книги из ГПНТБ / Лалетин К.Н. Практическая аэродинамика вертолета Ка-26 учеб. пособие

ло оборотов или скорость полета при возникновении флаттера ка­ тегорически запрещается.

При выводе вертолета из флаттера следует учитывать, что кри­ тические параметры вывода меньше, чем параметры ввода, и по­ этому исчезновение признаков флаттера будет происходить с за­ паздыванием. Если признаки флаттера прекратятся, то можно продолжить полет до ближайшего вертодрома или подобрать пло­ щадку для вынужденной посадки. При продолжении флаттера следует принять все меры для быстрейшего выполнения вынужден­ ной посадки. При затруднениях в пилотировании посадку произво­ дить прямо перед собой.

§ 7. СРЫВ ПОТОКА С ЛОПАСТЕЙ НЕСУЩИХ ВИНТОВ

Расчетным режимом работы двигателя в поступательном поле­ те вертолета является первый номинальный режим, когда окружная скорость концевого элемента лопасти равна 174 м/сек. -В этом слу­ чае лопасти несущих винтов‘ вертолета Ка-26 практически не по­ двержены срыву потока во всем эксплуатационном диапазоне ско­ ростей, потому что у наступающих лопастей в азимуте 90° крити­ ческая скорость обтекания профилей практически не достигается. Но срыв потока может наступить и при достижении элементами лопастей критических углов атаки. Развитие срыва потока на про­ филе приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы, зна­ чительному приросту коэффициента сопротивления, изменению моментальных характеристик лопастей и значительному приросту вибраций, что не может не повлиять на полет.

Как правило, срыв потока развивается на отступающих лопастях, так как при взмахе лопастей вниз углы атаки элементов лопастей увеличиваются. Чем больше относительный радиус элемента лопасти, тем больше скорость его перемещения при взмахе. Поэтому на режимах полета с работающими двигателями срыв пото­ ка начинается на концевых элементах лопасти. Но маховые движения лопастей увеличиваются при росте числа ц, т. е. при увеличении скорости полета и умень­ шении числа оборотов винта. Поэтому и зона срыва потока будет увеличиваться при увеличении скорости полета или уменьшении числа оборотов. Углы атаки элементов отступающих лопастей могут также увеличиваться при увеличении их углов установки или при уменьшении угла тангажа.

Потребные углы установки лопастей, углы атаки, коэффициент подъемной силы профиля отступающей лопасти и коэффициент тяги винта возрастают при увеличении скорости и высоты полета, полетного веса и вредного сопротивления вертолета, температуры и влажности наружного воздуха. К увеличению углов установки одного из винтов может привести и отклонение педалей. В этом случае

развитие срыва потока усугубляется.

Для исключения срыва потока с лопастей устанавливают ограничения по максимальной скорости полета на рекомендуемых оборотах в зависимости от плотности воздуха, полетного веса и полетной конфигурации вертолета. Расчет­ ным ограничением является достижение на элементе лопасти коэффициента подъ­ емной силы 1, 2, что соответствует углу атаки у профиля меньше критического (см. рис. 2). Дополнительным запасом су по срыву потока является увеличение динамического максимального коэффициента подъемной силы при колебаниях профиля с некоторой частотой относительно «статического» значения, что объяс­ няется различным характером течения в пограничном слое при изменении углов

атаки.

177

Относительные коэффициенты тяги, соответствующие критиче­ скому значению характеристики режима по срыву потока, изобра­ жены на рис. 119. Используя эту зависимость, можно определить критическое число ц и скорость полета при конкретном коэффици­ енте тяги винтов и коэффициенте подъемной силы профиля (в дан­

ном случае 1,2). л На малых высотах критическая скорость по срыву потока боль­

ше чем максимально допустимая скорость по флаттеру, а ограни­ чение по срыву потока в основном относится «к большим» высо­ там Для различных вариантов применения вертолета с различны­ ми полетными весами при разной плотности воздуха и числе обо­ ротов несущих винтов 82% максимально допустимые скорости по­

лета показаны на рис. 120—124.

