Способ уменьшения угла атаки несущего винта на предпосадочных маневрах одновинтового вертолета (варианты)

Способ уменьшения угла атаки несущего винта на предпосадочных маневрах одновинтового вертолета (варианты)

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к авиации, а именно к области аэродинамики несущего винта (НВ) одновинтового вертолета, в частности к способу уменьшения угла атаки несущего винта на предпосадочных маневрах одновинтового вертолета.

Уровень техники

Известен порядок выполнения посадки с укороченным пробегом («Инструкция экипажу вертолета Ми-8МТ», опубликованная 1982 г.). На высоте 40-50 м относительно посадочной площадки начинают плавное уменьшение поступательной и вертикальной скоростей за счет увеличения общего шага и угла тангажа, сохраняя обороты несущего винта в допустимом диапазоне. Маневр предпосадочного торможения производят с таким расчетом, чтобы на высоте 5-10 м режим работы двигателей был близок к взлетному, а поступательная скорость относительно земли составляла 40-20 км/ч. На высоте 5-10 м летчик отклонением ручки управления от себя придает вертолету посадочное положение, обеспечивая дальнейшее уменьшение поступательной скорости до 15-10 км/ч. К моменту приземления вертолета уменьшение вертикальной скорости с высоты 5-10 м производят за счет дальнейшего увеличения общего шага с темпом 2-4°/с так, чтобы в момент приземления она не превышала - 0,2 м/с.

Однако наличие большого значения угла атаки и падение эффективности управления вертолета сильно затрудняет уменьшение угла атаки до посадочного значения.

Известен «Способ определения и сигнализации о приближении несущего винта к зоне режимов «вихревого кольца» на предпосадочных маневрах одновинтового вертолета» (патент RU 2486596 от 06.07.2012 г.), включающий предварительные летные испытания на режимах посадки с помощью внешнетраекторных измерений: фиксируют путевую скорость вертолета и с учетом скорости ветра определяют его воздушную и вертикальную скорости. Измеряют угол тангажа вертолета и угол отклонения автомата перекоса в продольном направлении. В текущем времени вычисляют угол атаки НВ, тангенциальную и нормальную составляющие воздушной скорости набегающего потока. Строят положение концевых вихрей по результатам выпуска дыма из лопастей. Гашение поступательной скорости вертолета на предпосадочных маневрах осуществляют за счет изменения наклона НВ. При этом определяют и сигнализируют о приближении НВ к зоне режимов «вихревого кольца» на предпосадочных маневрах одновинтового вертолета. Однако наличие большого значения угла атаки и падение эффективности управления вертолета сильно затрудняет уменьшение угла атаки до посадочного значения.

Технический результат, на достижение которого направлено заявляемое изобретение, состоит в увеличении эффективности управления вертолетом на предпосадочном режиме по уменьшению угла атаки НВ по авиагоризонту к нулевому значению, по частичному или полному исчезновению занимаемой над лопастями зоны концевых вихрей и уменьшению циркуляции или полному исчезновению продольных вихрей за счет увеличения вредного сопротивления на предпосадочном режиме или увеличения тормозной тяги вентиляторов при улучшении условий работы экипажа за счет уменьшения динамических нагрузок и увеличении ресурса основных агрегатов.

Существенные признаки

Для достижения названного технического результата в предлагаемом способе уменьшения угла атаки несущего винта (НВ) на предпосадочных маневрах одновинтового вертолета, включающем определение составляющих тяги НВ, идущей на гашение поступательной скорости, начиная со скорости 75-60 км/ч, по следующим соотношениям:

