Способ пилотирования вертолета

Способ пилотирования вертолета

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

Изобретение относится к авиа циониой технике, в частности к пилотированию вертолета при полетах на дальность. Цель изобретения - экономия топлива. Способ лилотирования вертолета заключается в том, что на каждом участке полета по маршруту измеряют температуру наружного воздуха, атмосферное давление, скорость эквивалентного ветра. Для предстоящего участка маршрута определяют оптимальную высоту полета, частоту вращения несущего винта и скорость полета. После этого перемещением рычагов управления изменяют высоту, скорость полета и частоту вращения несущего винта на оптимальные, 4 ил.

союз сонетсних социАлистичесних

РЕСПУБЛИН (51)5 В 64 С 27/00

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

М АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ НОМИТЕТ

Ilo изОВРетениям и oTHpbfTHRM

ПРИ ГННт ССа

1 (21) 4725251/23 (22) 02.08.89 (46) 30.05.92. Бюл. 0 - 20 (71) Московский вертолетный завод

)имв МвЛоМипя (72) А.С.Браверман .(53) 629.7.016.3(088.8) (56) Акимов А.И. Аэродинамика и летные характеристики .вертолетов. М.:

Машиностроение, 1988, с. 60 - 64.

Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-8.МГА, 1988. с.3.1.4, 3. 1.22. (54) СПОСОБ ПИЛОТИРОВАНИЯ ВЕРТОЛЕТА (57) Изобретение относится к авиационной технике, в частности к пилоИзобретение относится к авиацйон- ной технике, в частности к пилотиро- .. ванию вертолета при полетах на дальность.

Известен способ определения расходов топлива, заключающийся в определении скорости полета по указателю

v „ ao минимальному значению расхода топлива цц,д, являющегося функцией приведенных массы вертолета m скорр t рости полета v„p и частоты вращения несущего винта n„

Недостаток данного способа заключается в том, что он содержит сложные расчеты, которые без наличия бортовой

ЗВМ произвести невозможно.

Наиболее близким к предлагаемому является способ пилотирования вертолета с определением и выдерживанием наивыгоднейшего значения высоты по Ы» 1736845 А1

2 тированию вертолета при полетах на дальность. Цель изобретения — экономия топлива. Способ пилотирования .вертолета заключается в том, что на каждом участке полета по маршруту измеряют температуру наружного воздуха,, атмосферное давление, скорость эквивалентного ветра. Для предстоящего участка маршрута определяют оптималь" ную высоту полета, частоту вращения несущего винта и скорость полета.

После. этого перемещением рычагов управления изменяют высоту, скорость полета и частоту вращения несущего винта на оптимальные. 4:ил. ета. Способ заключается в определении на земле перед полетом оптимальной высоты полета Н „ но массе вертолета шь „, дальности полета L u

awk прогнозируемой скорости ветра на марш- руте W и выполнении полета на данной () высоте. Скорость поЛета V задается в Q таблицах.

Недостатками данного способа является то, что полет выполняется на одной высоте без учета изменения мас- О сы вертолета в полете и атмосферных условий, рекомендуемая высота полета определяется без учета зависимости от температуры наружного воздуха г определение километрового расхода 1 топлива q громоздко, так как содержит

12 номограмм. Данные недостатки увеличивают ошибку в определении минимального расхода топлива за ведь по1736845

m Р довательно, от — — И вЂ” . На опти "НОМ РР мальком режиме полета величина функций изменяется в диапазонах: q = 0,20,3; и = 0,95 — 1,05; v = 0,75 — 1,0.

При ветре

q и„ = q/(1 — W/v), (3)

15 " 288, . опт = (7 ч,ма„с — KW «273 — ог —, (4i

+с р Ф где К = 0,3 - 0,4. Здесь v „- оптимальная приборная скорость.

Для данной массы вертолета дальность максимальна на высоте полета, на которой атмосферное давление опрео0, ют деляется условием = О, т.е.

Зр

25. а э з а (ч — W)v = + Ч вЂ” — qv<а - — — ) = О

Ор Зр ар Эр

Обычно при вычислении q т прини5V мают V = v <> >р = О.

Тогда дя щ (ср ) 6p + ч $p

Определение Нопт t попт рдтт

35 q цт Н м Нпо привЕденным выше Фор пЦт. мин миН мулам выполняется следующим образом..