Из графиков видно, что изменение температуры наружного воз­ духа на 10° С изменяет максимально допустимую скорость пример­ но на 10 км/ч. А максимально допустимая скорость уменьшается

179

при увеличении температуры наружного воздуха, высоты полета, полетного веса и вредного сопротивления вер­ толета.

Для более быстрого оп­ ределения максимально до­ пустимой скорости исполь­ зуют таблицу максимально допустимой скорости полета грузо-пассажирского вариан­

тока. У соосного вертолета чаще всего срыв начинается на одном из винтов и скорее всего вызывается отклонени­ ем педали. И если суммар­ ный воздушный поток на­ правлен к комлю лопасти, то срыв ускоряется. Срыв мо­ жет также наступить в зоне

болтанки, особенно при создании пикирующего момента, увеличе­ нии вертикальной перегрузки или в полете со скольжением на ско­ ростях, близких к максимально допустимым. При нормальной лет­ ной эксплуатации возникновение срыва потока маловероятно, потому что эксплуатационные перегрузки меньше, чем перегрузки, на которых развивается срыв потока.

Если же допущено непреднамеренное превышение максимально допустимой скорости полета, то возникновение срыва потока на вертолете сопровождается резким увеличением вибраций вследст­ вие возрастания неравномерных шарнирных моментов лопастей. Увеличение профильных потерь при срыве потока приводит к рос­ ту потребной мощности и возможно снижение вертолета. Но ухуд­ шение устойчивости и управляемости соосного вертолета меньше, чем одновинтового, потому что аэродинамическая схема соосного вертолета менее асимметрична.

Полет в режиме срыва потока увеличивает усталостные напря­ жения в узлах конструкции, поэтому преднамеренный вывод верто­ лета на этот режим и длительное нахождение в нем запрещаются. При появлении же срыва потока в случае непреднамеренного пре­ вышения максимально допустимой скорости полета необходимо уменьшить углы атаки элементов лопастей плавным уменьшением общего шага, увеличить число оборотов несущих винтов в допусти-

180

при вертикальном снижении с рабо­ тающими двигателями

мом диапазоне и одновременно уменьшить скорость полета до тре­ буемой. Если вибрации не прекращаются, то следует произвести вынужденную посадку. При прекращении вибраций можно продол­ жать полет.

§ 8. ВИХРЕВОЕ КОЛЬЦО

Режим вихревого кольца может возникнуть при вертикальном снижении вер­ толета с работающими двигателями, на что было впервые указано русскими уче­ ными. Но при анализе режима вихревого кольца можно рассматривать не снижение вертолета в неподвижном воздухе, а обдувку вертолета снизу потоком воздуха, так как по принципу обратимости движения процессы будут равнознач­

ны. Соосные винты приближенно можно рассматривать как эквивалентный несу­ щий винт.

При анализе принципиально можно рассматривать наложение индуктивного потока от винтов на поток от вертикального снижения, что и приводит к образо­ ванию вокруг несущего винта условной воздушной поверхности, на которой суммарная воздушная скорость равна нулю. Схематически обтекание эквива­ лентного несущего винта и эпюра скоростей показаны на рис. 125.

Внутри образовавшегося воздушного тела индуктивный поток, израсходовав­ ший свою энергию на преодоление противодавления от потока снизу и трение, вновь подсасывается винтом. Таким образом, вокруг несущего винта образуется циркуляция воздушного потока, которая показана на рис. 126.

На поддержание вихревого кольца затрачивается дополнительная энергия. Поэтому мощность, потребная для вертикального снижения в эксплуатационном диапазоне вертикальных скоростей, мало отличается от мощности, потребной для висения. Если же возникает дефицит мощности, то вертикальная скорость увели­ чивается более значительно, чем по теории идеального винта. При отказе одного из двигателей на вертикальных режимах дополнительные затраты мощности на вихревое кольцо создают значительные вертикальные скорости снижения, соизме­ римые с вертикальной скоростью режима самовращения несущих винтов. Зависи­ мость вертикальной скорости снижения от относительной мощности, подводимой к винту, полученная по формулам В. И. Шайдакова [13], показана на рис. 127.

