МД = Мупрz при ωz = Const. В дальнейшем
вертолет будет вращаться в продольной плоскости с постоянной угловой
скоростью, так как сумма действующих на него моментов равна нулю.
Поэтому, чем меньше эффективность  упр и больше демпфирование Мω, тем
меньше установившаяся угловая скорость вращения вертолета при заданном
отклонении РУ, т.e. чувствительность управления.
Вертолеты имеют более высокую чувствительность управления чем
самолеты, так как демпфирующий момент НВ существенно меньше
аэродинамического демпфирования оперения и крыла самолета. Чувствительность поперечного управления вертолета обычно выше, чем продольного
и путевого, а у легких вертолетов чувствительность больше, чем у тяжелых.
Это объясняется различным соотношением характеристик эффективности
управления и демпфирования.
Чувствительность управления так же, как эффективность, имеет важное
43
значение в обеспечении безопасности полетов: при недостаточной
чувствительности управления вертолет не успевает выйти из опасного режима
полета, а чрезмерно высокая чувствительность управления приводит к
раскачке вертолета при пилотировании.
При полетах с грузом на внешней подвеске эффективность и
чувствительность вертолета существенно возрастают за счет смещения вниз
центра масс системы "вертолет-груз". В этом случае при отклонениях конуса
вращения НВ плечо действия силы RН относительно центра масс будет больше,
чем при верхнем расположении центра масс. На вертолет будет действовать
дополнительный момент, и угловая скорость вертолета возрастает.
Следовательно, пилотирование требует плавных и соразмеренных действий
пилота. Это предотвращает раскачку груза и самого вертолета.
Мощность управления определяется
максимальным управляющим
моментом, возникающим при отклонении рычага управления от его
нейтрального положения до упора.
Для обеспечения безопасности полетов мощность управления должна быть
достаточной для парирования действующих на вертолет возмущений и
маневрирования на предельных режимах. Чем больше мощность управления,
тем больше угловое ускорение вертолета, тем легче выводится вертолет из
опасного режима полета. Если центровка вертолета соответствует предельной,
то максимальный управляющий момент для парирования сильных внешних
возмущений будет зависеть от имеющихся на вертолете запасов управления.
Как было указано, минимально допустимые запасы управления вертолета Ми-8
должны составлять не менее 20%.
Запаздывание управления определяется временем  зап от начала отклонения
рычага управления до начала изменения режима полета или положения
вертолета в пространстве.
Для изменения наклона силы Rн , за счет которой создаются продольные и
поперечные управляющие моменты, необходимо изменить наклон плоскости
вращения концов лопастей НВ. Для этого установочные углы лопастей должны
перейти к новому закону изменения по азимуту, т.е. после отклонения кольца
автомата перекоса должен измениться закон маховых движений лопастей.
Однако переход на новые амплитуды маховых движений в соответствии с
балансировочным положением кольца автомата перекоса происходит не сразу,
а примерно спустя время одного оборота НВ (время циклического изменения
шага лопастей). Для полного изменения закона маховых движений требуется
еще дополнительное время, так как из-за большой инерционности и упругости
лопастей конус вращения НВ стремится сохранить свое положение в
пространстве. При переформировании конуса вращения образуются вихреобразования в струе НВ, также задерживающее наклон оси конуса вращения
НВ.
Следовательно, нужное направление полной аэродинамической силы НВ
устанавливается с некоторым заметным отставанием от движения рычага,
составляющим по времени 0,2..0,4 с. В процессе пилотирования это явление
проявляется в том, что вертолет с запаздыванием "ходит за ручкой", и чтобы
уменьшить время переходного процесса, пилот должен выполнять двойные
44
упреждающие движения РЦШ. Для этого необходимо первоначально РУ
отклонить на величину, большую, чем требуется для балансировки на новом
режиме полета. Затем, не дожидаясь, пока вертолет займет нужное положение,
плавно уменьшить отклонение РУ до значения, соответствующего
балансировочному режиму (рис. 28а).