Измеряют массы выработанного топлива йш, скорость ветра, атмосферное давление, температуру наружного воздуха.

4О Когут также использоваться данные по атмосферным условиям, полученным от метеостанций .и других летательных аппаратов., находящихся в данном районе. По этой информации оп4> ределяют изменение W и с С по высоте о (от р) и находят аналитические зависимости W = f{P), t =* f(P) (например у коэффициенты чр wg wg ° ° ° . Эа Висимости W w + wing + w p + е ° ° ) °

© Далее по уравнению (5) определяют о опт (сл"довательно "опт.р т опт C) °

Функции n, v на Нопт,, значения и пт, по формулам (2), (4). Затем по УРавнению (1) нахоДЯт,цц „, пн, а по

УРавнению (3) - q»,м„н,мпп.

При определении Нопт не учитывает" ся дополнительный расход топлива во время перехода от данной высоты полет, что увеличивает топливные затраты, а также делают способ опреде-, ления Н,, сложным.

Цель изобретения - экономия топ-.

5 липа — достигается тем, что способ пилотирования вертолета, заключающийся в том, что периодически, через

1 - 1,5 ч полета для изменившихся условий (из-за выгорания топлива.и перемены атмосферных условий) определяется оптимальный режим полета и на этом режиме пролетают последующий участок маршрута. Для определения оп, тимального режима измеряют температуо ру наружного воздуха с С, атмосферное давление р, скорость эквивалентного ветра W массу выработанного топлива Ьшт. После этого выполняют вычисления по предлагаемой ниже методике, в результате которых находят .птимальные высоту Н „, скорость частоту вращения несущего винта и, . Перемещением рычагов управления изменяют высоту Н, скорость полета и частоту вращения несущего винта на оптимальные.

На Фиг; 1 изображен график зависимости q „= f (mph п„ ); Hg фиг.2 график зависимости v „„= f (m>1„ и„ ); на фиг,.3 — номограмма для определения я„цт.,„„,, п пт, топт висимости от m, Н, сР, М; на фиг.4графики, .из которых построены: номограмма график а m„> = f(m, И); график б о „,;„ = Г(ш„, to, и); график в

q път = f(qý W)°.

Здесь m - масса вертолета; ц = q/ш;

qоут = q„ /m минимальные воздушный и йутевой относительные километровые расходы топлива. Индексом „ отмечены приведенные параметры, Зависимости, показанные на фиг.1, 2, определяются из летных испытаний или по расчету. На фиг,1 проведена огибающая. Она соответствует наимень,шему значению ц(с}рпн щдц) для даннбй (m „<. Огибающую описывают аналитически, например, степенным рядом

ЯМЕч.М .Н .= ао + а щор + ат.ШОП + ° °

= а +;Г„(-- — ) (" ) + а ()о()2 +.

Ь

51 ном (1)

Каждой точке огибающей соответствуют некоторые частота вращения несущего винта и скорость полета (см.фиг.2) это .оптимальные значения. Их также

1 описывают аналитически в виде

Попт = П Ппов (2)

Гр опт V макс °

Ро

Здесь и и v — аналогичные (1) функции от приведенной массы вертолета, сле49,1 2800

45,7 3500

42,5 4250 .39,5 4800

2

3,39

3,2

3,03

2,85

0,231 11,3

0,234 10,7

0,238 10,1

0,241 9,5 лета к оптимальной на следующем

Ъ участке полета. Это допустимо, так как он мал по сравнению с общим расходом топлива.

Так как определение оптимального ( режима полета выполняется по фактическим, а не по прогнозным данным, то точность его определения увеличивается.

В методике, описанной выше, оптимальную высоту можно также найти путем вычисления q „„ на..разных. высотах; высота, па которой минимален является оптимальной. При таком способе определения Н „ отпадает необходимость отыскивать коэффициенты аналитических -зависимостей W = f(P), г. С = Й(Р) и решать уравнение (5).

Возможны случаи, когда оптимальная частота вращения несущего винта. ниже нли выше допустимых частот: n>z„ o< и npha

HnH noaT = nNaKc,доя Для определения.

