Вибрации с частотой вращения винта
Кратных частоте вращения, особенно при частотах, близких к Q и NQ. Не должно быть также резонансов и при частотах вращения других агрегатов (двигателя, трансмиссии, рулевого винта). Аналитическое исследование вибраций вертолета — трудная задача ввиду сложности его конструкции, однако применение современных методов конечных элементов позволяет решать ее с удовлетворительной точностью. Для определения собственных частот реальной конструкции все же необходимы экспериментальные данные. Регулировка собственных частот фюзеляжа с целью избежания резонансов в общем затруднительна из-за большого количества частот возбуждения, подлежащих учету. Резонансы на самом несущем винте могут увеличивать нагрузки у комля и, следовательно, передаваемые вибрации. Это означает, что и лопасти следует проектировать, избегая резонансов при частотах NQ и (A 1)Q. Для винтов типа качалки или карданных следует избегать совпадения частоты колебаний общего шага лопастей с частотой NQ и частот циклических тонов с частотами (Л 1)й. Принимая во внимание, что втулка не является идеальным фильтром нагрузок у комля, вообще говоря, необходимо стремиться к несовпадению собственных частот вращающейся лопасти со всеми частотами, кратными частоте вращения -винта. Процесс производства лопастей нужно выбирать с учетом требования минимизации конструктивных и аэродинамических различий между лопастями для снижения вибраций вертолета с частотой вращения винта.Как уже отмечалось, основным условием минимума вибраций и нагрузок является удаленность собственных частот тонов изгиба и круч ения лопасти от частот, кратных частоте вращения винта. Собственные частоты вращающейся лопасти в раз- [c.646]
Судно всегда испытывает вибрацию с частотой, соответствующей частоте вращения гребного вала. Ее основные причины — гидродинамическая несбалансированность гребного винта и дефекты изготовления валопровода. [c.435]
Частоты колебаний. Вибрации вертолетов, преобладающие по амплитудам имеют частоты, кратные частоте вращения и количеству лопастей несущего винта. Значения этих частот изменяются в небольших пределах и для последних типов вертолетов составляют 2—4, 9—14, 40—55 кол/с. У сбалансированного и отрегулированного несущего винта вертолета колебания с частотой, равной частоте его вращения, почти не проявляются. [c.112]
Первоначально И.И. Сикорский был вынужден устранять проскальзывание приводного ремня и разбалансировку лопастей винтов. Затем он столкнулся со столь характерной для вертолетов проблемой отстройки резонансных частот и уменьшения вибраций. Из-за недостаточной жесткости вала верхнего винта при частоте вращения 120 об/мин наступал резонанс. Увеличив жесткость вала путем размещения внутри него деревянного стержня, Сикорский увеличил частоту собственных колебаний вала до 175 кол/мин, т.е. выше рабочей частоты вращения. Опыт решения проблем динамической прочности впоследствии очень пригодился Сикорскому при доводке других летательных аппаратов. Во избежание опасности опрокидывание аппарата из-за его недостаточной весовой и путевой балансировки, а также боковых порывов ветра вертолет был жестко закреплен на весах. Испытания показали, что подъемная сила винтов была на 45 кг меньше веса пустого вертолета, равного 205 кг. Кроме того, Сикорский сделал вывод о нецелесообразности использования для управления поверхностей под винтами из-за недостаточной мощности индуктивного потока. После серии испытаний различных винтов в октябре 1909 г. вертолет был разобран. Постройка вертолета И.И. Сикорского для отечественного вертолетостроения имела огромное значение это был первый аппарат такого типа, построенный и доведенный до натурных испытаний.
Таким образом, получено подтверждение положения о том, что резонанс низкочастотного тона качания лопасти с тоном опоры вызывает неустойчивость, если собственная частота качания лопасти меньше Q, а демпфирование движений лопасти и опоры ниже критического уровня. Другие резонансы лопасти и опоры не нарушают устойчивости даже при нулевом демпфировании. Демпфирование, требуемое для устранения земного резонанса, пропорционально параметру инерционной связи т. е. отношению массы винта к массе опоры. Потребное демпфирование также пропорционально величине (1—vj)/v . Это означает, что в случае низкой собственной частоты качания лопасти, типичной для шарнирных винтов, необходима большое демпфирование. Устранение земного резонанса обеспечивается с помощью механических демпферов в ВШ. Для типичных бесшарнирных винтов с малой жесткостью в плоскости вращения множитель (1— v / vs на порядок меньше, чем для шарнирных винтов, так что конструктивное демпфирование лопасти обычно является достаточным. Для устойчивости по земному резонансу желательно иметь как можно более высокую собственную частоту качания лопасти, но если v слишком близка к единице, это может вызвать чрезмерные нагрузки лопасти и вибрации. Таким образом, даже на бесшарнирном винте для обеспечения устойчивости может потребоваться механический демпфер.
Наиболее сильный шум несущего винта создают хлопки лопастей (если они есть). За ними следует вихревой шум, а затем шум вращения. Максимум интенсивности шума вращения попадает на весьма низкие частоты, так что несколько низких гармоник могут вообще не попадать в слышимый диапазон. Таким образом, если шум вращения превалирует, то это не самый неприятный для восприятия случай. С учетом восприятия преобладающим часто оказывается вихревой шум. Однако шум вращения может стать существенным, когда амплитуды входящих в него высших гармоник возрастают, т. е. по мере перехода этого шума в хлопки лопастей, например при малом числе лопастей винта и больших концевых скоростях. Шум вращения может вызвать вибрации конструкций вертолета и усталостные повреждения. Кроме того, низкочастотный шум хорошо распро- [c.823]
Несущие винты вертолетов вызывают также значительные вибрации с частотой вращения винта вследствие больших колебании нагрузок с этой частотой при полете вперед и ввиду того, что любые аэродинамические и массовые различия лопастей создают такие вибрации. На каждом несущем винте выполняются трудоемкие операции балансировки лопастей и регулировки их соконусности для устранения указанных различий. Инерционные характеристики лопасти регулируют небольшими балансировочными грузами, преимущественно на концах лопастей, а аэродинамические характеристики — использованием аэродинамических триммерных пластин и подбором длины тяг поводков лопастей. Тем не менее вибрации с частотой Q возникают нередко, и это следует учитывать при проектировании вертолета. [c.638]
Способность совершать вертикальный полет достигается определенной ценой, которая должна быть оправдана выигрышем от применения АВВП для выполнения поставленной задачи. Цель конструктора состоит в том, чтобы спроектировать летательный аппарат, который будет выполнять требуемые операции при минимальных затратах на его поддержание в воздухе. Для поддержания АВВП в воздухе требуется большая мощность, чем у самолета. Этот фактор влияет на стоимость аппарата и на стоимость полета. Для передачи мощности от двигателя на несущий винт с малой частотой вращения и большим крутящим моментом требуется большой редуктор. Тот факт, что несущий винт — сложная механическая система, увеличивает стоимость аппарата и эксплуатационные расходы. Кроме того, несущий винт является источником вибраций, что повышает стоимость
Для изготовления высокоточных ходовых винтов станков и других механизмов, а также при изготовлении резьбовых инструмеггтов применяют высокоточные токарные резьбонарезные станки. Они характеризуются высокой жесткостью, краткостью кинематических цепей, наличием специальных корректирующих устройств. Пример такого станка (мод. 1622) приведен на рис. 19.4. Коробка скоростей 1 установлена на отдельном фундаменте. Шпиндель 2 получает вращение от коробки скоростей через двухступенчатую ре.менную передачу, что исключает передачу вибраций от коробки скоростей на шпиндель. Коробка подач отсутствует. Частота вращения ходового винта настраивается сменными колесами а, Ь. Ходовой винт большого диаметра (85 мм) на роликовых опорах и смонтирован между направляющими каретки суппорта, что исключает перекос каретки. Суппорт 3 имеет длинную каретку и не имеет поворотной части. Для компенсации погрешностей изготовления ходового винта и гайки, а также для выбора [c.358]
Явление кавитации наблюдается в трубопроводах, находящихся под пониженным давлением, оно наблюдается при работе быстроходных центробежных насосов, рабочих колес гидротурбин, лопастей винтов, у крыльев судов на подводных крыльях, и т. д. Кавитация оказывает вредное действие на работу машин и трубопроводов увеличиваются потери энергии на трение, понижается КПД, развиваются опасные вибрации и происходит так называемая кавитационная коррозия металлов, т. е. разрушение металла вследствие развивающихся многочисленных гидравлических ударов. Вначале с поверхности металла, подвергаемого кавитационной коррозии, выкрашиваются отдельные кусочки, а затем процесс быстро распространяется в глубь металла, охватывая своим разрушающим действием все большие участки. В результате металл становится рыхлым, губчатым и в конце концов совсем разрушается. Часто к кавитационной коррозии добавляется хн.М че-ская коррозия, и процесс разрушения металла еще больше ускоряется. Во избежание кавитационных явлений или с целью у мень-шения их отрицательного действия приходится ограничивать частоту вращения рабочих колес гидравлических машин, вингов судов, уменьшать скорость движения судов на подводных крыльях, изготовлять колеса, винты, крылья из антикоррозионных особопрочных материалов и придавать им специальные, порой весьма сложные, формы.
Иногда применяются методы пассивной изоляции вибраций, включая такие, как нежесткое крепление несущего винта и редуктора к фюзеляжу. Однако для шарнирных и нежестких в плоскости вращения бесшарнирных винтов необходимость устранить земной резонанс диктует жесткое крепление. Можно использовать и динамическую изоляцию вибраций во вращающейся или в невращающейся системе координат путем размещения между лопастями и фюзеляжем системы из массы и пружины. Подобный изолятор настраивается таким образом, что вибрации на какой-либо одной частоте, обычно NQ., значительно ослабляются. При этом энергия нагрузок у комля лопасти на соответствующей частоте передается на изолятор и не преобразуется в движение фюзеляжа. Возможно использовать саму лопасть в качестве виброизолятора такого типа, хотя проще спроектировать для этого специальное устройство. Например, для лопасти с низкой жесткостью на кручение можно связать первый тон изгиба в плоскости взмаха с крутильными колебаниями для снижения вибрационных нагрузок у комля. Часто для снижения вибраций используют крепление несущего винта к фюзеляжу в узлах (точках, где отсутствуют перемещения) основных тонов последнего.
Движения лопасти вокруг вертикального шарнира уменьшают действие периодического изменения величин аэродинамических сил и моментов, которое проявляется на фюзеляже вертолета в виде вибраций с частотой, кратной оборотам несущего винта. За счет инерции этих движений лопасти, а также за счет работы трения фрикционных демпферовкоторыми снабжены вертикальные шарниры, в большой степени поглощается вредная работа неравномерно распределенных по азимуту аэродинамических сил, действующих в плоскости вращения несущего винта. [c.43]
Несущий винт вертолёта — это… Что такое Несущий винт вертолёта?
- Несущий винт вертолёта
- Несущий винт вертолёта
-
воздушный винт, предназначенный для создания аэродинамических сил, необходимых для осуществления полёта, а также для управления вертолётом. По характеру обеспечения вращательного движения различают Н. в. с механическим приводом и с реактивным приводом.
Н. в. состоит из лопастей и втулки, устанавливаемой на валу. В зависимости от конструкции втулки несущего винта, к которой крепятся лопасти, различают шарнирные и жёсткие Н. в. К основным параметрам Н. в. относятся: диаметр, число лопастей, заполнение несущего винта, частота вращения винта.
Диаметр Н. в. устанавливается из условия обеспечения оптимальной нагрузки на ометаемую поверхность. Число лопастей выбирается в зависимости от заполнения и требований прочности лопасти. Применяют Н. в. с числом лопастей от 2 до 8. Двухлопастные винты характеризуются повышенным уровнем вибраций и требуют дополнительных средств для его снижения. С увеличением числа лопастей значительно возрастает масса втулки, а из-за увеличения суммарной массы приходится облегчать лопасти, что вызывает трудности в обеспечении необходимой жёсткости лопастей.
В зависимости от положения Н. в. в потоке воздуха различают два основных режима работы: режим осевого обтекания, когда ось втулки винта расположена параллельно набегающему невозмущённому потоку, и режим косого обтекания, при котором поток воздуха набегает на Н. в. под углом к оси втулки. В режиме осевого обтекания винт работает на стоянке, при висении, при вертикальном наборе высоты и при вертикальном снижении вертолёта. У шарнирного Н. в. в режиме осевого обтекания каждая лопасть находится в равновесном положении при действии аэродинамических сил, силы тяжести и центробежной силы, а её продольная ось описывает конус, вершина которого расположена на оси втулки. Плоскость, проходящая через концы лопастей вращающегося винта, называется плоскостью концов лопастей. При осевом обтекании она параллельна плоскости вращения, в которой лежат оси горизонтальных шарниров (ГШ). Угол между плоскостью вращения и продольной осью лопасти называется углом конусности. В плоскости вращения под действием сил сопротивления вращению лопасть отклоняется в вертикальном шарнире (ВШ) от плоскости, проходящей через ось вращения винта и ось ВШ на угол, который называется углом отставания лопасти.
В режиме косого обтекания винт работает при горизонтальном полёте вертолёта и при полёте по наклонной траектории. В этих условиях непрерывно изменяется положение лопасти относительно воздушного потока, а следовательно, изменяются скорость обтекания каждого элемента и действующие на него аэродинамические силы, что вызывает маховое движение лопастей. Угол поворота оси лопасти вокруг оси ГШ, измеряемый от плоскости вращения втулки, называется углом взмаха лопасти. Повышение устойчивости махового движения лопасти достигается с помощью регулятора взмаха.
