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

§4. РАСЧЕТ КОММЕРЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ

ИЦЕНТРОВКИ ВЕРТОЛЕТА

Положение центра тяжести вертолета зависит от веса и центровки пустого вертолета, а также веса и размещения нагрузки.

Коммерческая нагрузка — это нагрузка, которая оплачивается по соответствующим тарифам. Она может включать в себя вес пассажиров, багажа, почты, химикатов и прочих грузов. Величина коммерческой нагрузки зависит от максимально допустимого по­ летного веса, весов пустого вертолета, топлива, служебной нагруз­ ки и дополнительного съемного оборудования, устанавливаемого на вертолете. Подсчитывается коммерческая нагрузка по формуле

исходя из конкретных условий и обеспечения безопасности полета. Максимально допустимый полетный вес для всех вариантов по условиям прочности — 3250 кГ, а минимально допустимый по условиям безопасности — 2150 кГ. В конкретных условиях макси­ мально допустимый вес из условий безопасности полетов рассчи­ тывается по специальным номограммам и графикам (см. гл. IV

и V II).

Вес топлива GT складывается из расходов топлива на всех участках полета, аэронавигационного запаса и топлива, расходуе­

38 +1 л.

Дополнительное снаряжение GÄOn устанавливается по требова­ нию заказчика. Во всех вариантах оно включает: связную корот­ коволновую радиостанцию Р-842 с антенной, курсовую систему ГМК-1АЭ с выключателем коррекции, радиовысотомер РВ-3 с ан­ теннами, радиокомпас АРК-9 с антенной, преобразователь ПО-250А; в вариантах с подвесной кабиной также устанавливается третий абонентский аппарат, поэтому вес дополнительного обору­ дования— 72 кГ, а в остальных вариантах — 68 кГ. По заявкам подразделений поставляется дополнительное сиденье и второе управление в кабине пилота, бензообогреватель с системой управ­ ления, противообледенительная система лопастей со спиртом и датчиком, оі нетушитель, подвесные баки, фильтр-сепаратор.

37

Вес пустого вертолета Gnycт с несъемным стандартным обору­ дованием в зависимости от варианта применения и веса стандарт­ ного оборудования приведен ниже:

Допуск на вес пустого вертолета во всех вариантах примене­

ния 1% • Вертолет Ка-26 в транспортных вариантах должен перевозить

с крейсерской скоростью на расстояние 400 км коммерческий груз весом 510 кГ, или 6 пассажиров (расчетный вес по 75 кГ) с бага­ жом по 10 кГ на человека. При этом заправка топливом примерно 350 кГ. Нормальный взлетный вес — 3085 кГ, нормальный полет­ ный вес — 2870 кГ (но указанные величины могут изменяться в зависимости от комплектации дополнительного оборудования и предъявленных вертолету требований). Для вертолетов сельско­ хозяйственных вариантов расчетная заправка ядохимикатами — 600 кГ, топливом — 100 кГ ; нормальный взлетный вес — 2990 кГ и полетный — 2940 кГ.

Для облегчения расчета коммерческой нагрузки построена за­ висимость веса коммерческой нагрузки от запаса топлива в транс­

38

Центр тяжести пустого вертолета расположен впереди оси не­ сущих винтов:

Допуск на центровку пустых вертолетов ± 3 мм. Выпуск вылив­ ного устройства в рабочее положение смещает центровку вперед на 2 мм, а выпуск гондолы геологоразведочного варианта — на

17 мм.

Центровка пустого вертолета определяется в производственных условиях путем взвешивания на специальных весах. Центровка загруженного вертолета может быть определена методом моментов (индексов). При этом в расчете используются свойства центра тя­ жести (см .§ 1):

ЕМ

Расчет центровки вертолета ведется для случаев взлета, по­ садки, перераспределения нагрузки в полете и условий, когда воз­ можно достижение предельных центровок. Для облегчения расчета ниже приведены координаты центров тяжести и статические мо­ менты при различных видах нагрузки вертолета:

39

При расчете центровки составляется центровочная ведомость, в графы которой заносятся: наименование, вес, координата и ста­ тический момент нагрузки. Просуммировав веса и , статические моменты всех видов нагрузки, находят центровку загруженного вертолета. Если в результате расчета центровка выйдет за уста­ новленные пределы, то необходимо перераспределить нагрузку или установить груз-балласт.