T_x=T×sinα; T_y=T×cosα, где

T_x,T_y - составляющие тяги НВ, идущей на гашение поступательной скорости, кг,

T - тяга НВ, в кг,

α - угол атаки НВ, в град.,

измерение с помощью системы измерителей горизонтальной и вертикальной воздушной скорости, по этим парным величинам по времени полета определение траектории посадки вертолета, угла отклонения автомата перекоса в продольном направлении, определение и сигнализацию о приближении НВ к зоне режима «вихревого кольца» на предпосадочных маневрах вертолета, на режиме торможения производят увеличение вредного сопротивления путем увеличения угла скольжения вертолета вправо до 60-65° (разворот вправо) или производят увеличение вредного сопротивления путем плавного увеличения его до значения, равного эквивалентному ему сопротивлению при угле скольжения вертолета не менее 65°, за счет выпуска тормозных щитков, размещенных по обе стороны в месте стыковки фюзеляжа и хвостовой балки, выше центра тяжести вертолета, создания вращательных движений относительно центра тяжести, парирования этих движений, используя штатное управление вертолета, уменьшают угол атаки НВ к нулевому значению для повышения эффективности управления вертолетом, обеспечивая торможение, что приводит к полному или частичному исчезновению занимаемой вихрями зоны над лопастями, уменьшению циркуляции или полному исчезновению продольных вихрей, уменьшению динамической нагрузки с увеличением ресурса его узлов и агрегатов, улучшением условий работы экипажа.

При отсутствии щитков в предлагаемом способе уменьшения угла атаки несущего винта (НВ) на предпосадочных маневрах одновинтового вертолета, включающем определение составляющих тяги НВ, идущей на гашение поступательной скорости, по следующим соотношениям:

T_x=T×sinα; T_y=T×cosα, где

T_x,T_y - составляющие тяги НВ, идущей на гашение поступательной скорости, кг,

T - тяга НВ, в кг,

α - угол атаки НВ, в град.,

измерение с помощью системы измерителей горизонтальной и вертикальной воздушной скорости, по этим парным величинам по времени полета определение траектории посадки вертолета, угла отклонения автомата перекоса в продольном направлении, определение и сигнализацию о приближении НВ к зоне режима «вихревого кольца» на предпосадочных маневрах вертолета на режиме торможения, увеличивают на предпосадочном режиме вертолета независимо от скорости и веса вертолета тормозную тягу путем установки вентиляторов с приводом от вала трансмиссии, размещенных вблизи стыка фюзеляжа и хвостовой балки с двух сторон, которые имеют поворотные лопатки и создают с помощью тормозной тяги сопротивление, равное эквивалентной силе сопротивления при угле скольжения вертолета не менее 65°, для получения нужного сопротивления вплоть до нулевой тяги в конце режима, способствующей уменьшению угла атаки НВ, выдерживая нулевое значение угла атаки вертолета, контролируемое по авиагоризонту, что ведет к исчезновению зоны концевых вихрей над лопастями и циркуляции продольных вихрей, уменьшению динамических нагрузок.

В первом, втором и третьем вариантах вертолет имеет снижение около 2 м/с. В связи со снижением вертолета около 2 м/с нужно задействовать определение и сигнализацию о приближении НВ к зоне режимов «вихревого кольца» на предпосадочных маневрах одновинтового вертолета. Кроме того, дополнительно измеряют вибрации с помощью датчиков, расположенных на главном и хвостовом редукторе, в грузовой кабине, под креслом первого летчика.

Предлагаемые варианты способов поясняются на фиг.1-4.

На фиг.1 приводится относительная зависимость величины вредного сопротивления от угла скольжения β одновинтового вертолета - F(β)/F(β₀).

На фиг.2 приведена схема модели вихревого следа в режиме торможения (вид сверху).

На фиг.3 представлено место расположения тормозных щитков на одновинтовом вертолете с двух сторон и расположение датчиков вибронагрузок.

На фиг.4 представлено место расположения тормозного вентилятора на вертолете с двух сторон и расположение датчиков вибронагрузок.

Раскрытие изобретения

Определяют составляющие тяги НВ, идущей на гашение поступательной скорости, начиная со скорости 75-60 км/ч, по следующим соотношениям:

T_x=T×sinα; T_y=T×cosα, где

T_x,T_y - составляющие тяги НВ, идущей на гашение поступательной скорости, кг,

T - тяга НВ, в кг,

α - угол атаки НВ, в град.