• Изменение сил сопротивления и кориолисовой силы вызывает качание лопасти вокруг оси ВШ в плоскости вращения относительно плоскости, проходящей через ось вращения винта и ось ВШ. Угол между этой плоскостью и продольной осью лопасти называется углом качания лопасти. Уменьшение качания лопастей достигается установкой демпферов на втулке.
Использование Н. в. для управления вертолётом основано на изменении создаваемой винтом тяги и её направления. Наиболее распространённый способ управления Н. в. — изменение угла установки лопастей, то есть угла между аэродинамической хордой характерного сечения лопасти и плоскостью вращения, при их вращении. Это обычно осуществляется с помощью автомата перекоса. Крепление лопасти ко втулке включает осевой шарнир (ОШ), который позволяет лопасти поворачиваться относительно продольной оси (установочное движение лопасти). Изменение угла установки следует за вертикальным перемещением или наклоном тарелки автомата перекоса по мере поворота лопасти. Управление положением вертолёта в пространстве по вертикали (вертикальное управление) осуществляется с помощью одновременного изменения угла установки всех лопастей Н. в. (общего шага), что вызывает изменение тяги винта. Создание продольной или боковой составляющих тяги Н. в. (управление по тангажу и крену) достигается циклическим изменением угла установки лопастей (см. Циклический шаг).
Н. в. определяет скоростные и манёвренные характеристики аппарата. Поскольку основным фактором, ограничивающим скорость вертолёта, является срыв потока с отстающих лопастей, предлагались конструкции Н. в. со средствами для затягивания срыва: принудительное качание лопастей (так называемый винт Дершмидта), переменный компенсатор взмаха, управляемая циркуляция воздушного потока, система жёстких соосных винтов. Для оптимизации аэродинамических характеристик Н. в. на режимах полёта вперёд и висения разработаны проекты винтов изменяемого диаметра (с телескопическими лопастями и с гибкими лопастями ленточного типа). В проектах комбинированных вертолётов рассматриваются конструкции останавливаемых в полёте Н. в. двух типов: преобразуемых в крыло или складываемых в нишу фюзеляжа.
Для уменьшения габаритов вертолёта на стоянке или при базировании в ангарах и на авианесущих кораблях применяются складываемые Н. в. Складывание осуществляется вручную или автоматически. С целью снижения уровня вибраций, передаваемых от Н. в. на фюзеляж, устанавливаются маятниковые виброгасители на втулке или лопастях. Для защиты от обледенения лопасти Н. в. оборудуются противообледенительными системами.
В основе теорий Н. в. лежит расчёт поля скоростей возмущающего течения, выполняемый обычно в предположении отсутствия вязкости и сжимаемости воздуха с привлечением вихревых или струйных моделей. При этом исследуются либо индивидуальное воздействие на воздух каждой из лопастей (лопастная модель), либо их осреднённое воздействие (дисковая модель). В обоих случаях чаще используется предложенная Н. Е. Жуковским вихревая теория винта.
В лопастной вихревой модели лопасти Н. в. обычно рассматривают как бесконечно тонкие несущие поверхности, а действующие на лопасть аэродинамические силы определяют на основе Жуковского теоремы заменой несущей поверхности слоем дискретных вихрей присоединённых. Изменение интенсивностей присоединённых вихрей во времени и в пространстве приводит к образованию вихрей свободных, движущихся в потоке со скоростями частиц среды. Эти вихри сначала движутся по несущей поверхности, а затем сходят с задней кромки лопасти и образуют вихревую пелену, форма которой существенно зависит от скорости набегающего на Н. в. потока. Изменения интенсивности присоединённых вихрей по лопасти и во времени подбираются из условия, чтобы индуцируемое всеми образовавшимися к данному моменту вихрями поле скоростей удовлетворяло условиям обтекания лопасти.
• Численная реализация процесса построения системы вихрей и определения поля скоростей обычно ведётся аппроксимацией непрерывных слоев вихрей на лопасти и в пелене системой дискретных прямолинейных вихревых отрезков. Часто лопасть изображают всего лишь одним вихрем (схема несущей линии). Вихревой нитью обычно описывают и сходящую с концевого участка лопасти часть пелены, которая быстро сворачивается в вихревой жгут (концевой вихрь).
В нелинейной теории Н. в. для построения системы свободных вихрей прослеживают траектории узловых точек — концов прямолинейных отрезков сетки, аппроксимирующей вихревую пелену, считая, что в течение короткого промежутка времени (шага интегрирования по времени) каждая такая точка движется со скоростью, индуцируемой всеми вихрями, имеющимися к данному моменту в потоке. При этом длины и направления прямолинейных вихревых отрезков сетки изменяются, но интенсивность вихрей сохраняется. В линеаризованной теории Н. в. указанные узловые точки смещают с некоторой постоянной скоростью, приближённо аппроксимирующей всё поле возмущающих скоростей. Система свободных вихрей имеет в линейном приближении вид скошенных винтовых поверхностей. На обтекание лопастей существенно влияют концевые вихри, которые, вновь приближаясь к лопастям, вызывают резкие изменения аэродинамических сил. Вязкость и сжимаемость среды обычно учитывают путём обобщения и переноса на элемент лопасти экспериментальных зависимостей, получаемых в испытаниях стационарных и колеблющихся крыльев в аэродинамических трубах.
В линейной дисковой вихревой модели Н. в. система свободных вихрей непрерывно заполняет скошенный цилиндр, идущий от диска винта вниз по потоку. В предельном случае осевого потока (например, в режиме висения вертолёта) косой вихревой цилиндр обращается в прямой, рассматривавшийся в вихревой теории винта Жуковского. В важном для приложений другом предельном случае, когда диск винта имеет нулевой угол атаки, косой вихревой цилиндр вырождается в плоскую вихревую пелену, подобную пелене за крылом круглой формы в плане. Поле скоростей косого вихревого цилиндра удалось найти аналитически. В частности, зависимость между средними по окружности заданного радиуса циркуляцией скорости и индуктивной скоростью аналогична получаемой из теории Жуковского. При переходе к средним по диску величинам результаты дисковой вихревой теории совпадают с результатами, получаемыми в теории, использующей схему одномерного струйного течения.
Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.
.
- Несущая способность конструкции
- Неустановившееся течение
Полезное
Смотреть что такое «Несущий винт вертолёта» в других словарях:
Несущий винт — вертолета Ми 2 Несущий (основной) винт воздушный винт с вертикальной осью вращения, обеспечивающий подъёмную силу летательному аппар … Википедия
несущий винт — Рис. 1. Шарнирный несущий винт вертолёта. несущий винт вертолёта воздушный винт, предназначенный для создания аэродинамических сил, необходимых для осуществления полёта, а также для управления вертолётом. По характеру обеспечения… … Энциклопедия «Авиация»
несущий винт — Рис. 1. Шарнирный несущий винт вертолёта. несущий винт вертолёта воздушный винт, предназначенный для создания аэродинамических сил, необходимых для осуществления полёта, а также для управления вертолётом. По характеру обеспечения… … Энциклопедия «Авиация»
несущий винт — Рис. 1. Шарнирный несущий винт вертолёта. несущий винт вертолёта воздушный винт, предназначенный для создания аэродинамических сил, необходимых для осуществления полёта, а также для управления вертолётом. По характеру обеспечения… … Энциклопедия «Авиация»
несущий винт — Рис. 1. Шарнирный несущий винт вертолёта. несущий винт вертолёта воздушный винт, предназначенный для создания аэродинамических сил, необходимых для осуществления полёта, а также для управления вертолётом. По характеру обеспечения… … Энциклопедия «Авиация»
НЕСУЩИЙ ВИНТ — вертолета воздушный винт, к рый создаёт необходимые аэродинамич. силы для осуществления полёта, а также обеспечивает управление вертолётом. Н. в. устанавливаются в верх. части вертолёта и отличаются числом лопастей (2 8), их конструкцией… … Большой энциклопедический политехнический словарь
несущий винт — воздушный винт, служащий для создания аэродинамической подъёмной силы у вертолёта, винтокрыла, автожира и для управления этими летательными аппаратами. Состоит из лопастей и втулки, устанавливаемой на валу двигателя. Несущие винты имеют от 2 до 8 … Энциклопедия техники
Соосный несущий винт — Колонка несущих винтов на Ка 26 Соосная схема схема, при которой пара установленных параллельно … Википедия
Вертолёт — Bell 205 … Википедия
вертолёт — летательный аппарат тяжелее воздуха, у которого подъёмная сила и тяга для горизонтального полёта создаются одним или двумя т. н. несущими винтами. Вертолёт может взлетать вертикально с места без разбега и садиться без пробежки, он может… … Энциклопедия техники
Период вращения винта вертолета 0,2 с. Какова частота вращения винта вертолета?
4)Дано уравнение движения тела : х -9 — 61+2t Опишите уравнение по плану: 1. Характер движения 2. Начальная координата 3. Начальная скорость 4. Ускоре … ние тела 5. Уравнение скорости 6. Уравнение перемещения 7. Постройте график зависимости проекциу скороститела от времени Найти Перевести
3)Два тела движутся вдоль одной прямой так, что их уравнения имеют вид x1 = 10 + 2t, x2 = 50 — 8t X1 a) определите вид движения; б) покажите на оси ОХ … начальные координаты тел и направления их скоростей, в) каковы будут координаты тел через 2 с. г) найдите место и время встречи тел
помогите пожалуйста 10 баллов физика
Решите пожалуйста, дам баллы)
Тіло виконує обертовий рух по колу радіусом 40 см з доцентровим прискоренням 4×10³ м/с²
помогите решить пожалуйста 35б <333
1. ЗАДАЧА. условие: Определите,сколько жидкости налито в мензурки,изображённые на рисунке 6. Запишите результат с учётам погрешности. САМ РИСУНОК: htt … ps://yadi.sk/i/eG38wTrdD3TLmw 2. ЗАДАЧА условие: Фасоль,горох и сухие грибы перед варкой обычно замачивают. Какую воду — горячую или холодную — целесообразнее использовать для замачивания, чтобы овощи и грибы быстрее набухли? 3. ЗАДАЧА условие: Почему ткани, на которые нанесён разноцветный рисунок рекомендуется стирать в чуть тёплой воде? 4. ЗАДАЧА условие: В движущемся относительно земли вагоне пассажирского поезда лежит книг. В покое или движении находится книга относительно: а) стола б) рельсов в) пассажира, сидящего в купе г) телеграфных столбов д) пола вагона? срочно!!!!!!!
1. ЗАДАЧА.условие: Определите,сколько жидкости налито в мензурки,изображённые на рисунке 6. Запишите результат с учётам погрешности. САМ РИСУНОК: http … s://yadi.sk/i/eG38wTrdD3TLmw2. ЗАДАЧАусловие: Фасоль,горох и сухие грибы перед варкой обычно замачивают. Какую воду — горячую или холодную — целесообразнее использовать для замачивания, чтобы овощи и грибы быстрее набухли?3. ЗАДАЧАусловие: Почему ткани, на которые нанесён разноцветный рисунок рекомендуется стирать в чуть тёплой воде?4. ЗАДАЧА условие: В движущемся относительно земли вагоне пассажирского поезда лежит книг. В покое или движении находится книга относительно: а) стола б) рельсов в) пассажира, сидящего в купе г) телеграфных столбов д) пола вагона?срочно!!!!!!!
Задание #3 На рисунке приведены условные изображения Земли, летающей тарелки и вектора силы притяжения тарелки Землей. Масса летающей тарелки примерно … в 1019 раз меньше массы Земли, и она удаляется от Земли. Вдоль какой стрелки (1 или 2) направлена и чему равна по модулю сила, действующая на Землю со стороны тарелки? Изображение: FT 2 Выберите один из 4 вариантов ответа: 1) Вдоль 2, в 1019 раз меньше FT 2) Вдоль 2, равна FT т 3) Вдоль 1, в 1019 раз меньше F 4) Вдоль 1, равна FT
внимательно рассмотрите таблицу 9 по её данным составьте задачи и решите их
(PDF) Determination of signatures of acousto-electromagnetic portraits of equipment objects based on their optical portraits
II Всероссийская научная конференция «Современные проблемы дистанционного
зондирования, радиолокации, распространения и дифракции волн» — «Муром 2018»
703
Определение сигнатур акусто-электромагнитных портретов объектов техники
на основе их оптических портретов
В.И. Луценко1, И.В. Луценко1, А.В. Соболяк 2, Ло Иян3, Цзьян Гуо (Qiang Guo)4,
Юн Джин (Yu Zheng)5
1.Институт радиофизики и электроники им. А.Я. Усикова НАН Украины, Украина, 61085,
Харьков, ул. Ак. Проскуры, 12, е-mail: [email protected]
2.ГП Харьковское конструкторское бюро по машиностроению им. А.А. Морозова, Украина,
61001, Харьков, ул.Плехановская,126, е-mail: [email protected]
3.Харьковский аэрокосмический университет им.Н.Е.Жуковского «ХАИ», Украина, 61070,
Харьков, ул. Чкалова, 17, е-mail: [email protected]
4.Harbin Engineering University, Ministry of Industry and information from the People’s Republic
of China, China, Heilongjiang Province, Harbin, Nangang District, Nantong Street, 145, е-mail:
5School of Electronics and Information Engineering of Qingdao University, P.R. of China, Rd.
Ningxia 308, Qingdao, Prov. Shandong, P.R. of China, e-mail: [email protected]
Рассмотрены информативные признаки, которые могут служить основой при распознавании
воздушных и наземных объектов техники. Разработана методика получения сигнатур акусто-
электромагнитных портретов объектов техники на основе их оптических изображений.
Сопоставлены сигнатуры, полученные расчетным путем и при проведении экспериментальных
исследований в натурных и лабораторных условиях.