Аналитическое определение центровки требует относительно больших затрат времени. Поэтому для упрощения расчета цент­ ровки применяют центровочные графики, которые дают наглядное представление о том, какие факторы и как влияют на центровку вертолета.

Для вертолета Ка-26 вследствие его многовариантности и отно­ сительно короткого срока эксплуатации центровочные графики со шкалами моментов созданы только для вариантов с подвесной кабиной. Графики изменения центровки сельскохозяйственных ва­ риантов при выгорании топлива в полете показаны на рис. 25 и 26. Если комплектация вертолета отличается от указанной, то центровка должна рассчитываться методом моментов.

Как видно из графиков, при выработке топлива из заднего бака и частично из передних баков, центр тяжести вертолета переме­ щается вперед. Во всех вариантах применения наиболее передняя центровка достигается при остатке топлива 170 кГ. При дальней­ шей выработке топлива центр тяжести вертолета вновь перемеща­ ется ближе к оси вращения несущих винтов.

Такой характер перемещения центровки определяется распо­ ложением на вертолете топливных баков и расходом горючего

40

ровку вертолета в зависимости от их размещения. Так, пассажиры на передних четырех сиденьях смещают центровку вперед, а два пассажира, занимающих задние сиденья, сдвигают центр тяжести вертолета назад. При размещении в подвесной кабине шести пас­ сажиров центр тяжести вертолета перемещается вперед. Для рас­ чета центровки методом моментов при нестандартной комплекта­

41

ции вертолета нужно учесть, что статический момент шести взрос­

лых пассажиров равен 72 кГм.

Дополнительное оборудование, не предусмотренное стандарт­ ной комплектацией, влияет на центровку вертолета в зависимости от размещения. Статические моменты различных видов оборудо­ вания были приведены ранее. Установка дополнительного оборудо­ вания в большинстве случаев смещает центровку вертолета вперед. Исключение составляет противообледенительная система несущих винтов со спиртом и громкоговоритель. Менее передние центровки могут быть получены размещением багажа пассажиров в уста­ новленных для этого местах. Но ограничение по задней центровке в транспортном варианте с нормальной комплектацией практиче­

ски дано лишь для справки.

Чтобы исключить выход центра тяжести из эксплуатационного диапазона, в полетах на транспортном варианте грузы следует размещать вблизи седьмого шпангоута. Чем больше вес груза, тем больший момент относительно оси несущего винта вызывает его смещение. Груз на внешней подвеске и вода в баке лесопожарного варианта дополнительного момента не создают.

Для облегчения загрузки транспортных вариантов вертолета на правом борту подвесной кабины нанесены белые и синие стрел­ ки, а на правом борту грузовой платформы — синие и красные стрелки. Грузы следует размещать таким образом, чтобы суммар­ ный центр тяжести их находился между синей и красной (синей и белой) стрелками. Цифры под стрелками должны соответствовать суммарному весу груза. Например, суммарный центр тяжести гру­ зов весом 650 кГ не должен выйти из диапазона ограниченного стрелками с цифрой 0,7 и более. Если центр тяжести груза раз­ местить напротив синей стрелки с цифрой, соответствующей его весу, то при определенных условиях может создаться передняя центровка, если же центр тяжести груза разместить напротив бе-

Рис. 27. Схема нанесения стрелок на борту пассажирской кабины и грузовой платформы:

1—линия пола подвесной кабины; 2—синие стрелки; 3—красные стрелки; 4—белые стрелки

42

лой или красной стрелки, то при определенных условиях можно получить предельно заднюю центровку. Схема нанесения стрелок на борту пассажирской кабины и грузовой платформы показана на рис. 27.

Верхний ряд стрелок указывает эксплуатационные диапазоны размещения центра тяжести грузов при одном члене экипажа, а нижний — при размещении в кабине пилотов двух человек.

