Управляемость и ее основные характеристики
Управляемостью называется способность вертолета реагировать на отклонения пилотом органов управления.
Управляемость характеризуется:
- эффективностью;
- чувствительностью;
- мощностью управления;
- запасом управления;
- запаздыванием управления;
- усилием на органах управления.
Эффективность управления. Определяется величиной управляющего момента при отклонении РУ на единицу величины (градус, миллиметр и т.д.) Эффективность тем выше, чем больше Rнв, Ррв, Ут и разнос ГШ.
Rнв и Fцб зависят от оборотов НВ, поэтому эффективность управления напрямую зависит от оборотов НВ.
Чувствительность управления. Определяется величиной угловой скорости при отклонении рычагов управления (АП, шага НВ или РВ) на 1о.
Чувствительность заложена в конструкцию вертолета, и в процессе полета на нее повлиять невозможно.
Мощность управления. Это максимальная величина Мупр, возникающая при отклонении РУ от ее нейтрального положения до упора.
Мупр (при отклонении РУ до упора) зависит от балансировочного положения РУ на данном режиме полета. Но на всех режимах полета он должен быть достаточным для парирования возмущений, действующих на вертолет. На висении в продольном отношении ¼ - ½ хода РУ “на себя” и ¼ - ½ ”вправо”.
Запасом управления называется, отклонение РУ от балансировочного положения до упора, выраженное в % полного хода РУ от нейтрального положения, до упора.
Максимальное отклонение органов управления для балансировки (при переменных центровках) не должны доходить до упора. Запас хода рычагов от максимального балансирного положения до предельного, должен составлять не менее 20%. На эту величину мы можем повлиять соблюдением РЛЭ.
Запаздывание управления – время от начала действия рычагами управления до начала изменения положения вертолета.
Запаздывание объясняется применяемым на вертолете принципом создания Мупр – большой силой на малом плече. Особенно заметно запаздывание в продольно-поперечном управлении у тяжелых вертолетов в силу того, что лопасти при вращении обладают большой инерцией и упругостью, и наклон конуса НВ происходит не мгновенно. Время запаздывания равно, по меньшей мере, одному обороту НВ (0.3 с) Необходимо делать двойные движения РУ. Запаздывание в путевом отношении гораздо меньше, чем в продольном и поперечном, и практически не ощущается при пилотировании.
Усилия на РУ необходимы пилоту для создания ощущений полета. Гидроусилители полностью снимают нагрузку с органов управления, и для того, чтобы чувствовать изменение положения вертолета по усилиям на рычагах управления, в цепях продольного, поперечного и путевого управления стоят пружинные механизмы загрузки. На рычаге ОШ механизмы загрузки не устанавливаются. В полете для снятия усилий с РУ необходимо нажать кнопку “триммер”, в управлении включается электромеханический тормоз (ЭМТ), снимаются усилия и фиксируются органы управления.
Потребная и располагаемая мощность горизонтального полета
Потребной мощностью горизонтального полета называется мощность, необходимая для обеспечения ГП на данной скорости и высоте
Nпотр = Nинд + Nпроф + Nдвиж
Nинд – это мощность для создания составляющей Уан, равной весу вертолета.
Nпроф – мощность для преодоления Хпроф лопастей, на преодоление момента сопротивления.
Nдвиж – мощность для создания движущей силы несущим винтом на преодоление Хвр вертолета.
Криволинейное изменение графика объясняется тем, что при начале движения с режима висения слагаемые потребной мощности изменяются по своим графикам.
При начале поступательного движения НВ начинает работать в режиме косого обтекания, с увеличением Wэф тяга НВ самопроизвольно возрастает. Необходимо с ростом скорости уменьшать индуктивную мощность (Nинд).
С началом движения Nпроф увеличивается незначительно, так как возрастание Wэф несоизмеримо мало с окружной скоростью элементов лопасти. Поэтому профильное сопротивление лопастей при малых скоростях ГП растет незначительно, что ведет к небольшому увеличению Nпроф.
С началом движения появляется сопротивление Хвр и начинает возрастать в зависимости от увеличения скорости. Поэтому увеличение Nдвиж, затраченной на преодоление Хвр, также возрастает с увеличением скорости полета.