Information signs that can serve as a basis for recognition of air and ground objects of technology are
considered. A technique for obtaining signatures of acousto-electromagnetic portraits of equipment
objects based on their optical images is developed. The signatures obtained by calculation and in
conducting experimental studies in full-scale and laboratory conditions are compared.
Введение
Разработка систем распознавания связана с решением ряда задач. Первая состоит в
максимально подробном изучении распознаваемых объектов. Целью является
уяснение, какие их особенности являются общими или отличают их друг от друга.
Основное в этой задаче — выбор надлежащего принципа классификации. Выбор
принципа классификации, как правило, определяется требованиями, предъявляемыми к
системе распознавания, которые, в свою очередь, зависят от того, какие решения могут
в принципе приниматься на основе результатов распознавания неизвестных объектов и
явлений.
Следующая задача — составление словаря признаков, используемого как для
априорного описания классов, так и для апостериорного описания каждого
неизвестного объекта или явления подлежащего распознаванию.
При практической реализации второй задачи сталкиваются, как правило, с
трудностями, обусловленными ограниченными знаниями характеристик объектов.
Наиболее доступными являются оптические изображения объектов новой техники, а
также акустические шумы. В настоящей работе рассмотрены информативные
признаки, которые могут служить основой при распознавании воздушных и наземных
объектов техники, получение которых может основываться на их видео и аудио
портретах.
Распознавание воздушных объектов типа самолет, вертолет, БПЛА
Видеосъемка объектов техники позволяет оценить их габаритные размеры, а также
скорость движения. Габаритные размеры могут использоваться для получения оценок
На помощь приходит «Зебра» . Вертолёт, 2008 №2
Ка-32А1
В отличие от самолета, вертолет имеет еще один «лишний» канал управления — систему шаг-газ (управление частотой вращения несущего винта). Автоматика современных вертолетов и система шаг-газ обеспечивают поддержание частоты вращения НВ в допустимых пределах только при нормальной работе двигателей и на неманевренных режимах полета. При отказе, приводящем к потере мощности двигателя, летчик должен уменьшить общий шаг для предотвращения падения частоты вращения винта ниже допустимого значения. Справиться с этой задачей он может только при наличии так называемого времени невмешательства, необходимого на распознавание отказа и вмешательство в управление.
После проведения государственных испытаний Ка-27 (последнего соосного вертолета, разработанного под руководством Н.И. Камова) заказчик вертолета потребовал увеличения времени невмешательства на взлетном режиме работы при отказе одного двигателя. Понятно почему: Ка-27 значительное время работает на взлетном режиме, на котором увеличение времени невмешательства в управление при отказе одного двигателя является весьма актуальным.
В соответствии с выдвинутыми требованиями были проведены расчеты, стендовые и летные испытания, позволяющие увеличить время невмешательства за счет уменьшения величины минимально допустимой частоты вращения несущего винта; улучшения системы сигнализации с целью более быстрого распознавания отказа двигателя; создания автоматической системы, обеспечивающей требуемое уменьшение общего шага при отказе двигателя.
Расчеты проводились ЛИИ им. М.М. Громова совместно с фирмой Н.И. Камова и базировались на исследовании некоторых вопросов динамики полета вертолета при отказах двигателей, проведенном ранее автором этой статьи. Результаты этого исследования позволяют определить по относительной располагаемой мощности после отказа двигателя относительную величину минимальных оборотов винта при условии невмешательства в управление общим шагом. Для вертолета Ка-27 при отказе одного двигателя на взлетном режиме минимальные обороты винта составляют 71,5 % (минимально допустимое значение — 76,5 %).
При отказе одного двигателя на номинальном режиме работы другой двигатель сравнительно быстро увеличивает мощность до взлетного значения 78 % по тахометру. Так как значения минимальных оборотов винта получаются больше допустимых, никакой проблемы со временем невмешательства в управление не возникает.
Понижая минимально допустимую частоту вращения винта, можно существенно увеличить время невмешательства в управление (рис. 1). Так, для обеспечения времени невмешательства t=1 с минимальные обороты винта должны составлять 0,87 %, t=2 с — 0,83 %, t=3 с — 0,812 %. Расчеты показали, что снижение минимально допустимой частоты вращения винтов в рассматриваемом диапазоне не создает никаких проблем по сближению лопастей, управлению и срыву потока с лопастей.
Рис. 1
На базовом вертолете Ка-27 об отказе систем сигнализировали прямоугольник красного цвета и прерывистый звуковой сигнал, который подавался в шлемофон летчика. Специалисты фирмы «Камов» разработали дополнительную систему световой и звуковой сигнализации падения частоты вращения несущего винта, а также создали систему аварийной стабилизации частоты вращения несущего винта при отказе двигателя. Эта система имеет два вида сигнала: световой — в виде красного мигающего прямоугольного табло с наклонными черными линиями (табло «Зебра») и звуковой, который возникает в наушниках одновременно с включением табло «Зебра».
Система аварийной стабилизации частоты вращения несущего винта включает в себя устройство, обеспечивающее подачу управляющего сигнала на вход высотного канала автопилота. При уменьшении частоты вращения несущего винта общий шаг уменьшается примерно на 2°, что способствует уменьшению провала частоты вращения несущего винта и увеличению располагаемого времени задержки вмешательства летчика.
Стендовые испытания системы аварийной сигнализации падения оборотов проводились на трехстепенном стенде-тренажере фирмы «Камов». В процессе выполнения «полетов» оператор тренажера задавал летчику отказы различных систем вертолета. Летчик должен был погасить мигание кнопки-табло ЦСО; при получении соответствующей звуковой и световой сигнализации по отказу одного двигателя летчик должен был сбросить общий шаг с целью недопущения падения оборотов ниже 76,5-80 % по тахометру и после этого погасить ЦСО тумблером на рычаге общего шага. Всего было выполнено 639 реализаций отказов, в том числе 249 отказов одного двигателя на взлетном режиме.
По результатам статистической обработки материалов испытаний математическое ожидание времени невмешательства составило 0,74 с при среднеквадратичном отклонении 0,3 с, математическое ожидание времени реакции пилота — 0,27 с при среднеквадратичном отклонении 0,26 с.
На рис. 2 показано уменьшение величины частоты вращения винта с момента отказа двигателя до момента начала сброса шага. Видно, что при испытаниях можно получать очень малые значения этой величины, однако вероятность получения таких значений в эксплуатации очень мала. Это необходимо учитывать при проведении испытаний (обеспечивать внезапность отказов, делать достаточное количество реализаций с привлечением разных пилотов). Падение частоты вращения на 13 % с данной системой сигнализации обеспечивает обнаружение отказа двигателя в эксплуатации с вероятностью, близкой к единице.
В процессе испытаний на пилотажном стенде по рекомендациям летчиков-испытателей размер и яркость табло «Зебра» были подкорректированы с целью визуального обнаружения отказа в сложных условиях полета (при освещении кабины экипажа встречными лучами солнца), подобраны громкость и тембр звукового сигнала. Для отказа двигателя выбрана частота звука 400 Гц с частотой прерывания 4,5 Гц, которые отличаются от прочих аварийных и предупредительных сигналов. Выбрана частота вращения несущих винтов 85 % по тахометру, при которой включается прерывистый красный световой сигнал на табло «Зебра» и подается звуковой сигнал в наушники.
Рис. 2
Рис. 3
Оценка влияния автоматического сброса общего шага несущих винтов на величину 2° через автопилот на стенде показала, что разработанная система работоспособна и позволяет уменьшить величину падения частоты вращения винта на 2–3% в течение первой секунды и увеличить располагаемое время задержки вмешательства в управление.
Летные исследования, проводившиеся на аэродроме ЛИИ в январе и феврале 1979 года, подтвердили результаты расчетов по возможности уменьшения минимально допустимой частоты вращения несущего винта. В них дополнительно к расчетам было показано, что уровень нагрузок и напряжений в лопастях и втулках несущих винтов, в системе управления и подредукторной раме не превышает допустимых величин. Вибрация в кабинах вертолета при уменьшении частоты вращения несколько возрастает, но находится в допустимых пределах.
Полученные в летных исследованиях изменения частоты вращения несущего винта по времени (при имитации отказа двигателя на взлетном режиме) с разными вариантами сигнализации, а также работа автоматической системы стабилизации частоты вращения винта показаны на рис. 3. Применение табло «Зебра» (и звукового сигнала, подаваемого в наушники) облегчает распознавание отказа двигателя, способствует своевременному вмешательству летчика в управление, что позволяет повысить безопасность полета. Во время эксперимента табло сработало через 0,31 с после имитации отказа двигателя на взлетном режиме, что позволило летчику уже через 0,6 с вмешаться в управление. Частота вращения винтов за это время уменьшилась только до 81,5 единиц по тахометру.
Применение автоматики обеспечивает уменьшение общего шага винта через высотный канал автопилота. Уменьшение общего шага примерно на 2° (при частоте вращения несущего винта 86 %) оказывается при отказе двигателя на взлетном режиме недостаточным, чтобы не допустить падения частоты вращения винта ниже 76,5 %. Поскольку на этом вертолете не предусмотрено уменьшение общего шага автопилотом более 2°, то требуется вмешательство летчика. В случае применения автоматики время невмешательства летчика в управление возрастает с 2,1 до 2,5 секунд.
Всего по рассматриваемой теме было выпущено 5 совместных отчетов фирмы «Камов» и ЛИИ. Ударная работа специалистов позволила быстро снять возникшую проблему. Летчики-испытатели заказчика одобрили разработанную систему световой и звуковой сигнализации об отказе двигателя, и вертолет был принят на вооружение.
В настоящее время два табло «Зебра» применяются на вертолетах Ка-32А1 и Ка-226: одно для сигнализации минимально допустимой, а второе для сигнализации максимально допустимой частот вращения несущих винтов. Такие табло помогают летчику управлять частотой вращения несущих винтов не только при отказах двигателей, но и при выполнении маневров. Они могут использоваться также и на одновинтовых вертолетах, имеющих естественную сигнализацию об уменьшении мощности при отказе двигателя в виде резкого рывка по курсу.
Иван ГРИГОРЬЕВ, канд. техн. наук
Почему лопасти вертолета не крутятся ?
Почему лопасти вертолета не крутятся ?
На самом деле это оптический обман.
А вот еще более впечатляющее видео этого эффекта …
На этом ролике частота кадров съёмочного аппарата совпадает с частотой вращения лопастей вертолета. Поэтому кажется, что лопасти не вращаются. По некоторой информации это модификация российского вертолета Ми-24 «Тихий».
Стробоскопический эффект (греч. strobos кружение, вихрь + skopeo рассматривать, наблюдать) — возникновение зрительной иллюзии неподвижности или мнимого движения предмета при его прерывистом (с определенной периодичностью) визуальном наблюдении.
таких примеров.
При освещении движущихся или вращающихся предметов пульсирующим световым потоком может появится стробоскопический эффект, связанный с искажением зрительного восприятия. Если, например, освещать таким пульсирующим световым потоком вращающееся с определённой угловой скоростью колесо, то при равенстве или кратности угловой скорости вращения колеса частоте пульсации, оно при этом освещении будет казаться неподвижным. Если угловая скорость вращения будет меньше частоты пульсации, то нам покажется, что колесо медленно вращается в обратную сторону по сравнению с действительным направлением вращения.
ВОТ ЕЩЕ
Такой обман зрения опасен сточки зрения техники безопасности, так как при этом возможно получение травм. Примером может служить вал двигателя вращающегося с частотой кратной частоте освещения.У нас это 50Гц(вращение с частотой 3000об/мин).Такой вал будет казаться неподвижным и может привести к травме.Чтобы этого не произошло,такие места освещаются как минимум двумя светильниками запитанными с разных фаз трехфазной электрической цепи.
Кроме того, пульсация светового потока оказывает влияние на эффективность зрительной работы, вызывая повышенную утомлённость органа зрения. Явление стробоскопического эффекта может возникнуть не только при наличии движущихся предметов в поле зрения работающего, но и при выполнении любой работы, когда происходит относительное перемещение глаза и освещаемого предмета. В связи с этим, при устройстве люминесцентного освещения следует принимать меры к максимальному снижению пульсации светового потока.
Световой поток, излучаемый источником света, при питании его переменным током не остаётся постоянным, а меняется по величине, следуя за изменениями тока через лампу. В момент, когда ток, проходящий через лампу, имеет нулевое значение, равен нулю и создаваемый лампой световой поток. Следовательно, световой поток лампы пульсирует с двойной частотой по отношению к частоте сети.
При освещении лампами накаливания мы не замечаем пульсации светового потока из-за тепловой инерционности нити накала. Люминесцентные лампы не обладают такой инерционностью, поэтому прекращение тока в них приводит к немедленному погасанию разряда и исчезновению свечения лампы. Люминофоры обладают свойством послесвечения, т.е. в течение некоторого промежутка времени после прекращения их облучения ультрафиолетовым излучением они продолжают излучать видимый свет, что сглаживает пульсацию светового потока лампы.
Для разных типов люминофоров время и интенсивность послесвечения различные.
Интенсивность пульсации светового потока, создаваемого люминесцентными лампами, также зависит от длительности начальной и конечной пауз тока, которые в свою очередь определяются типом балласта.
При работе люминесцентной лампы и в моменты её зажигания излучаются электромагнитные колебания, лежащие в диапазоне радиочастот, которые могут создавать радиопомехи. При разработке схем включения ламп приходится принимать меры к снижению уровня радиопомех, создаваемой лампой и её пускорегулирующей аппаратурой.
Поделитесь еще эффектными примерчиками !