Измеряют с помощью системы измерителей горизонтальной и вертикальной воздушной скорости, по этим парным величинам по времени полета определяют траектории посадки вертолета, угол отклонения автомата перекоса в продольном направлении. Сравнивают тангенциальную скорость набегающего потока и осевую скорость с граничными параметрами зоны «вихревого кольца». Определяют и сигнализируют о приближении НВ к зоне режимов «вихревого кольца» на предпосадочных маневрах вертолета. На предпосадочных маневрах вертолета на режиме торможения производят увеличение вредного сопротивления путем увеличения угла скольжения вертолета вправо до 60-65° (разворот вправо) или производят увеличение вредного сопротивления путем плавного увеличения на режиме торможения вредного сопротивления до значения, равного эквивалентному ему сопротивлению при угле скольжения вертолета не менее 65° (см. фиг.1), за счет выпуска тормозных щитков 5 (см. фиг.3) с заданной площадью, выбранной в соответствии с зависимостью величины вредного сопротивления от угла скольжения β одновинтового вертолета- F(β)/F(β₀) на фиг.1, и размещенных по обе стороны в месте стыковки фюзеляжа и хвостовой балки, выше центра тяжести вертолета, создающих вращательные движения относительно центра тяжести. Парируют эти движения с использованием штатного управления вертолета с уменьшением угла атаки НВ к нулевому значению, обеспечивая торможение вертолета, что приводит к полному или частичному исчезновению занимаемой вихрями зоны над лопастями, уменьшению циркуляции или полному исчезновению продольных вихрей, уменьшению динамической нагрузки. Способ уменьшения угла атаки НВ с использованием тормозных щитков существенно уменьшает динамические нагрузки, улучшая работу экипажа, увеличивает ресурс основных агрегатов вертолета.

Уменьшение угла атаки НВ к нулевому значению приводит к полному или частичному исчезновению занимаемой над лопастями зоны концевых вихрей (2) и уменьшению циркуляции или полному исчезновению продольных вихрей (3), показанных на фиг.2, где r_x - радиус зоны пересечения линии движения концевых вихрей с осью X при посадке одновинтового вертолета Ми-8, R - радиус несущего винта, Z₀₁, Z₀₂ - расстояния от основания перпендикуляра, опущенного из точки расчета на ось передней части продольного вихря, до первого конца вихря и до второго конца вихря.

По третьему варианту на вертолете для уменьшения угла атаки устанавливают тормозные вентиляторы (10), фиг.4.

Определяют составляющие тяги НВ, идущей на гашение поступательной скорости по следующим соотношениям:

T_x=T×sinα; T_y=T×cosα, где

T_x,T_y - составляющие тяги НВ, идущей на гашение поступательной скорости, кг,

T - тяга НВ, в кг,

α - угол атаки НВ, в град.

Измеряют с помощью системы измерителей горизонтальной и вертикальной воздушной скорости, по этим парным величинам по времени полета определяют траектории посадки вертолета, угол отклонения автомата перекоса в продольном направлении, сравнивают тангенциальную скорость набегающего потока и осевую скорость с граничными параметрами зоны «вихревого кольца», определяют и сигнализируют о приближении НВ к зоне режимов «вихревого кольца» на предпосадочных маневрах вертолета. На предпосадочном режиме торможения увеличивают тормозную тягу путем установки вентиляторов (10) с приводом от вала трансмиссии, размещенных вблизи стыка фюзеляжа и хвостовой балки с двух сторон, которые имеют поворотные лопатки, и независимо от скорости и веса вертолета создают с помощью тормозной тяги сопротивление, равное эквивалентной силе сопротивления при угле скольжения вертолета не менее 65°, для получения нужного сопротивления вплоть до нулевой тяги в конце режима, способствующей уменьшению угла атаки НВ, выдерживая нулевые значения угла атаки вертолета, контролируемые по авиагоризонту. При этом контролируют центровку по количеству топлива. Кроме того, дополнительно измеряют вибрации с помощью датчиков, расположенных на главном и хвостовом редукторе, в грузовой кабине, под креслом первого летчика.

Уменьшение углов атаки НВ ведет к исчезновению концевых вихрей над лопастями и продольных жгутов на НВ. Это существенно уменьшает динамические нагрузки, улучшает условия работы экипажа и увеличивает ресурс лопастей и других агрегатов вертолета.