Рис. 28 Характер перемещения ручки циклического шага
Подобный характер отклонения рычага управления должен быть на
устойчивом вертолете. Если вертолет малоустойчив или неустойчив, управление им значительно усложняется. Перемещение РЦШ при маневрировании
на таком вертолете показано на рис. 28 б, в. Например, для уменьшения
угла тангажа необходимо сначала отклонив РЦШ от себя, а затем, не
дожидаясь отклонения вертолета на требуемый угол, переместить ее на себя
за исходное балансировочное положение на большую величину для
прекращения быстро развивающегося возмущенного движения вертолета. Как
только вертолет прекратит поворот, РУ следует возвратить за исходное
положение, т.е. в заданное балансировочное положение, которое
соответствует новому режиму полета.
При этом точная дача РУ невозможна ввиду запаздывания управления и
неустойчивости вертолета по углу атаки. Вертолет может легко
"проскочить" требуемый угол тангажа. Поэтому движения РУ должны
выполняться пилотом "ступеньками" (толчками), представляющими собой
серию двойных движений, необходимых для точного изменения угла тангажа
или его сохранения.
Время запаздывания управления  зап соизмеримо с быстротой реакции
пилота и существенно уменьшается при полете с автопилотом. Автопилот
АП-З4Б значительно увеличивает скорость отклонения кольца автомата
перекоса или шага РВ.
Запаздывание в путевом управлении значительно меньше, чем в
продольном и поперечном, и практически не ощущается пилотом.
Нагрузки на рычагах управления вызваны действием шарнирных моментов
45
лопастей НВ и воспринимаются гидроусилителями,
включаемыми по
необратимой схеме. Пилот прикладывает к РУ усилия, которые необходимы
для преодоления сил трения в механических звеньях системы управления и в
золотниковых устройствах гидроусилителей КАУ-ЗОБ, а также сил от пружин
центровки и загрузки. Чем больше линейное перемещение РУ, тем больше
градиент усилий пружинного механизма. При перемещении педалей пилоту
необходимо преодолевать усилия от шарнирных моментов лопастей РВ.
Ввиду значительных усилий пилота управление осуществляется с помощью
гидроусилителя РА-б0Б, включенного по необратимой схеме, а педали
загружаются пружинами по типу РУ.
Сообразно с биологическими особенностями человека усилия на педалях
больше, чем на РУ, a в системе продольного управления больше, чем
поперечного. Включенные в систему управления электромагнитные муфты
позволяют при необходимости практически мгновенно снять усилия с РЦШ и
педалей, т.e. выполняют роль автотриммеров. На участке системы
управления от рычагов в пилотской кабине до гидроусилителей действуют
лишь мускульные усилия пилота, преодолевающие трение в системе
управления и усилия пружинных механизмов загрузки.
Градиенты нагрузок на рычагах, создаваемые пружинными механизмами,
позволяют пилоту "чувствовать" вертолет в полете, управлять им не по
величине отклонений рычагов, а по ощутимым нагрузкам на органах
управления и поведению самого вертолета.
При нажатии кнопки "триммер" электромеханизмы триммирования почти
мгновенно снимают усилия с ручки управления в любом ее положении.
Пилотирование вертолета с нажатой кнопкой "триммер" практикуется на
длительных установившихся режимах, что существенно облегчает пилотирование. Однако пользоваться кнопкой "триммер" на переходных режимах и
при маневрировании не рекомендуется во избежание раскачки вертолета.
Эффективность управления вертолета Ми-8 значительно повышается при
включении автопилота АП-34Б. Как было указано, при работе автопилота
вертолет приобретает динамическую устойчивость за счет искусственного
увеличения демпфирования. Поэтому автопилот, отклоняя с помощью гидроусилителей кольцо автомата перекоса и лопасти РВ, выполняет те двойные
упреждающие действия, которые должен делать пилот.
При работе автопилота в режиме управления отклонение органа
управления происходит по двум сигналам: от пилота и автопилота (рис. 29).
Пилот может вмешаться в управление, воздействуя на рычаг управления и
одновременно задавая автопилоту новые параметры полета. Эффективность
управления при пилотировании «вместе с автопилотом» значительно
повышается. Это достигается с помощью компенсационных датчиков.
Вводимый в автопилот сигнал положения рычага управления (РУ или педалей)
приводит к дополнительному (от автопилота) отклонению органа управления
пропорционально величине хода рычага.
46
Рис. 29 Включение автопилота в систему управления по дифференциальной схеме
Следовательно, работа автопилота АП-34Б облегчает процесс управления
вертолетом, освобождает пилота от двойных упреждающих движений,
повышает безопасность полета.