А вот кстати, про вертолеты .. давайте вспомним еще
Оригинал статьи находится на сайте
Ссылка на статью, с которой сделана эта копия —
Патент №2444464 — Способ управления силовой установкой вертолета
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления турбовинтовыми силовыми установками вертолетов. Способ управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, заключается в определении для каждого двигателя величины рассогласования частоты вращения свободной турбины относительно заданной, ее коррекции по величине рассогласования между измеренными крутящими моментами данного и соседнего двигателей. В случае меньшего значения крутящего момента у данного двигателя, осуществляют преобразование скорректированной величины рассогласования в величину необходимого изменения частоты вращения турбокомпрессора, суммирование ее с заданной величиной частоты вращения турбокомпрессора в зависимости от шага несущего винта. Далее осуществляют определение величины рассогласования между заданной и фактической частотой вращения турбокомпрессора и преобразование ее в управляющее воздействие. Далее корректируют заданное значение частоты вращения турбокомпрессоров по величине рассогласования между текущей и заданной частотой вращения несущего винта. Достигается повышение быстродействия регулирования частоты вращения несущего винта. 1 ил.
Классификация патента
| Код | Наименование |
|---|---|
| МПК B64C 27/04 | Винтокрылые летательные аппараты; несущие винты для них — вертолеты |
| МПК B64D 31/00 | Устройства для управления силовыми установками и их размещение |
| МПК F02C 9/00 | Управление газотурбинными установками; управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигательных установках |
Похожие патенты
Обороты вертолетного двигателя и управление шагом лопастей
Обороты двигателя и регулировка шага отвала
Несколько лет назад, когда мы работали на стенде RWI в Ошкоше, к нам зашли очень приятный пожилой джентльмен и его друг и захотели обсудить создание собственного вертолета. Их конкретные вопросы были связаны в основном с конструкцией несущего винта и полетом. Посидев с ними около часа, я был заинтригован их энтузиазмом, но был обеспокоен их мнением о Rotorblade Pitch Management.
Это должен был быть «фиксированный» шаг с регулировкой высоты только по оборотам !!! Они также хотели взлететь прямо со своей маленькой подъездной дорожки… ох !!! Я изо всех сил пытался поддерживать себя и, наконец, был вынужден задать вопрос: «Что, если вы потеряете мощность двигателя?» Они оба посмотрели друг на друга и затем сказали: «О, я думаю, автоповорот, как и другие вертолеты».
Излишне говорить, что после объяснения базовой аэродинамики вертолета и теории роторных систем они оставили ломать голову, размышляя о том, сколько работы по перепроектированию им предстоит.Однако я считаю, что они также ушли с гораздо большим пониманием и уважением к функциям частоты вращения и шага.
Обороты двигателя… что это такое и зачем оно нам?
об / мин или оборотов в минуту — это величина, необходимая вертолету для создания достаточной подъемной силы, чтобы поддерживать себя. Большинство вертолетов работают со скоростью около 450-500 об / мин (выше для небольших самодельных вертолетов) для несущего винта и приблизительно 5-6: 1 для хвостового винта или приблизительно 2250-3000 об / мин. Обороты несущего винта обычно отображаются в процентах на указателе оборотов с разделением или перекрытием.
Rotorblade Pitch Management: разделенный перекрывающийся датчик частоты вращения, полезный для корреляции двигателя вертолета и ротора
С вертолетным двигателем (обозначенным буквой «E») и ротором (обозначенным буквой «R»), совмещенными друг с другом или рядом. Я никогда не видел измерителя оборотов хвостового винта в вертолете, но я предполагаю, что кто-то установил его только для того, чтобы иметь еще один измеритель, на который можно посмотреть и уменьшить их полезную нагрузку, извините, шучу.
Каждый вариант вертолета имеет свой оптимальный диапазон оборотов или оборотов.Мы называем это «нормальными рабочими» оборотами в минуту. Этот диапазон обычно отображается на манометре зеленым цветом и при скорости вращения 100% или выше. Он также может иметь диапазон, скажем, от 101 до 104%.
Существуют также диапазоны оборотов по обе стороны от нормы, которые мы называем «осторожными», которые обычно отображаются желтым цветом на указателе оборотов. Этот диапазон обычно составляет от 90 до 97 — 101% на нижней стороне и от 104 до 110% на высокой. Каждый самолет разный, поэтому не высекайте эти числа на камне.
Также может быть отдельная желтая полоса, скажем от 60 до 70%, которой пилот должен избегать во время разминки, раскрутки или спуска.Это не имеет ничего общего с полетом вертолета или «наземным резонансом». Он представляет собой область, которая при уходе может вызвать повреждение летательного аппарата из-за нежелательного резонанса или вибрации.
Наконец, есть диапазоны оборотов «Не ходи туда, иначе умрешь», выходящие за пределы предупредительных полетов. Обычно они красные и 110% на высокой стороне и 90% на нижней стороне вашего датчика оборотов. Эти две красные линии имеют разные значения. Верхний красный цвет означает «Превышение скорости», а нижний красный — «Срыв отвала».
Повышенная скорость — это когда частота вращения настолько велика, что лопасти хотят покинуть ступицу ротора из-за сверхвысоких центробежных сил. Если у них будет достаточно времени, обычно всего несколько секунд, они это сделают !!!
«Недостаточная скорость» или «Срыв лопастей» — это когда наклон слишком велик для подъема. Обычно это инициируется превышением MAP (давления в коллекторе) или крутящего момента из-за слишком большого набора пилотом. В конечном итоге это приводит к снижению оборотов, настолько, что лопасти превышают свою способность создавать подъемную силу и срыв, независимо от того, насколько больше мощности вы прикладываете.
Rotorblade Pitch Management: управление мощностью двигателя с помощью манометра (MAP) на поршневых двигателях
В отличие от самолета, где при достаточной высоте вы можете восстановить подъемную силу и продолжить полет, вы можете заглохнуть несущие винты только ОДИН РАЗ с вертолетом.
Когда они сваливаются, они в конечном итоге теряют способность оставаться в плоскости и чрезмерно взмахивают крыльями. В прямом полете отходящая лопасть обычно ныряет, так как она останавливается первой, а продвигающаяся лопасть поднимается.
Это известно как «ответный удар». Когда вертолет начинает падать, дополнительное восходящее движение воздуха воздействует на нижнюю часть горизонтального стабилизатора, вызывая опускание носовой части.
Затем пилот применяет на корме циклический удар, усугубляя ситуацию. Конечным результатом обычно является отрубание хвостовой балки и… мы понимаем картину.
Нехорошо … мы — камень или дротик. Хорошая поговорка, которую следует помнить в отношении самолета: скорость полета — это жизнь… скорость вращения вертолета — это жизнь.
В идеале, ваша цель — всегда оставаться в зеленой зоне.Если вы летите на управляемом корабле, это делается автоматически. Если вы летите, скажем, по RotorWay, вам необходимо контролировать и регулировать обороты в первую очередь с помощью дроссельной заслонки, а затем с помощью коллективных, циклических и даже педалей.
Не очень сложно, но пилот должен знать об одной или нескольких важных вещах. Мне действительно повезло, что я учился на Робинзоне до того, как появился губернатор, и благодаря этому я чувствую себя лучшим пилотом. По моему мнению, использование всех элементов управления, особенно мотора дроссельной заслонки для изменения оборотов, было плюсом в моем раннем обучении.
И помните, если вы попадаете в желтую зону, то это не страшно. Механически ничего не пострадает. Если вы в верхнем желтом, вы просто тратите бензин. Однако, если вы находитесь в нижнем желтом цвете, имейте в виду, что если ваш двигатель откажется или вы наберете тонну шага, вам придется реагировать намного, намного быстрее с коллективом, чем если бы он был в зеленой дуге.
Особенно с роторными системами с низким моментом инерции. Кроме того, не останавливайтесь на звуковом сигнале низкой скорости вращения ротора или фонарике, если он у вас есть.Всегда регулярно сканируйте все свои манометры. Как вы узнаете, сломался ваш рог / свет?
В качестве примечания, существуют также разные диапазоны рабочих оборотов в зависимости от того, включено ли у вас питание или нет. И ваши обороты могут резко меняться в зависимости от нагрузки G и / или циклического движения. Наконец, на ваш хвостовой винт напрямую влияет частота вращения вашего несущего винта.
Помимо обычных способов войти в LTE или потерю эффективности хвостового винта (помните три основных из-за ветра?)… Только представьте, насколько плохо работает ваш хвостовой винт, если вы позволяете падать оборотам.
Rotorblade Pitch Management: Pitch… что это такое и зачем оно нам?
R22 с полной левой педалью
При правильном управлении питч может стать нашим лучшим другом. Однако, если не обращать на это внимания, он может укусить очень быстро и сильно. Обычно мы увеличиваем или уменьшаем шаг с коллективом для основных роторов и педалей для рулевого винта. Шаг несущего винта также можно изменять циклически.
От зависания без ветра до крейсерского полета шаг между лопастями противоположного винта может измениться от равного до весьма экстремального.А от низкого до высокого уровня мощности при зависании, вылете или заходе на посадку может резко измениться угол наклона. Понимание того, где вы находитесь на всех этапах полета, — это просто хорошая ситуационная осведомленность.
Многие подсказки постоянно даются нам через датчики оборотов, коллектора, крутящего момента или двигателя. Позиция вашего коллектива тоже, безусловно, хороший показатель. А для неуправляемых судов положение дроссельной заслонки добавляет много информации.
Один из моих первых полетов на большую высоту к лесозаготовкам в районе Каскадов штата Вашингтон был для меня первым открытием.Дроссельная заслонка моего бедного маленького R22 была широко открыта, и я набрал тонну коллектива. Излишне говорить, что я точно знал, где был шаг — очень высокий, когда он пытался захватить как можно больше молекул воздуха, чтобы поддерживать полет.
В подобных ситуациях важно проявлять большую хитрость. Требуются плавные и небольшие управляющие воздействия, нет терпимости для любого эго или мачо-полета, которые могут склонить чашу весов к возможному срыву лезвия.
Итак, давайте рассмотрим лишь несколько из множества сценариев, в которых ваша подача может оказаться под большими углами атаки и вызвать заклинивание лезвия.
Rotorblade Pitch Management: приближается к
В идеале вы хотите продолжить спуск под равномерным пологим углом около 15 градусов или меньше к выбранной точке зависания. Скорость закрытия также должна быть одинаковой, скажем, от вашей базы до конечной воздушной скорости от 60 до 70 узлов, а затем обратно до нулевой воздушной скорости, как только вы прибудете над LZ (зоной приземления).
Это обеспечивает постоянный контроль и возможность перехода ниже ETL (эффективного поступательного подъема) намного раньше вашего LZ.В идеале вы хотите знать, имеет ли ваш вертолет возможность HOGE (эффект зависания — вне земли) до достижения вашей LZ. Таким образом вы можете прервать приближение.
Если вы заходите слишком быстро и / или круто, вы рискуете схватить тонну коллектива прямо в конце подхода. В результате увеличивается тангаж, который, возможно, превышает способность вертолета поддерживать HIGE (эффект зависания на земле).
Конечным результатом может быть просто оседание на землю всего с нескольких футов без каких-либо проблем вплоть до наихудшего случая падения на землю из-за посоха лезвия без какого-либо реального контроля и, возможно, опрокидывания.
Обороты двигателя и управление шагом лопастей: вылет
Как и в случае захода на посадку, вы хотите выйти под одинаковым углом, скажем, около 15 градусов или меньше. И этот угол обычно начинается сразу после входа в ETL. Ключевым моментом, как и в случае с подходом, является постепенное увеличение воздушной скорости от точки зависания до нормальной крейсерской скорости.
Благодаря этому вам никогда не придется увеличивать тангаж на малой высоте. Помните, ваша цель — максимально уменьшить угол наклона и позволить вертолету обеспечить все характеристики самим.
R22 с полной правой педалью
Если вы вылетаете агрессивно, ваш шаг будет очень высоким, ваш нос будет направлен вниз, и ваше время реакции для сохранения оборотов ротора (и вертолета) при отказе двигателя должно быть очень быстрым.
Во-вторых, если ваш хвостовой винт выходит из строя во время агрессивного вылета, вы рискуете чрезмерно рыскать до того, как сможете войти в режим авторотации, чтобы устранить настройку высокого крутящего момента, вызванную чрезмерным шагом.
Rotorblade Pitch Management: Quick Stops
Возможно, вы этого не сделали, но этот маневр может вызвать какие-либо проблемы по тангажу, поскольку вы просто временно загружаете лопасти.Во время большинства QS с подветренной стороны этого не должно быть. Однако, если по какой-то причине вам может понадобиться сделать один шаг по ветру, конечный результат может быть захватывающим, если не сказать больше.
Во-первых, когда вы тянете циклически на корму и уменьшаете коллективное движение, реальной проблемы не возникает, за исключением того факта, что теперь вы, вероятно, путешествуете по своей собственной нисходящей струе.
Учитывая силу ветра и скорость вертолета, вы также можете быть ниже ETL, поскольку ветер и вертолет могут двигаться вместе примерно с одинаковой скоростью.
Затем, когда вы выравниваете корабль и увеличиваете коллектив, чтобы завершить маневр, вы можете осесть в своем собственном потоке, заставляя вас еще больше увеличивать тангаж и, возможно, увеличивать скорость спуска — оседание или, скорее, падение на землю.
Опять же, как и в случае с подходом, вы можете просто упасть на поверхность без каких-либо последствий или возможного удара по поверхности хвоста или носа, сначала вызывая реакцию «Лошадь-хобби» и в конечном итоге перевернувшись.
Обороты двигателя и управление шагом лопастей: нормальный режим и автоматический режим при зависании
Я думаю, что большинство из нас знает, что произошло бы в любом из этих маневров, если бы мы просто удерживали поле на месте, когда теряли силу. Верно… тост за обороты, и мы снова как камень или газон в обычном автоматическом режиме и, вероятно, расправляем передачу и / или изгибаем детали в выходящем за пределы автомобиля.