Для подтверждения отличительных признаков заявляемого способа на этапе эксперимента на предпосадочных маневрах Ми-8 произведен эксперимент. При предварительных летных испытаниях на режимах посадки с помощью внешнетраекторных измерений: фиксируют путевую скорость вертолета и с учетом скорости ветра определяют его воздушную и вертикальную скорости. Измеряют угол тангажа вертолета и угол отклонения автомата перекоса в продольном направлении. В текущем времени вычисляют угол атаки НВ, тангенциальной и нормальной составляющей воздушной скорости набегающего потока. Гашение поступательной скорости вертолета на предпосадочных маневрах осуществляют за счет наличия вертикальной скорости и увеличения потребной мощности.

При приближении вертолета к зоне режимов «вихревого кольца» на предпосадочных маневрах при снижении вертолета со скоростью около 2 м/с для проверки производят выпуск дыма из лопастей НВ, осуществляют съемку продольных и концевых вихрей. Строят положение концевых вихрей по результатам выпуска дыма из лопастей, фиг.2.

По заявленным вариантам способа уменьшают угол атаки НВ на предпосадочных маневрах с выдерживанием до нулевого значения угла атаки. Затем на этапе эксперимента производят съемку продольных и концевых вихрей. Сравнивают занимаемые концевыми вихрями зоны над лопастями по выпускаемым дымам, то есть циркуляцию продольных вихрей (3) и несколько размытые передние части концевых вихрей (4), фиг.2, полученных из предварительных летных испытаний с данными текущих значений, где

R - радиус несущего винта; Z₀₁, Z₀₂ - расстояния от основания перпендикуляра, опущенного из точки расчета на ось передней части продольного вихря, до первого конца вихря и до второго конца вихря;

r_x - радиус зоны пересечения линии движения концевых вихрей с осью X при посадке одновинтового вертолета Ми-8;

(3) - продольные вихри; (4) - несколько размытые передние части концевых вихрей.

Подтверждают, что при уменьшении угла атаки зоны концевых вихрей на режиме посадки над лопастями НВ уменьшаются или исчезают.

Предлагаемый способ с установкой скольжения вертолета до 65° не требует конструктивной доработки. Угол скольжения вертолета изменяется плавно до максимального значения 65°, увеличивается вредное сопротивление, уменьшается угол атаки до нулевого значения, что приводит к полному или частичному исчезновению занимаемой вихрями зоны над лопастями, уменьшению циркуляции или полному исчезновению продольных вихрей, уменьшая динамические нагрузки.

Способ уменьшения угла атаки НВ с использованием выпускных тормозных щитков 5. Обеспечивают торможение вертолета и создание вращательных моментов относительно центра тяжести, которые парируются штатным управлением вертолета и тем самым уменьшают углы атаки НВ. При этом уменьшаемый угол атаки НВ контролируют по авиагоризонту, а также контролируется вибрация. Датчики для измерения вибрации расположены на главном и хвостовом редукторе, в грузовой кабине, под креслом первого летчика (6, 7, 8, 9) (фиг.3).

Пример

Вертолет Ми-8 самый распространенный в настоящее время в эксплуатации. Все модификации выполнены практически без изменений внешней конструкции вертолета. На первом этапе уменьшают угол атаки и определяют возможность уменьшения зоны концевых вихрей над лопастями НВ на предпосадочном режиме, то есть циркуляции продольных вихрей, способом установки скольжения вертолета до 65°. Угол скольжения изменяют плавно от нулевого до максимального значения 65°. Далее производят снижение с вертикальной скоростью не более 2 м/с. Перед зависанием скольжение плавно уменьшают до нулевого значения. На этапе эксперимента производят сравнение предварительных летных испытаний с данными текущих испытаний при посадке одновинтового вертолета Ми-8. Для выполнения испытаний по уменьшению угла атаки НВ на вертолете по второму варианту дополнительно устанавливают специальные тормозные щитки (5), а по третьему варианту - вентиляторы (10) и датчики для измерения вибрации (6, 7, 8, 9), расположенные на главном редукторе, в грузовой кабине, под креслом первого летчика и на хвостовом редукторе (фиг.3). По второму варианту создают тормозными щитками сопротивление, равное эквивалентной силе сопротивления при угле скольжения вертолета не менее 65°, и вращательные движения относительно центра тяжести, парирование этих движений, используя штатное управление вертолета с уменьшением углов атаки НВ к нулевому значению, обеспечивая торможение вертолета, что приводит к полному или частичному исчезновению занимаемой вихрями зоны над лопастями, для увеличения эффективности управления вертолетом по третьему варианту - создают с помощью вентиляторов тормозную тягу - сопротивление, равное эквивалентной силе сопротивления при угле скольжения вертолета не менее 65°, для получения нужного сопротивления вплоть до нулевой тяги в конце режима, способствующей уменьшению угла атаки НВ, выдерживая нулевое значение угла атаки вертолета, контролируемое по авиагоризонту,