Выводы:
1. Управляемость является определяющим показателем
эксплуатации
вертолета.
2. Для оценки управляемости используется ряд показателей - критериев.
3. Данные расчетов и результаты летных испытаний показывают, что вертолет
Ми-8 обладает высокой чувствительностью, эффективностью и мощностью
управления, пружинные механизмы обеспечивают незначительные нагрузки на
рычагах управления.
4. Необходимо учитывать повышенное запаздывание в каналах продольнопоперечного управления, а также повышенную чувствительность управления в
полете с грузом на внешней подвеске.
5. Вертолет Ми-8 при соблюдении установленных ограничений имеет
достаточные запасы управления. Основное влияние на запасы управления
оказывают поступательная скорость полета, режим работы силовой установки,
центровка вертолета. В целях сохранения нормальной управляемости вертолета
Ми-8 на экстремальных режимах полета необходимо иметь запасы по
отклонению органов управления не менее 20% их полного хода.
6. Эффективность управления вертолета Ми-8 значительно повышается
при использовании автопилота АП-34Б.
Контрольные вопросы
1. Что понимается под управляемостью вертолета? В чем заключается связь
управляемости с устойчивостью?
2. Назовите критерии управляемости, их основной смысл.
3. В чем состоит особенность управления вертолетом с выключенным
автопилотом?
4. Какую роль играет работа автопилота в процессе управления вертолетом?
Каковы возможности автопилота АП-34Б?
5. Дайте оценку управляемости вертолета в зависимости от скорости полета,
центровок, частоты вращения НВ, размещения загрузки (внутри кабины или на
внешней подвеске).
47
Использованная литература
1. Володко A.M. Основы аэродинамики и динамики полета вертолетов. - М.:
Транспорт. I988.
2. Ромасевич В.Ф., Самойлов Г.А. Практическая аэродинамика вертолетов. М.: Воениздат, 1980.
3. Практическая аэродинамика вертолета Ми-8: Методические указания по
изучению балансировки, устойчивости и управляемости. - Омск: ОЛТУ ГА,
1986.
4. Руководство по летной эксплуатации вертолета. - Ми-8. М.: Воздушный
транспорт, 1980.
5. Схемы и графики по Практической аэродинамике вертолёта Ми-8.
Содержание
Введение…………………………………………………………………………………………...3
1 РАВНОВЕСИЕ И БАЛАНСИРОВКА ВЕРТОЛЕТА…………...............................................4
1.1 Общие положения…………………………………………………………….........................4
1.2 Связанная система координат………………………………………………………………..5
1.3 Центровка вертолета………………………………………………………………………….6
1.4 Условия равновесия………………………………………………………….……………….8
1.5 Продольная балансировка……………………………………………………........................9
1.5.1 Балансировочные кривые вертолета Ми-8 продольной
балансировки………………………………………………………………………………….…10
1.6 Поперечная балансировка…………………………………………………………………..13
1.6.1 Поперечная балансировка с креном……………………………………………………...13
1.6.2 Поперечная балансировка без крена со скольжением…………………………………..15
1.6.3 Балансировочные кривые вертолета Ми-8 поперечной
балансировки…………………………………………………………………………………….16
1.7 Путевая балансировка………………………………………………………........................18
1.7.1 Особенности аэродинамики рулевого винта…………………………….........................21
2. УСТОЙЧИВОСТЬ ВЕРТОЛЕТА……………………………………………………………26
2.1 Основные понятия и рекомендации………………………………………………………..26
2.2 Действие демпфирующих моментов……………………………………………………….28
2.3 Продольная статическая устойчивость по углу атаки……………………………………30
2.4 Продольная статическая устойчивость по скорости……………………………………...32
2.5 Динамическая устойчивость продольного движения…………………………………….33
2.5.1 Устойчивость на режиме висения………………………………………………………..33
2.5.2 Устойчивость в поступательном движении……………………………………………..34
2.6 Боковая статическая устойчивость…………………………………………………………35
2.6.1 Динамическая устойчивость бокового движения……………………………………....37
3. УПРАВЛЯЕМОСТЬ ВЕРТОЛЕТА…………………………………………………...…....39
3.1 Основные понятия и рекомендации………………………………………………………..39
3.2 Критерии управляемости вертолета……………………………………………………….42
Использованная литература……………………………………………………………………48
48