Итак, давайте посмотрим на конец обычного авторотации вертолета и авто зависания как на одно и то же.
При обычном авторотации по окончании сигнальной ракеты выравниваем корабль. В парящем авторотации он уже ровный.
В обоих случаях частота вращения и шаг должны быть примерно такими же, как мы начинаем с уровня салазок. Обороты могут быть выше в конце нормального авторотации данной сборки.
Помните, во время вспышки нормального авторотации ваши обороты должны были быть увеличены, скажем, до 110% или красной линии из-за эффекта Кориолиса и вашего мычания коллектива.
Однако, когда вы двигались вперед на циклическом двигателе, скорость вращения, возможно, снизилась до средней зеленой зоны.
Теперь в конце каждого из этих маневров вы можете удерживать или даже немного опускать вертолеты в зависимости от инерции лопастей и скорости спуска.
Время, конечно же, является ключом к подъему тонны или коллектива в нужный момент, чтобы смягчить усадку.
Управление шагом и синхронизацией Rotorblade
▣ Если вы потянете слишком быстро, вы рискуете застопорить лезвие и привести к упомянутому выше исходу из-за зубчатой передачи и изогнутых частей.
▣ Добавьте слишком большой импульс вперед или боковое движение, и мы рискуем опрокинуться.
▣ Слишком рано тянуть, вы также рискуете LTE, так как ваши обороты упали слишком сильно.
Надеюсь, эта информация помогла вам лучше понять важность оборотов и шага. Не только важно знать, какие обороты корабля всегда, но не менее важно знать, где находятся настройки шага.
Мы обсудили некоторые из основных механизмов систем оборотов и тангажа вертолета и рассмотрели несколько сценариев, которые могут нанести нам вред.
Надеюсь, эти знания помогут вам стать умнее и безопаснее пилота.
Rotorblade Pitch Management: Авторотация по номерам: R.A.T.S
▣ R — RPM — Регулировка коллектива
▣ A — СКОРОСТЬ ВОЗДУХА — Циклический
▣ T — ОТДЕЛКА — Педали
▣ S — SPOT — Часы
ВИДЕО: Авторотация Robinson R22 с инструкцией
Сводка
Название статьи
Обороты двигателя вертолета и управление шагом лопастей
Описание
Управление шагом лопастей: управление оборотами вертолетного двигателя и шагом лопастей.Понимание взаимосвязи между числом оборотов в минуту и шагом лопастей.
Автор
Билл Орт (CRI RH)
Имя издателя
Rotorway International
Логотип издателя
Об / мин ротора — AOPA
Пилоты самолетов уже на ранних этапах обучения узнают, как жесткое движущееся вперед крыло создает перепад давления, который поднимает вес самолета. Не так-то просто объяснить, насколько гибкие лопасти несущего винта способны выдерживать вес вертолета.Вертолет может весить примерно столько же, сколько самолет. Но вместо прочных крыльев с относительно жесткими внутренними нервюрами и лонжеронами, способными выдержать такой вес, у вертолета есть тонкие гибкие лопасти несущего винта с небольшой внутренней структурой или совсем без нее.Эта лопасть винта — крыло вертолета. Вращая свое крыло (винт) по кругу, вертолет может создавать подъемную силу над винтом без какого-либо соответствующего движения фюзеляжа вперед. Диск ротора круглый, поэтому ему все равно, в каком направлении он летит.Он может создавать подъемную силу при полете вбок, назад или вперед. Вращение придает ротору необходимую жесткость, чтобы выдержать вес вертолета.
Пуристы утверждают, что центробежная сила не является истинной силой, что это просто реакция на центростремительную силу, которая заставляет тело следовать по кривой. Для целей этой статьи мы будем рассматривать центробежную силу как самостоятельную силу, потому что это упрощает понимание концепции (по крайней мере, для меня). Центробежная сила действует в плоскости вращения.Он пытается отвести вращающийся объект, например лопасть ротора, под прямым углом от мачты ротора. Степень создаваемой центробежной силы пропорциональна массе лопасти ротора, радиусу, на котором она применяется, и скорости вращения.
Жесткость поворота
В роторной системе центробежная сила является доминирующей силой. Все другие силы имеют тенденцию изменять эффекты центробежной силы, создаваемой ротором. Например, учебный вертолет Robinson R22 с двумя лопастями может весить около 1400 фунтов и, следовательно, должен создавать непрерывную подъемную силу в 700 фунтов на лопасть несущего винта, чтобы оставаться в воздухе.Центробежная сила, создаваемая в основании каждой лопасти ротора при нормальных оборотах ротора, составляет около 17 000 фунтов или около 8,5 тонн. Вертолеты большего размера могут развивать до 40 тонн центробежной силы на лопасть несущего винта.
Одним из факторов, ограничивающих частоту вращения ротора, является величина центробежной силы, которую может выдержать головка ротора и насадки лопастей ротора. Если головка ротора рассчитана на работу с шестью тоннами центробежной силы на лопасть при нормальных оборотах ротора, увеличение скорости вращения ротора выше допустимого диапазона может привести к образованию семи-восьми тонн на лопасть.Это приведет к повреждению подшипников изменения шага. В экстремальной ситуации может последовать отслоение лопастей ротора.
Отрыв лопастей ротора от превышения скорости вращения ротора звучит (и есть) довольно драматично, но это очень редко. Обычно повреждение подшипников изменения шага из-за избыточных центробежных нагрузок вызывает состояние дисбаланса ротора, и отслеживание и балансировка ротора не может исправить связанную с этим обратную связь управления. Затем дальнейшее механическое исследование обычно выявляет повреждения до того, как произойдет серьезная катастрофа.
Гораздо большее беспокойство вызывают низкие обороты ротора.
На земле, когда роторы не вращаются, лопасти провисают из-за собственного веса и гибкости. Отклонение лопастей ротора особенно заметно, скажем, на Robinson R44. Когда лопасти несущего винта вращаются на полных оборотах, когда вертолет находится на земле, центробежная сила, направленная наружу, удерживает лопасти несущего винта неподвижно под прямым углом к ступице.
Если вы поднимите рычаг общего шага так, чтобы вертолет поднялся в режим зависания, кончики лопастей несущего винта поднимутся на угол на несколько градусов выше горизонтали.Это происходит потому, что подъемная сила, действующая на лопасти вертикально, под прямым углом противостоит горизонтальной силе центробежной силы. Когда эти две силы приходят в равновесие, в результате получается лезвие, которое называется «конусообразным».
Угол конуса зависит от баланса между подъемной силой и центробежной силой, и он изменяется, когда одна из этих двух сил изменяется по отношению к другой. Если частота вращения ротора увеличивается, угол конусности уменьшается. Уменьшение частоты вращения ротора приводит к увеличению угла конуса. Тот же эффект дает увеличение веса вертолета (или, в свою очередь, его кажущейся массы).
Легко увидеть изменение угла конуса на вертолете с шарнирно-сочлененной роторной системой (три или более лопастей), такой как Schweizer 300. Вертолеты с полужесткой (двухлопастной, качающейся) роторной системой, такой как Bell JetRanger имеет «предварительно конический» ротор — некоторый угол конуса встроен в головку ротора. На земле вертолет с полужестким ротором, вращающимся на полных оборотах, имеет относительно большой угол конуса, но это не проблема. В воздухе любое увеличение сверх установленного угла конуса является результатом гибкости лопасти.
Вертолет Robinson R22 с его качающимся ротором необычен, потому что он имеет два конических шарнира, установленных вне ступицы несущего винта. В этом отношении он представляет собой составную часть шарнирно-сочлененной и полужесткой роторной системы.
Низкая частота вращения ротора
Снижение оборотов винта ниже допустимого диапазона — одна из самых опасных ситуаций, в которые может попасть пилот вертолета. Низкие обороты ротора могут возникать практически в любое время, и обычно это результат неправильной координации коллектива и дроссельной заслонки.Часто это происходит в конце захода на посадку, когда пилот должен поднять коллектив, чтобы остановить снижение вертолета, и добавить мощности, чтобы войти в режим зависания. Пилоты должны предвидеть эту потребность в мощности. Если они ждут, пока частота вращения ротора снизится, будет слишком поздно, потому что вертолет сейчас находится на обратной стороне своей кривой мощности.
По мере того, как лезвие конусообразно поднимается вверх из-за уменьшения частоты вращения ротора, видимая площадь диска ротора, если смотреть сверху, уменьшается. Имея меньшую площадь, диск ротора производит меньшую подъемную силу, и вертолет снижается.Если пилот реагирует на потерю подъемной силы поднятием коллектива, дополнительное сопротивление лопастям несущего винта замедляет их еще больше.
Помимо того, что диск несущего винта становится меньше, хвостовой винт также теряет эффективность. Хвостовой винт соединен с несущим винтом в соотношении примерно 5: 1. Потеря одного оборота в минуту на несущем винте означает, что хвостовой винт теряет пять оборотов в минуту. Это снижение оборотов рулевого винта может вскоре привести к потере управления по курсу (если плохие вещи, происходящие с несущим винтом, такие как потеря подъемной силы, не помогут вам первыми).
По мере увеличения угла конуса на главном роторе лопасти в шарнирно-сочлененной системе достигают верхнего механического предела своего хода и начинают изгибаться. Сила изгиба может быть достаточной для необратимого повреждения и деформации лопастей ротора. Силы усталости на ступице ротора резко возрастают, когда частота вращения ротора падает ниже допустимого диапазона.
Из всех вертолетов легкие с поршневыми двигателями чаще всего переходят на низкие обороты несущего винта в нормальном полете. Большинство турбинных вертолетов имеют системы регулирования подачи топлива, которые обычно хорошо поддерживают обороты двигателя и ротора, что снижает вероятность проскальзывания оборотов ротора ниже нормального уровня.Если пилот легкого вертолета с поршневым двигателем позволяет развивать низкие обороты ротора, простое открытие дроссельной заслонки может не дать двигателя достаточной мощности, чтобы преодолеть быстро возрастающее сопротивление лопастей несущего винта. Если вертолет находится близко к земле, снижение коллектива может быть последним, о чем думает пилот, но одновременное снижение коллектива и использование полного газа — единственный верный способ восстановить потерянные обороты ротора.
Если вертолет парит относительно близко к поверхности, не подходящей для посадки, пилот может иногда восстановить потерянные обороты несущего винта, «доив» коллектив.Пилот поддерживает полный газ и многократно опускает коллектив небольшими движениями. Это уменьшает угол атаки лопастей несущего винта, предотвращая столкновение вертолета с поверхностью. Доить коллектив может быть страшным делом, но у вас нет альтернативы, и этого часто бывает достаточно, чтобы убедить обороты ротора вернуться к зеленой дуге.
Многие несчастные случаи произошли из-за того, что пилот не соблюдал правильные процедуры, связанные с низкими оборотами ротора, или не использовал их вовремя.Основная проблема заключается в том, что относительный вектор ветра на лопастях ротора начинает изменяться по мере замедления оборотов ротора, увеличивая угол атаки независимо от любого общего движения вверх. Любое снижение, вызванное потерей подъемной силы, еще больше увеличивает угол атаки. Сваливание обычно не связано с полетом вертолета, но это тот случай, когда винтовая система может полностью свалится.
Чтобы оправиться от сваливания в самолете, вы опускаете носовую часть — уменьшаете угол атаки крыла — чтобы восстановить плавный воздушный поток через аэродинамический профиль.В вертолете полного опускания коллектора и открытия дроссельной заслонки может быть достаточно для восстановления оборотов несущего винта, при условии, что вертолет может безопасно потерять несколько сотен футов. Также возможно, что никакие корректирующие действия невозможны, и ротор просто углубится в срыв.
Вертолеты с малоинерционными роторными системами крайне не терпят малых оборотов винта. На самом деле, все роторные системы не прощают низких оборотов, но малоинерционная система теряет обороты быстрее, что требует от пилота более быстрой реакции, чтобы предотвратить достижение критической ступени на низких оборотах ротора.
В этот момент многие пилоты вертолетов спрашивают: «Почему бы просто не добавить немного утяжелителей на концы лопастей, скажем, вертолету Robinson R22, чтобы превратить его в высокоинерционную систему?»
«Это не так просто», — говорит Фрэнк Робинсон, дизайнер R22. «Скорости концов лопастей ротора одинаковы для всех вертолетов, независимо от размера машины, потому что все они ограничены скоростью звука в воздухе. Накопленная энергия концевого груза зависит только от концевой скорости, следовательно, одно- фунтовый груз на вершине, добавленный к ротору диаметром 50 футов большого вертолета, будет накапливать ту же энергию, что и вес в один фунт, добавленный к ротору R22 диаметром 25 футов.Однако центробежная сила, создаваемая концевым грузом, обратно пропорциональна диаметру ротора, поэтому вес кончика в один фунт будет создавать в роторе R22 в два раза больше центробежной силы, чем в более крупном роторе вертолета, даже если это не так. запасать больше энергии. Повышенные центробежные нагрузки, воспринимаемые лопастями, подшипниками изменения шага и ступицей ротора, будут вдвое больше. Понятно, что создать небольшой вертолет с высокоинерционным несущим винтом очень сложно.»
Вертолеты с турбинным двигателем имеют звуковой сигнал, предупреждающий о низкой частоте вращения ротора, который звучит, если ротор превышает заранее установленный предел низкой частоты вращения ротора. Помимо отказа двигателя (что было бы довольно очевидным событием для пилота), это могло бы произойти только в случае отказа регулятора подачи топлива. Гудок необходим, потому что вой турбинного двигателя не сильно зависит от скорости двигателя и ротора. Это мешает пилоту различить какую-либо слышимую разницу, если частота вращения ротора упала.