Одно и то же положение центра тяжести на вертолете можно обеспечить различным разносом грузов по осям. Однако разноса грузов следует избегать, так как увеличение расстояния от груза до центра тяжести (осей вращения) увеличивает моменты инерции и ухудшает управляемость и маневренность вертолета. Размеще­ ние грузов друг над другом также нецелесообразно, потому что уменьшаются запасы управления (см. рис. 23). Грузы относитель­ но продольной оси должны располагаться симметрично, чтобы об­ легчить балансировку вертолета.

При перевозке людей для получения средних центровок пас­ сажиры в первую очередь обязаны занимать задние сиденья. Это особенно необходимо, если экипаж состоит из двух человек. Багаж пассажиров следует размещать под задними сиденьями и частично в багажнике. Если выполняется полет с шестью служебными пас­ сажирами в лесопожарном варианте, то в багажник необходимо положить груз-балласт весом 25 кГ.

Полет с двумя членами экипажа, но без пассажиров и груза разрешается выполнять лишь с грузом-балластом, расположенным между шпангоутами № 8 и 9 или в багажнике. Вес груза-балласта зависит от варианта применения и комплектации дополнительного оборудования, но должен быть не менее 20 кГ. Полет в варианте «Кран» с двумя членами экипажа должен выполняться с грузомбалластом в багажнике не менее 40 кГ. Размещение груза-бал­ ласта весом 60 кГ может обеспечить сохранение центровки в до­ пустимом диапазоне на всех эксплуатационных режимах и во всех вариантах применения. В случае установки противообледенительной системы вес груза-балласта оп­

43

летает техник или механик. Если же полет выполняется с одним членом экипажа, то на правом сиденье следует разместить грузбалласт весом 75—80 кГ. Максимальный вес перевозимого груза в варианте перебазирования зависит от взлетно-посадочного веса и требуемой заправки топливом.

§5 . БАЛАН СИ РОВКА ВЕРТОЛЕТА

Под п р о д о л ь н о й б а л а н с и р о в к о й понимают уравнове­ шивание продольных моментов. Продольная балансировка позво­ ляет при отсутствии внешних возмущений сохранить нулевую угло­ вую скорость вращения относительно поперечной оси и заданный

угол тангажа вертолета.

Относительно поперечной оси на вертолет в общем случае дей­ ствуют продольные моменты планера и несущего винта. Величина и направление продольного момента планера зависит от варианта применения, угла установки стабилизатора или руля высоты, угла атаки фюзеляжа. В аэродинамике принято выражать величину мо­ мента через его коэффициент:

М

где М — момент, кГм; q — скоростной напор, кГ/м2', S — площадь миделя, м2; I — длина фюзеляжа, м.

Изменение коэффициента продольного момента планера в гру­ зо-пассажирском варианте на различных углах атаки фюзеляжа и при разных углах установки стабилизатора показано на рис. 29.

Из рисунка видно, что близкая к линейной зависимость коэф­ фициента продольного момента от угла атаки фюзеляжа соответ­ ствует нулевому углу установки стабилизатора. Поэтому на вер­ толете Ка-26 для всех вариантов применения угол установки 0— 30'. При этом чем больше угол атаки фюзеляжа, тем меньше про­ дольный момент планера. На углах атаки больше —7°,5 момент планера становится пикирующим. Но полезно заметить, что умень-

Рис. 29. Зависимость коэффициента про­ дольного момента планера в грузо-пас­ сажирском варианте от угла атаки фюзе­ ляжа и угла установ ки стабилизатора

44

Рис. 30. Зависимость коэффициента продольного момента от угла атаки фюзеляжа:

1 — вариант с подвесной кабиной; 2 — с опыливателем; 3 — с опрыскивателем

шение угла установки вызывает увеличение продольного момента планера, потому что при постоянном угле атаки и бессрывном об­ текании на горизонтальном оперении увеличится абсолютная ве­ личина отрицательной подъемной силы. Увеличение же угла уста­ новки стабилизатора в этих условиях приведет к образованию дополнительного пикирующего момента.

Зависимость коэффициента продольного момента планера от угла атаки фюзеляжа в различных вариантах применения показа­ на на рис. 30. По графикам видно, что в диапазоне отрицательных углов атаки наибольший продольный момент создается в варианте

меньше, чем в варианте с опрыскивателем. Но на положительных углах атаки фюзеляжа при увеличении абсолютной величины угла атаки продольный момент вертолета в варианте с опрыскивателем становится меньше, чем в грузо-пассажирском (увеличивается пи­ кирующий момент). И прирост пикирующих моментов планера при увеличении угла атаки фюзеляжа в сельскохозяйственном вариан­ те более значительный, чем в грузо-пассажирском.