Но„, чо„, цнии в этих, случаях должны использоваться аналигические выражения для всего семейства кривых, показанных на фиг.1 и 2 (например, коэффициенты ао, а, а в выражении.(1) должны быть определены для всего диапазона n„+) .

По данным фиг.1,.2 можег быть построена номограмма (фиг.3), с использованием которой также можно найти оптимальный режим полета. Номограмма состоит из графиков, показанных на фиг.4. Каждое семейство кривых па фиг.4б соответствует некоторой о температуре наружного воздуха (с с., t С). На фиг.3 перенесены оги бающие семейств. Штриховыми линиями показаны участки огибающих, соответст средняя масса вертолета m = 49, 1 т, оптимальная высота полета 2800 м, по мере выгорания топлива она увеличивается. Расчет показал, что из-за полета на больщих высотах при предлагаемом способе требуется дополнитель36845 вующие оптимальной частоте вращения несущего винта, а сплошными линиями " соответствующие nN„> „п и n Aa e.goo

Возле точек, выделенных на огибающих, Указаны значениЯ тто„ „ (обозначены на фигурах v<, v<. ), Номограмма используется следующим образом.

1О Известны масса вертолета (наприо мер, точка а) и изменение W и с С по высотам. Задаемся высотой полета (например Н = 3 км) и находим точку б). о

Пусть на этой высоте с С = г, W =

15 RJg (точка д). Направление движения от точек б и д показано стрелками.

Минимальный относительный путевой ,километровый расход топлива п,т сии мии на этой высоте равен числу в точке ж. Значения n6lt и ч оо„ до соответствуют числам в точке в) (находятся интерполяцией). За. давшись еще двумя-тремя высотами, аналогично находят яд,сия.ми„ . Вы сота, на которой Qagr ми„,м„н имеет наименьшую величину, является оптимальной, Предлагаемые методики определения километрового расхода .топлива могут быть использованы также для упрощения предполетного инженерно-штурманск6го расчета.

Приведем пример, .иллюстрирующий экономию топлива при реализации предполагаемого изобретения. Расчет сде35 лан для вертолета Ми-26 при полете на дальность 1200 км и метеоусловиях: на Н = 1000 м и t = — 20оС, на Н =

=3000 м с =-30 С, на Н = 5000 м с о

-40 С, W = 0 на всех высотах. По су40 ществующему способу требуется

13500 кг топлива, а по предлагаемому

12470 кг (таблица 1). На первом участке маршрута но 100 кг топлива, так что экономия топлива составляет 13500 — 12470—

-100 = 930 кг (7,57). На такую же величину уменьшается взлетная масса вертолета.

1736845 ретения

Формула из об

К вЂ” коэффициент влияния ветра на

I5 крейсерском или оптимальном режиме полета, равный 0,3— р 0 ф 4 ° сдд — температура наружного воздуха Нр„г-, Po0T - атмосферное давление на Н „

Ро — атмосферное давление на уровне моря, после этого перемещением рычагов упР впт равления изменяют высоту скорость

1 опт о г5 полета и частоту вращения несущего винта на оптимальные.

QfIT HOW опт м где v „ - крейсерская лета;

tnt

Фиг.2

Фиг. f Способ пилотирования вертолета, включающий изменение частоты вращения, несущего винта, скорости и высоты по5 лета, отличающийся тем, что, с целью экономии топлива, на каждом участке полета по маршруту измеряют температуру ср наружного воздуха, атмосферное давление Р, скорость Ы эквивалентного ветра, для предстоящего .участка маршрута определяют оптимальную высоту Нр„т полета иэ соотношения: (v — И)->+ g — = О, рр 3 зр а частоту по» вращения несущего вин- та и скорость чр„ полета по зависимостям средняя оптимальная скоср

I рость полета;

v> >< — максимальная скорость полета;

q,n,v — функции, зависящие от соотношения P /Р, величина которых при Р „ находится в диапазонах

q = О,г - O,Ç; и = 0,95 — 1,05;

Ч = 0,75 — 1,0.

1736845

В юут лг!лтй

Фиа4

Составитель А.Браверман

Техред Л.Олийнык Корректор Э.Лончакова

Редактор А.Долинич

Закаэ 1862. Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по иэобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва,:Ж-35, Раушская наб., д. 4/5

Проиэводственно-издательский комбинат "Патент", г.ужгород, ул. Гагарина,101