В начале поступательного движения до определенной скорости потребная мощность несколько “падает”. Уменьшение Nинд преобладает над увеличением Nпроф и Nдвиж. Затем происходит “застой” мощности, равновесие и далее увеличение Nпроф и Nдвиж преобладает над уменьшением Nинд. “Застой” мощности происходит в пределах скорости, называемой “экономической” (Vэк).
С ростом высоты потребная мощность увеличивается. Это объясняется уменьшением плотности воздуха на высоте, что ведет к уменьшению Rнв. Чтобы ее поддерживать, необходимо увеличивать установочный угол лопасти, что ведет к увеличению Мсопр. Для его преодоления нужно подвести большую Nпроф, а значит увеличить Nп.
С ростом полетного веса происходит та же картина.
С увеличением влажности падает плотность воздуха. Из формулы тяги НВ плотность влияет на Rнв. Чтобы ее поддержать, необходимо также увеличивать установочный угол.
Располагаемая мощность НВ – это часть эффективной мощности двигателей, которая расходуется на вращение НВ при работе двигателей.
Nе – полная мощность создаваемая двигателями;
Nрв – мощность затрачиваемая на привод РВ (~ 9,5 % висение, ~6,5 % на Vмакс);
Nтр – мощность на трение в трансмиссии (~3 %);
Nагр – мощность на привод агрегатов (~0,8 %);
Nохл – мощность на привод вентилятора для охлаждения агрегатов (~1,2 %);
Nвсас – мощность на потери во входном устройстве (при всасывании ~2,5 %).
Располагаемая мощность до Vэк увеличивается, так как необходимо подводить меньшую Nрв на привод РВ, вследствие косого обтекания. С дальнейшим увеличением скорости потери на РВ увеличиваются и Nр уменьшается.
Экономическая скорость – Vгп на которой Nпотр минимальна. На Vэк в горизонтальном полете имеется максимальный избыток мощности и требуется наименьшая мощность для выполнения полета. На Vэк наименьший часовой расход топлива – максимальная продолжительность полета.
Минимальная скорость - Vгп на которой вертолет может удерживаться в воздухе на данной высоте на взлетном (номинальном) режиме работы двигателей. В эксплуатации Vмин ограничивается не только запасом мощности двигателей, но и вибрациями вертолета на малых скоростях, сложностью пилотирования и несовершенством указателя скорости. Теоретически Vмин от земли до Нст остается постоянной = 0 км/ч (статический потолок Нст – высота, на которой Nр равна Nпотр при скорости 0 км/ч в стандартной атмосфере). Выше Нст висение невозможно, поэтому на высоте большей Нст вертолет перемещается только с поступательной скоростью за счет прироста тяги НВ от косой обдувки. Поэтому от Нст до Ндин (динамический потолок Ндин – практическая максимальная высота полета, когда Nр равна Nпотр при экономической скорости ~120 км/ч) Vмин на Ндин равна Vэк. Минимальная скорость ГП ограничивается РЛЭ.
Наивыгоднейшая скорость – Vгп, на которой достигается максимальная дальность полета из-за минимального километрового расхода топлива.
Максимальная скорость – это Vгп, которую может развить вертолет при использовании номинального (взлетного) режима двигателей, если вертолет не имеет ограничений по срыву потока с лопастей. Vмакс изменяется в соответствии с изменением мощности двигателей в зависимости от высоты полета (из-за плотности воздуха). Ограничивающим условием Vмакс ГП является срыв потока с концов лопастей. Повышение Vмакс осуществляется увеличением пропульсивной силы, что связано с увеличением угла установки лопасти. Одновременно увеличивается Wэф концевых сечений лопастей в азимуте 90о, и при превышении Vмакс наступает волновой кризис. В азимуте 270о повышается интенсивность маховых движений и лопасти попадают в закритические углы обтекания. Эксплуатационная максимальная скорость устанавливается из условий обеспечения допустимого уровня вибраций вертолета, из условий обеспечения достаточной прочности несущей системы и других частей вертолета и из условия сохранения достаточной управляемости вертолета. Vмакс ГП так же ограничивается РЛЭ.
т.1 – режим висения (частный случай V = 0);
т.2 – экономический режим, на Vэк при Nпотр минимальной и Nр максимальной наибольшая продолжительность полета;
т.3 – наивыгоднейший режим полета, максимальная дальность;
т.4 – максимальная скорость на этом режиме Nр = Nпотр.;
т.5 –минимальная скорость горизонтального полета;
т.6 – максимальная скорость полета.