На вертолете с поршневым двигателем пилоту относительно легко услышать, как меняется звук двигателя при изменении частоты вращения двигателя.По этой причине FAA не требует, чтобы поршневые вертолеты имели звуковой сигнал, предупреждающий о низкой частоте вращения несущего винта, хотя на некоторых поршневых вертолетах они есть. Большинство пилотов поршневых вертолетов очень быстро развивают хороший слух и могут судить об оборотах несущего винта, не обращаясь постоянно к манометру.
Как бы вы ни оценивали это и на каком бы вертолете вы ни летали, помните — ограничения по частоте вращения несущего винта существуют по очень веской причине. Злоупотребляйте ими на свой страх и риск.
|
Вертолетная техника — Hubschrauberflug
На этой странице мы покажем вам, как устроен вертолет и как он летает.Это важные предварительные условия перед первым часом пробного полета. Информация разделена на разные области.
Видео — Самолет на вертолете
Кроме того, мы рекомендуем видео для ознакомления с полетом на вертолете.
перейти к началу
Роторы шарнирные
Лопасти несущего винта первых вертолетов жестко соединялись с валом несущего винта. Это привело к неконтролируемому крену во время полета вперед, потому что из-за более высокой скорости движущаяся лопасть несущего винта создавала большую подъемную силу, чем отступающая лопасть.Это неоднократно приводило к сбоям в работе. Первым, кто представил качающиеся шарниры и поворотные шарниры, был Хуан де ла Сьерва со своими автожирами.
Современные современные роторные системы можно классифицировать следующим образом:
— Роторы шарнирные
— Роторы шарнирные
— Роторы без подшипников
Навесные роторные системы имеют механические откидные шарниры и поворотные соединения, а также подшипник для регулировки угла падения лопасти ротора (рис. 1).Эти петли очень тяжелы в обслуживании и, следовательно, дороги в уходе.
В бесшарнирной роторной системе механические откидные шарниры и поворотные соединения заменены соответствующим образом гибкими материалами в основании лопасти, которые допускают колебательные и вращательные движения (рис. 2). Это стало возможным с изобретением пластика. БО-105 был первым вертолетом с такой несущей системой.
Ротор без подшипников не имеет механических откидных шарниров и поворотных шарниров, а подшипник для регулировки угла атаки также заменен на эластомерный подшипник.Поскольку обычные механические подшипники не используются, техническое обслуживание может быть значительно сокращено. На основание лопасти ротора действуют большие силы, поэтому ротор без подшипников с эластомерным подшипником подходит только для небольших вертолетов. Эта система была представлена Aerospatial с ротором Spheriflex.
Также полужесткие системы можно отнести к навесным роторным системам (рис. 3). Используется только для вертолетов с двумя лопастями несущего винта. Лопасти соединены с мачтой ротора посредством своего рода коромысла, который позволяет совершать колебательные движения.Вращающиеся соединения для этой системы не требуются.
Прежде чем говорить об аэродинамике вертолетов, мы сначала должны ввести несколько основных принципов аэродинамики.
Чтобы оторвать от земли летательные аппараты «тяжелее воздуха», вверх должна действовать сила, которая как минимум равна массе самолета. Эта сила называется подъемной силой и создается крыльями.
Поперечные сечения крыльев имеют определенную форму, профиль.В зависимости от желаемых летных качеств самолета существует ряд различных типов профилей.
Когда крыло движется вперед, профиль разделяет воздушный поток на верхнюю и нижнюю части (Рис. 1).
Abb. 1
Поскольку воздух вытесняется кривизной профиля, ему приходится преодолевать «большее расстояние», что увеличивает скорость потока. Законы гидродинамики (уравнения Бернулли) гласят, что увеличение скорости потока приводит к снижению давления.На верхней поверхности крыла создается «тяга» (рис. 2). Поскольку верхняя и нижняя стороны профиля имеют разную кривизну, создается разное «натяжение».
Abb. 2
В случае симметричного профиля (на рисунке показан полусимметричный) отрицательное давление в нижней части крыла равно давлению в верхней части. Эти чисто аэродинамические силы недостаточны для подъема самолета. Крыло должно быть слегка изогнутым в воздушном потоке (угол атаки), чтобы воздух вытеснялся вниз и создавалось положительное давление в нижней части крыла, что увеличивало общую подъемную силу (рис. 3).
Abb. 3
Угол атаки / завихрения
Этот угол атаки дополнительно вызывает увеличение отрицательного давления на верхней стороне, потому что воздуху нужно преодолевать еще большее расстояние и, таким образом, ускоряется еще больше.
Но из-за угла наклона крыла также увеличивается сопротивление воздуха, которое приходится компенсировать большей мощностью тяги.
Обычно считается, что подъемная сила увеличивается с увеличением скорости самолета.Но при этом увеличивается и сопротивление воздуха. По этой причине самолеты, которые летают только медленно, обладают толстыми профилями, тогда как для очень быстрых самолетов тонких профилей достаточно для создания подъемной силы. Однако скорость и угол атаки нельзя увеличивать бесконечно, потому что воздушный поток на верхней стороне может заглохнуть. Это означает, что воздух больше не течет по профилю, а образует турбулентные потоки (рис. 4).
Сначала завихрения образуются на задней кромке. При дальнейшем увеличении угла атаки в направлении передней кромки образуется все больше и больше завихрений, пока подъемная сила не становится недостаточной для удержания самолета в воздухе.Это состояние известно как сваливание и в основном возникает, когда самолет летит слишком медленно.
Как только воздушный поток снова плавно повторяет профиль, снова создается необходимая подъемная сила, и самолет снова может летать.
Abb. 4
Вертолеты принципиально отличаются от самолетов. Хотя аэродинамические силы также играют роль в полете вертолетов, их труднее вычислить и объяснить. Основная причина в том, что вращение роторов создает дополнительные силы, которых нет в случае самолетов.
В случае крылатого самолета движущая сила обеспечивается винтом или реактивным двигателем (за исключением планеров). Подъемная сила создается крыльями, а самолет управляется закрылками, рулями направления и оперением (рис. 5).
Abb. 5
У вертолетов дело обстоит иначе. Вращающиеся роторы создают подъемную силу, подобную крылу, и ускоряют поток воздуха вниз. Это достигается за счет одновременного увеличения угла падения (угла между лопастью несущего винта и продольной осью вертолета) и, таким образом, также угла атаки всех лопастей несущего винта.Это называется коллективным шагом. Воздух «выдувается» вниз, как вентилятор, общая подъемная сила увеличивается, и вертолет начинает набирать высоту. Для движения автомобиля вперед «только» плоскость ротора должна быть наклонена вперед так, чтобы воздушный поток слегка «сдувался» назад ротором (рис. 6).
Abb. 6
Управление полетом вертолета
Управление полетом вертолета работает по тому же принципу. Плоскость лопасти несущего винта наклонена в желаемом направлении полета.Это звучит просто, но на самом деле это очень сложный аэродинамический процесс (мы вернемся к этому позже). К сожалению, третий закон Ньютона гласит, что каждое действие вызывает реакцию. Это приводит к тому, что корпус вертолета начинает поворачиваться в направлении, противоположном направлению вращения несущего винта. Чтобы этого не происходило, на большинстве вертолетов есть второй, вертикально вращающийся ротор, хвостовой винт, который компенсирует этот крутящий момент (рис. 7). С этим рулевым винтом вертолет может управляться по оси рыскания во время зависания.
Конструкции с двумя противоположно вращающимися несущими винтами не создают крутящего момента на корпусе, соответственно. два главных ротора компенсируют друг друга.
Abb. 7
В отличие от самолетов, вертолеты могут летать вперед, вбок и назад, а также могут стоять в воздухе. Это возможно, потому что лопасти несущего винта вращаются, и, таким образом, воздух постоянно течет и обеспечивает необходимую подъемную силу. В случае самолета подъемная сила создается только тогда, когда достигается достаточно высокая скорость движения вперед.
Чтобы объяснить полет в режиме зависания, мы для простоты будем рассматривать ротор как диск, а не рассматривать силы, действующие на лопасти одного несущего винта. Это возможно, поскольку аэродинамические силы более или менее симметрично распределены по диску ротора.
Для удержания вертолета в воздухе подъемная сила должна быть равна его массе (рис. 8).
Abb. 8
Если теперь одновременно увеличить угол атаки всех лопастей несущего винта с общим шагом, скорость нисходящего потока воздуха через диск ротора увеличивается, создается большая подъемная сила и вертолет начинает подниматься вертикально (Рис. 9).
Если угол атаки уменьшается, общая подъемная сила уменьшается, и вертолет начинает снижаться (Рис. 10).
Abb. 09
Abb. 10
Вращение несущего винта
Из-за вращения главного ротора создается крутящий момент, который приводит к вращению корпуса противоположно направлению вращения главного ротора. Это незапрошенное вращение регулируется вертикальным рулевым винтом (рис. 11). Чем больше мощность несущего винта, тем больше крутящий момент, и, следовательно, хвостовой винт должен быть достаточно мощным для корректировки крутящего момента.
Поскольку хвостовой винт создает горизонтальную тягу, вертолет имеет тенденцию двигаться в соответствующем направлении. Это направление зависит от направления вращения несущего винта.
Abb. 11
Стационарный парящий полет боковым смещением
Это боковое смещение, в свою очередь, должно корректироваться несущим винтом. Воздушный поток, также называемый нисходящей струей, направляется немного вопреки направлению смещения, так что вертолет сохраняет устойчивый полет в режиме зависания.
Abb. 12
Парение вне зоны действия земли
У многих вертолетов силы несущего винта и хвостового винта не действуют в одной и той же горизонтальной плоскости. По этой причине возможно, что парящий полет будет не горизонтальным, а слегка наклонным. Если он наклоняется влево или вправо, это опять же в первую очередь зависит от направления вращения основного ротора (Рис. 12).
Обычно полет в режиме зависания требует большей мощности, чем полет вперед.Важным фактором производительности является плотность воздуха. Чем плотнее воздух, тем меньше требуемая мощность и больший вес может нести вертолет. Поскольку плотность воздуха уменьшается с увеличением высоты, необходимо уменьшить вес вертолета, чтобы он оставался в режиме зависания. Обычно также считается, что чем выше температура окружающей среды и высота, тем меньше грузоподъемность вертолета.
Еще одним фактором, влияющим на производительность, является промывка вниз.Состояние, когда воздушный поток может беспрепятственно удаляться, называется эффектом зависания над землей (OGE, рис. 13).
Abb. 13
На воздушной подушке — для стационарного зависания
Состояние, когда вертолет зависает близко к земле, называется зависанием с эффектом земли (IGE). Нисходящая струя, которую необходимо отводить сбоку, создает своего рода воздушную подушку (рис. 14). Таким образом, вертолету требуется меньше мощности для стационарного зависания.
Чем выше высота вертолета, тем меньше влияние земли.На высоте ок. В 1,5 раза больше диаметра ротора, заземления больше нет. Кроме того, на эффект грунта сильно влияет характер грунта и особенно его уклон. Если уклон более крутой, нисходящий поток может лучше стекать, и, следовательно, влияние грунта будет менее сильным.
Abb. 14
Пожалуй, самым большим преимуществом вертолетов является то, что они могут как парить в одном месте, так и лететь вперед. Переход от зависания к полету вперед является аэродинамически и механически чрезвычайно сложным процессом.Для простоты мы будем рассматривать ротор как диск, а не исследовать аэродинамические условия на одинарных лопастях ротора.
Как уже упоминалось, ротор ускоряет воздух вниз во время зависания (Рис. 15). Для перехода на прямой полет весь диск несущего винта должен быть наклонен вперед.
Abb. 15
Из-за наклона вперед воздух ускоряется не вертикально вниз, а назад (Рис. 16).Тем самым вертолет начинает движение вперед. Но поскольку подъемная сила больше не действует вертикально вверх, пилот немного увеличил мощность во время фазы ускорителя, чтобы достичь правильного соотношения подъемной силы и веса.
Abb. 16
Вращение ротора вызывает различную скорость потока на лопастях ротора. Лопасть несущего винта, которая движется вперед (в направлении полета), называется продвигающейся лопастью, а та, которая движется назад, называется возвращающейся лопастью (Рис. 17).
Abb. 17
Скорость продвигающейся лопасти
Расход зависит от скорости прямого полета, скорости вращения ротора и диаметра ротора. Если предположить, что вертолет движется вперед со скоростью 200 км / ч и имеет скорость конца лопасти 750 км / ч, на роторе возникают следующие условия:
Подвижный отвал достигает эффективной скорости конца отвала 950 км / ч (750 +200). Эта скорость уже близка к скорости звука.У основания лопасти достигается скорость потока более 200 км / ч (рис. 18).
Abb. 18
Скорость отступающего клинка
Отступающее лезвие, с другой стороны, имеет эффективную скорость конца лезвия только 550 км / ч (750 — 200). Скорость потока уменьшается с уменьшением расстояния до центра вращения. Вокруг основания лопасти может даже возникнуть ситуация, когда лопасть подается сзади и, следовательно, не может обеспечивать подъемную силу в этой области (Рис. 19).
Abb.19
Как известно, величина подъема зависит от скорости потока и угла атаки (кроме типа профиля). Чтобы достичь достаточно постоянных условий подъема всего диска ротора, необходимо постоянно изменять угол атаки во время вращения лопасти, поскольку скорость потока также постоянно изменяется. Эта регулировка угла атаки называется циклическим шагом.
Максимальная скорость полета современных вертолетов составляет ок. 400 км / ч. Выше этой скорости большие части продвигающейся лопасти будут находиться в сверхзвуковом диапазоне, и большая часть отступающей лопасти будет остановлена.Нет профиля крыла, который мог бы покрыть такой большой диапазон скоростей.