Для упрощения балансировки вертолета при снижении на ре­ жиме самовращения несущих винтов (положительные углы атаки фюзеляжа) угол установки руля высоты 16—1°.

У соосных вертолетов, имеющих передние центровки, момент тяги несущих винтов на всех режимах пикирующий, момент про­ дольных сил по расчетной схеме кабрирующий (см. рис. 11). При­ чем кабрирующий момент верхнего винта больше, чем нижнего, вследствие большего плеча продольной силы. Но удобнее моменты аэродинамических сил несущих винтов рассматривать совместно. Суммарный момент винта будет равен произведению аэродинами­ ческой силы винтов на ее плечо до центра тяжести. Расстояние от

45

центра тяжести до линии действия аэродинамической силы назы­ вают эффективной центровкой хЭфф. Таким образом, суммарный момент аэродинамических сил винтов равен

■Мн.В = -^н.в-^эфф-

Увинтов с шарнирным креплением лопастей при отклонении аэродинами­ ческой оси от конструктивной оси вращения образуется еще дополнительный мо­ мент. Условно его можно представить как момент от неуравновешенной центро­ бежной силы. Чем меньше угол взмаха относительно плоскости вращения, тем

больше удаление центра тяжести лопасти от конструктивной оси и больше центро­ бежная сила. Относительно же центра тяжести вертолета неуравновешенная цент­ робежная сила и создаст дополнительный инерционный момент, который всегда направлен в сторону отклонения конуса вращения несущего винта.

На винтах с разнесенными горизонтальными шарнирами дополнительный мо­ мент, образующийся на втулке, называют моментом от разноса горизонтальных шарниров. И более строгое объяснение инерционного момента втулки связано с величиной разноса этих шарниров.

Для обеспечения продольной балансировки на режимах полета с работающими двигателями суммарный момент несущих винтов и момент планера должны быть равны. Но величина суммарной аэродинамической силы винта определяется режи­ мом полета, и от режима полета (угла атаки фюзеляжа) зависит момент планера. Обеспечение продольной балансировки достигается изменением эффективной цент­ ровки и инерционного момента несущих винтов при изменении угла тангажа и отклонении аэродинамической силы винтов относительно конструктивной оси вра­ щения. Чтобы изменить направление аэродинамических сил относительно конст­ руктивной оси вращения пилот изменяет циклически углы установки лопастей, от­ клоняя ручку управления.

Кривая, показывающая зависимость потребного отклонения органа управления от режима полета, называется балансировочной.

Для вертолета Ка-26 балансировочные кривые будут приведены при рассмотрении режимов полета. Сейчас же можно отметить, что увеличение центровки вертолета и положительного угла атаки фю­ зеляжа приводит к дополнительным пикирующим моментам, поэто­ му для балансировки вертолета угол тангажа уменьшается и увели­ чивается отклонение ручки управления на себя. При увеличении абсолютной величины отрицательных углов атаки фюзеляжа уве­ личивается кабрирующий момент планера, и для продольной балансировки вертолета потребуется отклонение ручки управления от себя.

Расчетный полный диапазон хода ручки управления для про­ дольной балансировки вертолета Ка-26 равен 310 мм, при этом ход гидроусилителя — 80 мм.

П о д б о к о в о й б а л а н с и р о в к о й понимают уравновешивание путевых и поперечных моментов. Сбалансированный на заданном режиме полета вертолет при отсутствии внешних возмущений сохраняет нулевые угловые-скорости враще­ ния относительно продольной и вертикальной осей, а также постоянные углы кре­ на и скольжения. Для облегчения анализа можно рассматривать путевые и попе­ речные моменты отдельно.

Относительно продольной оси на вертолет в общем случае действуют поперечные моменты винта и планера. При отсутствии скольжения поперечный момент планера практически равен нулю, так как планер вертолета довольно симметричен. Но поперечные моменты несущих винтов в поступательном полете различные. При

46