Увеличение индуктивных потерь мощности на режиме вихревого кольца при­ водит к самопроизвольному увеличению вертикальной скорости снижения. И чем больше вертикальная скорость снижения, тем ближе граница раздела воздушных потоков (см. рис. 126), а интенсивность вихревого кольца увеличивается. При

181

цри попадании в спутную струю самолета.

Винтенсивном вихревом кольце управляемость вертолета резко ухудшается

имогут возникнуть вождения и рывки ручки управления и педалей. Изменение индуктивного потока приводит к увеличению числа оборотов несущих винтов и

создает пикирующий момент, вследствие чего вертолет стремится увеличить и вертикальную, и поступательную скорость снижения.

На вертолете Ка-26 специальных исследований в режиме вихре­ вого кольца не проводили из-за опасности схлестывания лопастей, поэтому рекомендации и ограничения устанавливаются по опыту

вертикальную скорость снижения увеличением общего шага не уда­ валось. Можно ожидать, что на вертолетах Ка-26 при полетном весе до 2500 кГ (р < 19 кГ/м2) интенсивное вихревое кольцо будет соответствовать этому же диапазону вертикальных скоростей. При увеличении полетного веса (удельной нагрузки на ометаемую по­ верхность) вертикальные скорости режима вихревого кольца долж­ ны увеличиться, так как увеличивается индуктивная скорость.

В режиме вихревого кольца вертикальная скорость самопроизвольно увеличи­ вается, и поэтому у отдельных элементов лопастей индуктивная скорость в плоскости вращения может стать равной вертикальной скорости снижения. Если бы индуктивные скорости элементов лопастей были одинаковы, то протекание сквозь винт отсутствовало бы и обтекание винта можно рассматривать как обте­ кание плоской пластинки. За границей этот режим называют идеальной авторота­ цией. Этот режим неустойчив и малейшие пульсации потока, например, вследствие атмосферной турбулентности, вызывают резкие изменения потока в плоскости

182

вращения и тяги винта. Поэтому винт вновь будет переходить на режим вихрево­ го кольца, а в дальнейшем выходить из него. Режиму идеальной авторотации со­ ответствуют наибольшие вибрации. Однако этот режим не опасен, так как про­ должается доли секунды даже у реальных винтов с различными индуктивными скоростями по ометаемой поверхности, когда режиму идеальной авторотации соот­ ветствует целый диапазон вертикальных скоростей.

Если вертикальная скорость вертолета более 8 місек (воздуш­ ный поток проходит через несущий винт снизу вверх), элементы лопастей начинают работать в режиме авторотации, торможения или ветряка.

При вертикальной авторотации поведение вертолета более спо­ койное и управляемость вертолета заметно улучшается. Но при переходе на режим вертикальной авторотации вертолет снизится за 15 сек на 200 м. Длительное же нахождение в режиме вихревого кольца опасно, да и такой запас высоты не всегда может быть обеспечен. Поэтому режим вихревого кольца не следует допускать. Необходимо учитывать, что режим вихревого кольца возможен не только в прямом потоке, но и при малых поступательных скоростях, когда граница раздела воздушных потоков находится в зоне несу­ щего винта.

Для исключения интенсивного развития вихревого кольца вер­ тикальная скорость снижения при вертикальном спуске или сниже­ нии с поступательной скоростью менее 40 км/ч не должна превы­ шать 2 м/сек. Преднамеренный ввод в режим вихревого кольца за­ прещается.

Самопроизвольное увеличение вертикальной скорости снижения может возникнуть при недостаточной мощности для полета с ма­ лой поступательной скоростью. Поэтому не следует допускать уменьшения скорости полета меньше минимально допустимой для данных условий. Не разрешаются полеты на малых скоростях со скольжением, а в болтанку — со скоростью менее 60 км/ч по прибо­ ру. На посадке не следует допускать энергичного гашения скорости

и«просадки» вертолета. Если же при гашении скорости вертикаль­ ная скорость более 2 м/сек, то необходимо немедленным отклоне­ нием ручки управления от себя увеличить поступательную скорость до 50—60 км/ч. Большей поступательной скорости соответствует меньшая потребная мощность и вертикальная скорость снижения,

играница разделов воздушных потоков отстает от винтов.