перейти к началу
Авторотация
Автоповорот при поломках
Чтобы поддерживать постоянный приток к лопасти ротора, ротор должен постоянно вращаться. Но что происходит, когда электричество — по каким-либо причинам — выходит из строя?
Поскольку из-за общего шага лопасти несущего винта имеют относительно большой угол атаки во время полета вперед и создают соответственно большое сопротивление воздуха, скорость вращения несущего винта быстро падает без мощности.Тем самым теряется и необходимая подъемная сила, и вскоре вертолет потерпит крушение.
К счастью, это звучит намного драматичнее, чем есть на самом деле. Подобно планирующему полету самолета, у вертолета есть так называемое авторотация. Если во время полета мощность ротора пропадет, пилот немедленно уменьшит общий угол падения лопастей, и вертолет начнет снижаться. В то же время за счет уменьшения угла атаки сопротивление воздуха на лопастях ротора значительно снизится.
Abb. 20
Как показано на рис. 20, воздух теперь течет через ротор не вниз, а вверх. Из-за аэродинамических условий, о которых мы поговорим более подробно позже, скорость вращения в этом состоянии можно поддерживать постоянной. Чтобы объяснить события во время авторотации, мы больше не должны рассматривать ротор как диск, а вместо этого исследовать события на отдельных лопастях ротора. Чтобы сделать это, мы сначала рассмотрим условия во время прямого полета с двигателем (рис. 21).
Abb. 21
Для профиля полета подъемная сила всегда действует вертикально по отношению к притоку, а сопротивление воздуха действует в той же плоскости, что и приток. Поскольку приток вертолета состоит из горизонтальной (вращение ротора) и вертикальной составляющих (воздушный поток сверху или снизу), мы говорим об относительном притоке в случае лопасти несущего винта. Поскольку боковые части лопасти ротора вращаются с большей скоростью, но вертикальный компонент остается более или менее постоянным, относительный приток постепенно изменяется по длине лопасти.По этой причине Рис. 21 действителен только для небольшой части лезвия. Также угол атаки (угол между хордой и относительным притоком) постепенно уменьшается по длине лезвия изнутри.
Для объяснения авторотации ротор будет разделен на три части. Для простоты сначала рассмотрим вертикальное авторотацию, которое происходит при вертикальном снижении вертолета (рис. 22).
Abb. 22
В этом случае области распределены симметрично по диску ротора.Таким образом, только движущая сила отвечает за вращение ротора. Ближе к центру скорость потока настолько мала, что лопасти ротора останавливаются.
Чтобы объяснить, как возникают эти области, мы должны более подробно изучить аэродинамические условия на одной лопасти ротора.
В двигательной зоне общие аэродинамические силы действуют перед осью вращения ротора. Таким образом создается сила, приводящая в движение ротор.
Abb. 23
Если аэродинамические силы действуют точно на ось вращения, скорость движения остается постоянной.
Abb. 24
В зоне разрыва суммарные силы действуют за осью вращения, что означает торможение ротора.
Abb. 25
Все вертолеты сконструированы таким образом, что существует баланс между движущей силой и зоной торможения. Этот баланс должен быть обеспечен при вертикальном спуске до определенной скорости движения вперед. При авторотации некоторые вертолеты ограничены в максимальной скорости движения вперед. Это связано с тем, что двигательная зона смещается с увеличением скорости (рис. 26).Это смещение всегда происходит в направлении отступающего лезвия.
Abb. 26
Если в этой ситуации скорость движения вперед увеличивается, пропульсивная зона смещается дальше вправо, что приводит к тому, что зона торможения становится больше, чем движущая зона, так что скорость вращения больше не может поддерживаться постоянной.
Обычно при авторотации сохраняется определенная скорость движения вперед. Чтобы обеспечить безопасную посадку, эту скорость нужно максимально снизить. Это делается при посадке на ракету.Ближе к земле пилот тянет нос вверх, так что спуск становится менее крутым и скорость уменьшается. Таким образом, ротор может получить больше энергии (увеличивается скорость вращения), и вертолет может совершить почти нормальную посадку. Это звучит очень просто, но на самом деле это сложный маневр для пилота.
Как уже упоминалось, воздух ускоряется вниз через ротор во время устойчивого полета в режиме зависания. Скорость воздушного потока не постоянна по длине лопасти (рис. 27).
Abb. 27
Состояние вихря или вихревого кольца
Состояние вихря или вихревого кольца создается, когда вертолет находится на снижении или в медленном прямом полете с высокой скоростью снижения. Скорость снижения должна быть выше 500 футов / мин (2,5 м / сек), а скорость движения вперед — ниже так называемой переходной зоны. Кроме того, ротор должен приводиться в движение двигателем. Эти условия возникают в основном при заходе на посадку с крутым попутным ветром.
Из-за скорости спуска создается воздушный поток, противодействующий нисходящей струе (рис. 28).
Abb. 28
Таким образом, воздух ускоряется вниз во внутренней части плоскости ротора, но немедленно переносится обратно вверх этим потоком воздуха (Рис. 29).
Abb. 29
Воздух снова всасывается сверху и, таким образом, создается замкнутая цепь, состояние вихревого кольца (Рис. 30). В этом состоянии вертолет начинает снижаться еще быстрее, даже при увеличении мощности.Хотя вертолет все еще управляем, возможны сильные вибрации.
Abb. 30
Вихрь можно остановить двумя способами:
Первый — перейти на прямой полет, потому что тогда поток вниз рассеивается назад, и в ротор может подаваться «свежий воздух» сверху. Эта опция используется, когда вихрь возникает близко к земле, например. при заходе на посадку.
Второй вариант — переключиться на авторотацию, чтобы поток воздуха сверху прекратился, а ротор проходил только снизу (как при обычном авторотации).
В любом случае пилот должен очень быстро реагировать после возникновения вихря, потому что из-за огромной скорости снижения высота может стать слишком низкой, чтобы остановить вихрь.
Контроль
Вертолет имеет три входа управления полетом. Циклический стик, или просто циклический, используется во время зависания для направления вертолета влево, вправо, вперед или назад. Во время прямого полета циклический переключатель используется для запуска поворотов или наклонов вверх и вниз. С помощью педалей вертолет можно поворачивать по оси рыскания во время зависания, а вместе с ним пилот управляет подъемом и спуском во время зависания и, вместе с циклическим управлением, скоростью во время полета вперед (рис. 1).
Рис 1
Угол падения лопастей ротора
В каждом вертолете циклический двигатель управляется правой рукой, а коллективный — левой. Ноги используются для управления рулевым винтом с помощью педалей. Из-за нестабильности вертолета циклический выключатель нельзя отпускать во время полета, если вертолет не оборудован системой автоматической стабилизации.
С элементами управления полетом (циклическим, коллективным и педалями) угол падения на несущий винт соотв.Рулевой винт регулируется механически. Угол падения — это угол между определенной осью вдоль вертолета и положением профиля лопасти несущего винта. С другой стороны, угол атаки — это угол между профилем лопасти ротора и набегающим потоком воздуха. Это означает, что, регулируя угол падения с помощью элементов управления полетом, изменяется также угол атаки и, следовательно, подъемная сила.
Когда пилот тянет коллектив вверх, угол атаки (и, следовательно, углы атаки) всех лопастей винта увеличивается на такую же величину.Таким образом, общая подъемная сила увеличивается, и вертолет начинает подниматься. Соответственно, угол падения уменьшается, когда пилот толкает коллектив вниз (рис. 2).
Рис 2
Когда циклический двигатель перемещается вперед, угол наклона лопастей ротора непрерывно изменяется в течение одного оборота. Из-за переменной подъемной силы плоскость лопастей ротора наклонена вперед. Естественно, самолет наклоняется назад, когда пилот тянет циклический подъемник назад (рис. 3).
Рис 3
Соответствующие события происходят, когда пилот толкает циклический переключатель вправо или влево (рис. 4).
Рис 4
С помощью педалей угол наклона всех лопастей рулевого винта регулируется вместе (аналогично тому, как коллектив регулирует лопасти несущего винта). Тем самым уменьшается или увеличивается тяга рулевого винта (Рис. 5).
Рис 5
Однако угол есть всегда. Когда пилот задействует один из элементов управления полетом, ему всегда необходимо настроить два других.Как мы видели, пилот должен тянуть коллектив вверх, когда он хочет подняться во время зависания. Это вызывает увеличение крутящего момента из-за более широкого угла атаки лопастей ротора (и, следовательно, большего сопротивления воздуха). При этом вертолет начинает вращаться по оси рыскания, которую необходимо регулировать с помощью рулевого винта. Поскольку хвостовой винт теперь создает большую боковую тягу, боковое смещение вертолета увеличивается, и его необходимо регулировать с помощью циклической тяги.
Можно было подумать, что вертолет сейчас стабильно парит. Но, к сожалению, это не так. Из-за влияния окружающей среды (в частности, ветра) и непостоянной турбулентности вокруг вертолета, пилоту всегда необходимо подстраиваться с помощью входных сигналов управления полетом, чтобы поддерживать вертолет в стабильном полете в режиме зависания. Большая проблема — правильно координировать все эти небольшие корректировки. Только когда пилот, проходящий обучение, не должен больше думать о том, какой элемент управления использовать, он сможет постоянно поддерживать вертолет в достаточно стабильном полете в режиме зависания.Некоторое время (вместе с несколькими капельками пота) требуется, чтобы тренировать этот автоматизм.
Для управления вертолетом требуются тяги управления, коленчатые рычаги и тросы управления от элементов управления полетом до автомата перекоса (соответственно, до рулевого винта) (рис. 6).
Рис 6
Самым важным элементом управления полетом является автомат перекоса. Он расположен вдоль оси ротора, прямо под несущим винтом, и отвечает за перевод входных сигналов управления полетом в движение лопастей несущего винта.Он состоит из двух частей: неподвижной автомата перекоса и вращающегося диска автомата перекоса. Стационарная или внешняя часть соединена с циклической через тяги управления и коленчатые рычаги. Вращающаяся или внутренняя часть соединена с каждой отдельной лопастью ротора. Когда наклонная шайба наклоняется вперед или в сторону с циклическим наклоном, угол падения каждой лопасти ротора изменяется за один оборот (циклическое управление лопастями). Когда пилот тянет коллектив вверх, вся наклонная шайба перемещается вверх, и одновременно увеличивается угол атаки всех лопастей несущего винта (коллективное управление лопастями).Этот принцип работает независимо от количества лопастей ротора (рис. 7).
Рис 7
В вертолетах меньшего размера рулевое управление обычно поддерживается гидравлическими серводвигателями для уменьшения усилий пилота. В вертолетах среднего и большого размера силы, действующие на наклонную шайбу, настолько велики, что чисто механическое рулевое управление (только с помощью тяги управления и коленчатых рычагов) больше невозможно без гидравлической поддержки.
Рис 8
Рулевое управление рулевым винтом работает в основном так же.Существенная разница в том, что для этого требуется только коллективное управление лопастями. Педали в кабине соединены с так называемым крестовиной через тяги управления, коленчатые рычаги и тросы управления. Крестовина передает управляющие импульсы на лопасти рулевого винта, аналогично наклонной шайбе и несущему винту. Также здесь применяется то, что большие силы действуют на хвостовые винты больших вертолетов, и поэтому потребность в гидравлической поддержке больше (рис. 8).
NOTAR (NO TAil Rotor) — это вертолет с несущим винтом, но без рулевого винта.Эта технология была разработана и запатентована McDonnell Douglas (MD-Helicopters). Основным преимуществом этой системы является отсутствие опасности вращения хвостового винта. Также значительно снижен уровень шума вертолета. Хвостовые винты обычных вертолетов производят большую часть шума.
Концепция NOTAR на самом деле довольно проста. Часть промывки несущего винта вниз проходит через хвостовую балку, а затем с помощью вентилятора. Теперь воздушный поток проходит через хвостовую балку и выходит в конце через поворотные сопла.Эти форсунки управляются педалями и позволяют регулировать крутящий момент и вращение вертолета вокруг оси рыскания (рис. 9).
Рис 9
Этот эффект в основном поддерживается особой формой и дополнительными аварийными форсунками вдоль хвостовой балки. Поскольку воздушный поток выходит только с одной стороны, поток воздуха направляется в сторону и ускоряется. Таким образом создается боковой аэродинамический подъемник (рис. 10). С помощью этой небольшой уловки круглое тело может приобрести свойства нормального профиля крыла.
Рис 10
Эта система используется в основном для рулевого управления во время зависания и медленного полета вперед. В полете на ускоренной скорости вращение вертолета происходит по оси рыскания с помощью вертикально расположенных боковых рулей. Управление осью рыскания также работает во время авторотации, поскольку вентилятор, создающий необходимую скорость воздушного потока, механически соединен с главной передачей.
С одобрения hubschrauber.li
AH-64 Архивы Apache — Этот день в авиации
AV-02, второй прототип усовершенствованного ударного вертолета Hughes YAH-64, 74-22248, совершает первое свободное зависание в аэропорту Паломар, Калифорния, 30 сентября 1975 года.(Boeing)30 сентября 1975 года: в аэропорту Паломар (CRQ), Карлсбад, Калифорния, главный летчик-испытатель вертолетной компании Hughes Роберт Джордж («Боб») Ферри (LTC, USAF, в отставке) и Рэли Эллсуорт («Бад») Флетчер совершил первый полет прототипа усовершенствованного ударного вертолета YAH-64, серийный номер армии США 74-22248. Этот самолет был вторым из трех прототипов, построенных Hughes, и был обозначен компанией как AV-02. АВ-01 был прототипом для наземных испытаний, а АВ-02 и АВ-03 (74-22249) использовались для летных испытаний.Первый полет состоялся за день до первого полета конкурента Bell YAH-63.