Предложенные альтернативные первый и второй варианты и третий вариант способов торможения выполняют при снижении вертолета со скоростью около 2 м/с. В связи с этим нужно задействовать определение и сигнализацию о приближении НВ к зоне режимов «вихревого кольца» (см. патент RU 2486596). Изобретение можно применять на всех одновинтовых вертолетах. Выполнение предпосадочного торможения со скольжением не представляет для летчиков дополнительных трудностей и не усложняет технику пилотирования.

1. Способ уменьшения угла атаки несущего винта (НВ) на предпосадочных маневрах одновинтового вертолета, включающий определение составляющих тяги НВ, идущей на гашение поступательной скорости, начиная со скорости 75-60 км/ч, по следующим соотношениям:T_x=T×sinα; T_y=T×cosα, гдеT_x, T_y - составляющие тяги НВ, идущие на гашение поступательной скорости, кг,T - тяга НВ, в кг,α - угол атаки НВ, в град.,измерение с помощью системы измерителей горизонтальной и вертикальной воздушной скорости, по этим парным величинам по времени полета определение траектории посадки вертолета, угла отклонения автомата перекоса в продольном направлении, определение и сигнализацию о приближении НВ к зоне режимов «вихревого кольца» на предпосадочных маневрах вертолета на режиме торможения, отличающийся тем, что на режиме торможения производят увеличение вредного сопротивления путем увеличения угла скольжения вертолета вправо до 60-65° (разворот вправо) или производят увеличение вредного сопротивления путем плавного увеличения на режиме торможения вредного сопротивления до значения, равного эквивалентному ему сопротивлению при угле скольжения вертолета не менее 65°, за счет выпуска тормозных щитков, размещенных по обе стороны в месте стыковки фюзеляжа и хвостовой балки выше центра тяжести вертолета, создания вращательных движений относительно центра тяжести, парирования этих движений с использованием штатного управления вертолета с уменьшением угла атаки НВ к нулевому значению, обеспечивая торможение вертолета, что приводит к полному или частичному исчезновению занимаемой вихрями зоны над лопастями, уменьшению циркуляции или полному исчезновению продольных вихрей, уменьшению динамической нагрузки.

2. Способ уменьшения угла атаки несущего винта на предпосадочных маневрах одновинтового вертолета, включающий определение составляющих тяги НВ, идущей на гашение поступательной скорости по следующим соотношениям:T_x=T×sinα; T_y=T×cosα, гдеT_x, T_y - составляющие тяги НВ, идущие на гашение поступательной скорости, кг,T - тяга НВ, в кг,α - угол атаки НВ, в град.,измерение с помощью системы измерителей горизонтальной и вертикальной воздушной скорости, по этим парным величинам по времени полета определение траектории посадки вертолета, угла отклонения автомата перекоса в продольном направлении, определение и сигнализацию о приближении НВ к зоне режима «вихревого кольца» на предпосадочных маневрах вертолета на режиме торможения, отличающийся тем, что увеличивают на предпосадочном режиме тормозную тягу путем установки вентиляторов с приводом от вала трансмиссии, размещенных вблизи стыка фюзеляжа и хвостовой балки с двух сторон, которые имеют поворотные лопатки и независимо от скорости и веса вертолета создают с помощью тормозной тяги сопротивление, равное эквивалентной силе сопротивления при угле скольжения вертолета не менее 65°, для получения нужного сопротивления вплоть до нулевой тяги в конце режима, способствующей уменьшению угла атаки НВ, выдерживая нулевые значения угла атаки вертолета, контролируемые по авиагоризонту, что ведет к исчезновению зоны концевых вихрей над лопастями и циркуляции продольных вихрей, уменьшению вибрации вертолета.