После набора поступательной скорости поведение вертолета ста­ новится нормальным и вертолет переводят на требуемый режим полета.

При самопроизвольном увеличении вертикальной скорости на вертикальном снижении необходимо попытаться уменьшить ее, увеличив мощность двигателей. Если же вертикальная скорость больше 2 м/сек и вертолет продолжает снижаться, то нужно откло­ нением ручки управления от себя перевести вертолет в поступатель­

ный полет.

При потере управляемости на больших высотах можно перевес­ ти вертолет на вертикальную авторотацию уменьшением общего

183

шага, а после восстановления управляемости увеличить поступа­ тельную скорость и перейти к режиму полета с работающими дви­ гателями.

§9. ПЕРЕТЯЖЕЛЕНИЕ НЕСУЩИХ ВИНТОВ

Под перетяжелением несущих винтов понимают нерасчетное уменьшение их тяги при увеличении общего шага, сопровождающе­ еся уменьшением числа оборотов несущих винтов вследствие несо­ ответствия мощности, подводимой к винтам, и мощности, потребной на их вращение.

Перетяжеление несущих винтов на вертолете Ка-26 может на­ ступить по двум причинам. В первом случае перетяжеление насту­ пает, если рычаг «шаг-газ» отклоняется вверх в темпе, не соответ­ ствующем приемистости двигателей. При этом рост мощности дви­ гателей отстает от увеличения мощности, потребной для вращения винтов, а под действием неуравновешенных моментов сопротивле­ ния вращению число оборотов винтов уменьшается, что приводит к падению тяги.

Данный случай перетяжеления принципиально возможен на лю­ бом из режимов полета, но наиболее опасен при взлете и посадке

ина малых высотах, потому что при уменьшении тяги винтов про­ исходит резкое снижение («просадка») вертолета. К перетяжелению несущих винтов может привести и поспешность в отделении вертолета от земли. Если рычаг «шаг-газ» при отрыве поднимается за время менее 5—7 сек, то вертолет может не отделиться от земли, так как мощность, подводимая к винту, будет недостаточна. А если

ипроизойдет отрыв вертолета за счет увеличения углов атаки эле­ ментов лопастей и кратковременного увеличения тяги, то в даль­ нейшем под воздействием увеличившихся моментов сопротивления вращению достигнутое число оборотов уменьшается и вертолет начинает энергично снижаться. При невмешательстве пилота в уп­ равление произойдет грубый удар о землю, увеличивающий на­ грузки на конструкцию вертолета.

Перетяжеление несущих винтов возможно и в том случае, если пилот поднимает рычаг «шаг-газ» с нормальным темпом, но на чрезмерно большую величину. Увеличение общего шага при пол­ ностью открытых дроссельных заслонках приводит к уменьшению числа оборотов винтов и мощность двигателей уменьшается. Вели­

чина общего шага, соответствующего полному открытию дроссель­ ных заслонок, может быть определена по характеристике системы «шаг-газ» (рис. 128). Изменению общего шага на каждые 2° соот­ ветствует перемещение рычага «шаг-газ» на три зуба сектора. По графику видно, что при повороте корректора вправо дроссельные заслонки полностью открываются при увеличении минимального общего шага на 8°. Большее изменение шага приведет к перетяжелению несущих винтов.

Если корректор установить в положение 2 (см. рис. 128), то в этом случае взлетный режим достигается при увеличении общего

184

Рис. 128. Характеристики системы «шаг-газ»:

1 — правое положение корректора; 2 — корректор в положении «взлетные обороты»; 3 — левое положение корректора

шага примерно на 10° от минимального. Попытка увеличить общий шаг еще больше приведет к уменьшению оборотов несущих винтов. Наиболее характерны такие случаи при взлетно-посадочных опера­ циях и полетах на малых высотах. Например, при эксплуатации вертолета на площадках с размерами меньше минимально допус­ тимых на взлете пилот может непроизвольно «перетянуть» рычаг «шаг-газ» для получения более крутой траектории подъема. На посадке при чрезмерно крутой траектории и значительной верти­ кальной скорости снижения запаса мощности для гашения скорос­ ти может не хватить, а попытка продолжать увеличивать общий шаг также вызовет уменьшение оборотов винтов. Подобные случаи особенно вероятны при малых запасах мощности, например, при эксплуатации вертолетов с весом, близким к максимально допусти­ мому для данных атмосферных условий, при вертикальных режи­ мах полета, полетах на малых скоростях, на больших высотах...

При корректоре, повернутом влево, дроссельные заслонки при­ крываются и откроются полностью на большем общем шаге (см. рис. 128). Но при работе двигателей на «тяжелых винтах» эффек­ тивная мощность уменьшается, и требуемая для полета тяга мо­ жет быть не получена, что вызовет снижение вертолета. Подобные случаи могут наступить, когда число оборотов несущих винтов своевременно не увеличивают, поворачивая корректор вправо, на­ пример, при гашении скорости на посадке.

Для уменьшения вероятности перетяжеления несущих винтов при полностью открытых дроссельных заслонках карбюраторов двигателей в системе управления установлены пружинные тяги. При полностью открытых заслонках и увеличении шага движение проводки управления газом прекращается, а движение дифферен­ циальных качалок сопровождается деформацией пружинных тяг.

185

Пружины имеют предварительную затяжку, и поэтому начало ре­ жима перетяжеления определяется пилотом по значительному возрастанию усилий на рычаге «шаг-газ». Для исключения перетя­ желения винтов необходима синхронная работа дроссельных засло­ нок обоих двигателей. На режиме малого газа разница в числе оборотов двигателей не должна превышать 1—2%, а давление над­ дува двигателей не должно отличаться более чем на 30 мм рт. ст.

Но если в одном из режимов полета пилотом все же допущено перетяжеление винтов, то необходимо незначительно уменьшить общий шаг, чтобы восстановить число оборотов и мощность двига­ телей.

относительно вертикальных шарниров с колебаниями всего вертолета на упругом шасси. Условием возникновения земного резонанса является появление в плоско­ сти вращения несущего винта неуравновешенной центробежной силы значительной величины, которая вызывает колебания вертолета на упругом шасси.

Вертолет, находясь на земле на упругом шасси, имеет шесть сте­ пеней свободы. Но у соосного вертолета наименьшие моменты инерции относительно продольной оси, поэтому колебания начнут развиваться в основном в поперечной плоскости. Однако моменты инерции относительно вертикальной и поперечной осей соизмеримы с моментом инерции относительно продольной оси, а следовательно, могут представить опасность и продольные колебания.

«Симметричность» соосного вертолета позволяет рассматривать поперечные и продольные колебания раздельно. Причем при рас­ смотрении поперечных колебаний рассматриваются поперечное смещение, изменение углов крена и рыскание, а при рассмотрении продольных колебаний — продольное и вертикальное смещение и изменение угла тангажа. При этом у соосного вертолета угловые смещения являются преобладающими.

Возникновение колебаний вертолета на упругом шасси вызывает дополни­ тельные смещения центра тяжести винта от оси вращения, а поэтому в процессе колебаний неуравновешенная центробежная сила будет увеличиваться. При отсут­ ствии достаточного демпфирования колебания начнут возрастать, особенно если изменение возмущающих сил близко по частоте к собственным колебаниям вер­ толета и неустойчивость колебаний может привести к разрушению конструкции.

Причиной появления неуравновешенной центробежной силы у вертолета на земле может явиться любой достаточно сильный «удар» по несущей системе. Это, например, может быть вызвано рывками вертолета на троссах при его работе на привязи с неграмотной швартовкой, или когда работа на привязи выполняется при сильном порывистом ветре, или при резком отклонении ручки управления. Удары могут быть вызваны и при движении вертолета по неровному грунту, на повышенных скоростях, или грубой посадкой, особенно на одно колесо. Неуравно­ вешенная центробежная сила может быть вызвана и весовым дисбалансом лопа­ стей. Но в этом случае ее величина обычно незначительна, а поэтому и колеба­ ния будут менее интенсивны. Влияние верхнего винта на развитие колебаний бу­ дет большим потому, что расстояние от него до центра колебаний большее, и вал винтов обладает податливостью.

186