Роберт Дж. Ферри, пилот-испытатель Chieft, Hughes Helicopters.YAH-64 был разработан как двухместный двухдвигательный штурмовик. Пилоты сидят в тандемной конфигурации, как более ранний Bell AH-1G Huey Cobra. Прототип имел длину 57,50 футов (17,526 метра) с вращающимися роторами, а длина фюзеляжа — 49,42 футов (15,063 метра). Общая высота 12,07 футов (3,679 метра). Полностью шарнирный несущий винт с четырьмя лопастями вращается против часовой стрелки, если смотреть сверху (продвигающаяся лопасть справа), и имеет диаметр 48.00 футов (14,630 метров). Он вращается со скоростью 289 об / мин, что дает лопасти скорость кончика 726,36 фута в секунду (211,70 метра в секунду). В главном роторе используются эластомерные демпферы опережения / запаздывания, а лопасти удерживаются ламинированными V-образными «стяжными ремнями» из нержавеющей стали, которые являются гибкими, что позволяет лопастям колебаться и флюгировать. Несущий винт установлен на полой статической мачте с концентрическим приводным валом внутри.
Четырехлопастный хвостовой винт необычен тем, что лопасти расположены не равномерно с интервалами 90 ° , а под углами 55 ° и 125 ° .Это позволяет значительно снизить уровень шума. Хвостовой винт установлен на левой стороне пилона в конфигурации толкателя и вращается по часовой стрелке, если смотреть слева от вертолета (продвигающаяся лопасть находится ниже оси вращения). Он имеет диаметр 8,33 фута (2,539 метра) и вращает 1411 об / мин. (конечная скорость, 727,09 футов в секунду / 221,62 метра в секунду).
Короткое крыло обеспечивает дополнительную подъемную силу при прямом полете и может нести различные комбинации управляемых ракет и реактивных снарядов.Его пролет составляет 16,33 фута (14,977 метра).
Габаритная диаграмма прототипа усовершенствованного ударного вертолета Hughes YAH-64, конфигурация опытно-конструкторского испытания 1. (Hughes Helicopter Company)В исходной конфигурации YAH-64 имел «Т-образное хвостовое оперение» с горизонтальным стабилизатором, прикрепленным к верхней части пилона рулевого винта. Это вызвало нежелательные изменения угла тангажа во время летных испытаний и было изменено в последующих опытных образцах YAH-64A.
Прототип Hughes Helicopters YAH-64, 74-22248.(Общество вертикального полета)YAH-64 был оснащен двумя прототипами турбовальных двигателей General Electric YT700-GE-700. Они были рассчитаны на 1536 лошадиных сил на валу при 20000 об / мин на уровне моря в стандартный день. Вертолет перевозил топливо в двух внутренних баках общей емкостью 353 галлона (1336,25 литра). Это дало двум прототипам время автономной работы 2 часа 42 минуты.
Два летных испытательных самолета, 74-22248 и его родственный корабль 74-22249, были предметом обширных летных испытаний летом 1976 года.В то время YAH-64 имел вес пустого 10 495 фунтов (4 760 кг), загруженный вес 12 242 фунта (5 553 кг) и максимальный вес брутто 17 900 фунтов (8 119 кг).
Два самолета YAH-64 были испытаны на базе ВВС Эдвардс и на близлежащей испытательной станции военно-морской артиллерии Чайн-Лейк. Дополнительные испытания проводились в Бишопе, Калифорния (высота 4120 футов / 1256 метров) и Койот-Флэтс (9 500 футов / 2896 метров).
Предсерийный самолет YAH-64A Apache в полете, около 1982 года.(Армия США)Вертолет мог зависать вне зоны влияния земли (HOGE) с максимальной полной массой на высоте 5350 футов (1631 метр) при температуре окружающей среды 95 ° F (35 ° ° C). При зависании от земли на высоте 4000 футов он мог подниматься по вертикали со скоростью 184 фута в секунду (56,1 метра в секунду). На максимальной продолжительной мощности его крейсерская скорость в горизонтальном полете составляла 141 узел, что немного меньше, чем требуется для армии. С одним неработающим двигателем потолок вертолета составлял 4750 футов (1448 метров).Разница в высоте с левым и правым двигателями составляла 100 футов.
На YAH-64 устанавливалась 30-мм автоматическая пушка Hughes XM 230 Chain Gun с боезапасом 90 снарядов. Скорострельность орудия была регулируемой, на прототипе она составляла 535 выстрелов в минуту.
AH-64A Apache был одобрен к серийному производству в 1982 году. В 1984 году компания Hughes Helicopter Company была куплена McDonnell Douglas и переименована в McDonnell Douglas Helicopter Company. Завод по производству ударных вертолетов Apache, а также других гражданских и военных вертолетов был открыт в Месе, штат Аризона.В 1997 году MDHC была приобретена компанией Boeing.
937 ударных вертолетов AH-64A было построено в период с 1984 по 1997 год, когда в производство поступил улучшенный AH-64D Apache Longbow. Многие AH-64A были преобразованы в конфигурацию AH-64D. Построено более 2000 апачей. Хотя большинство из них предназначались для армии США, они летают как минимум в 14 других стран.
Hughes YAH-64, 74-22248, находится в коллекции Музея авиации армии США, Озарк, Алабама.
AH-64D Apache Longbow 99-05097 над Ираком, 2005 г.Первоначально этот самолет назывался AH-6A Apache 84-24287, а затем был переоборудован в конфигурацию Longbow в Месе, штат Аризона. (TSGT Энди Данауэй / Армия США)© 2016, Брайан Р. Свопс
byTransonic Aerodynamics and the Helicopter Rotor
Abstract
Тот факт, что винты вертолетов сталкиваются с проблемами трансзвукового аэродинамического потока, был признан в течение нескольких лет, и с этой реализацией в последние годы была проведена значительная деятельность по изучению способов улучшения несущего винта. производительность за счет сечения лопасти и конструкции наконечника [1–12].Исследования в области трансзвуковой аэродинамики, как правило, были нацелены в основном на самолеты с неподвижным крылом, но область конструирования винта дала особенно плодотворную область для применения полученных знаний и достижений. Специалисты в данной области не могут полностью оценить этот конкретный выход для трансзвуковых аэродинамических достижений, поэтому в данной статье рассматривается то, каким образом эти достижения приводят к революции в конструкции ротора. До недавнего времени винты многих серийных вертолетов имели лопасти постоянного симметричного сечения (обычно профиль NACA 0012).Теперь вертолеты летают с лопастями изогнутого сечения, с изменением размаха, а также с новаторскими формами в плане. Оптимальная геометрия лопасти для данного вертолета может быть получена только в том случае, если хорошо изучены его характеристики в трансзвуковом потоке.
Ключевые слова
Число Маха Прямая скорость трансзвукового потока Секция лопастей Винт вертолетаЭти ключевые слова были добавлены машиной, а не авторами. Это экспериментальный процесс, и ключевые слова могут обновляться по мере улучшения алгоритма обучения.
Это предварительный просмотр содержимого подписки,
войдите в, чтобы проверить доступ.
Предварительный просмотр
Невозможно отобразить предварительный просмотр. Скачать превью PDF.
Ссылки
1.
Дриес Дж. М.: Конструкция несущего винта высокоскоростного вертолета. 19-й ежегодный национальный форум Американского вертолетного общества (1963 г.).
Google Scholar2.
Norman, D.C .; Сомсель, Дж. Р.: Определение эффектов сжимаемости лопастей винта вертолета — предсказание vs.летные испытания. 23-й ежегодный национальный форум Американского вертолетного общества (1967 г.).
Google Scholar3.
Tanner, W.H .; Van Wyckhouse, J.F .; Cancro, P .; МакКлауд III, Дж .: Несущий винт вертолета на высоких числах Маха. 23-й ежегодный национальный форум Американского вертолетного общества (1967 г.).
Google Scholar4.
Davenport, F.J .; Фронт, И.В .: Профили несущих винтов вертолетов — переосмысление. 22-й ежегодный национальный форум Американского вертолетного общества (1966 г.).
Google Scholar5.
Спайви Р.Ф .: Аэродинамика кончика лезвия — эффекты профиля и формы в плане. 24-й ежегодный национальный форум Американского вертолетного общества (1968 г.).
Google Scholar6.
Грегори, Н .: Обсуждение статьи «Аэродинамический этюд элемента бледного геликоптера». Дополнение к AGARD CP 22 «Гидродинамика самолета с опорой на ротор и вентилятор на дозвуковых скоростях», сентябрь 1967 г.
Google Scholar7.
Gregory, N .; Уилби П.Г .: NPL 9615 и NACA 0012 — сравнение аэродинамических данных. АРК КП № 1261 (1973).
Google Scholar8.
Pearcey, H.H .; Wilby, P.G .; Riley, M.J .; Братство, П .: Получение и проверка нового профиля ротора на основе явлений потока: исследования Aerofoil и летные испытания. AGARD CP № 111 по аэродинамике поворотных крыльев (1972).
Google Scholar9.
Wortmann, F.X .; Дрис, Дж.: Конструирование профилей роторов. Материалы 3-го симпозиума CAL / AVLAB, Буффало, штат Нью-Йорк, июнь 1969 г.
Google Scholar10.
Benson, R.G .; Dadone, L.U .; Гормонт, Р.Ф .; Колер, Г.Р .: Влияние профилей на границы флаттера сваливания шарнирных винтов вертолетов. 28-й ежегодный национальный форум Американского вертолетного общества (1972 г.).
Google Scholar11.
Reichert, G .; Вагнер С.Н .: Некоторые аспекты конструкции роторно-профильной формы.AGARD CP № 111 по аэродинамике вращающихся крыльев, сентябрь 1972 г.
Google Scholar12.
Dadone, L.U .; Фукусима, Тосиюки: Обзор целей проектирования усовершенствованных профилей несущего винта вертолета. Симпозиум Американского вертолетного общества по аэродинамической эффективности вертолетов, Хартфорд, США, март 1975 г.
Google Scholar13.
Робинсон, Ф .: Получено значительное увеличение тяги рулевого винта. Журнал Американского вертолетного общества, Vol. 17, вып.2, апрель 1972 г.
Google Scholar14.
Osborne, J .; Пирси, Х. Х .: Тип стойла с трансзвуковым потоком по передней кромке и задним разделением. AGARD CP № 83 (Геттинген) (1971 г.).
Google Scholar15.
Lock, R.C .; Уилби, П.Г., Пауэлл, Б.Дж .: Прогнозирование распределения давления на аэродинамической поверхности для докритических вязких течений. Ежеквартальный журнал Aeronautical, Vol. XXI, Часть 3, август 1970 г.
Google Scholar16.
Холл, М.ГРАММ.; Фирмин М.К.П .: Последние разработки в методах расчета трансзвуковых обтеканий крыльев. Документ ICAS 74/18 (1974).
Google Scholar17.
Янг, К. Прогнозирование характеристик зависания несущего винта вертолета с использованием заданного анализа следа. Технический отчет RAE 74078 (1974).
Google Scholar18.
Кларк Д.Р .: Могут ли роторы вертолетов быть сконструированы с низким уровнем шума и высокой производительностью? 30-й ежегодный национальный форум Американского вертолетного общества (1974 г.).
Google Scholar19.
20.
Ballhaus, W.F .; Карадонна, F.X .: Влияние формы в плане на трансзвуковой поток мимо кончиков ротора. AGARD CP № 111 по аэродинамике вращающихся крыльев, сентябрь 1972 г.
Google Scholar21.
Isom, M.P .; Карадонна, Ф.Х .: Дозвуковое и околозвуковое потенциальное обтекание лопастей винта вертолета. 10-е заседание AIAA по аэрокосмическим наукам. AIAA Paper 72-39, январь 1972 г.
Google Scholar22.
Caradonna, F.X .; Изом М.П .: Численный расчет нестационарного трансзвукового потенциального обтекания лопастей винта вертолета. 13-е совещание AIAA по аэрокосмическим наукам. AIAA Paper 75–168, январь 1975 г.
Google Scholar23.
Дж. Грант: Численное предсказание распределения сверхкритического давления по концевой части лопасти неподъемного ротора произвольной геометрии. Технический отчет RAE будет опубликован.
Google Scholar24.
Albone, C.М .; Холл, M.G .; Джойс, М.Г .: Численные решения для обтекания комбинаций крыло-корпус. Symposium Transsonicum, Göttingen, 1975.
Google Scholar
Информация об авторских правах
© Springer-Verlag, Berlin / Heidelberg, 1976
Авторы и аффилированные лица
- 1. Royal Aircraft Establishment
Farnborough, Ротор Лоупшир, Англия
Обороты винта — критически важный параметр для всех операций вертолета.Точно так же, как самолеты не будут летать ниже определенной скорости, вертолеты не будут летать ниже определенной скорости вращения винта. Безопасные диапазоны оборотов винта отмечены на тахометре вертолета и указаны в RFM. Если пилот допускает, чтобы обороты ротора упали ниже безопасного рабочего диапазона, вертолет находится в ситуации низких оборотов. Если частота вращения ротора продолжает падать, ротор в конечном итоге остановится.
Срыв ротора не следует путать с срывом лопасти при отступлении, которое происходит при высоких скоростях движения и на небольшой части кончика отходящей лопасти.Отход лопастей вызывает проблемы с вибрацией и управлением, но ротор по-прежнему способен обеспечивать достаточную подъемную силу, чтобы выдержать вес вертолета. Однако срыв ротора может произойти при любой воздушной скорости, и ротор быстро перестает производить достаточную подъемную силу для поддержки вертолета, что приводит к потере подъемной силы и быстрому снижению.
Рекомендации по летной грамотности Справочник Рода Мачадо «Как управлять самолетом» — Изучите основные основы управления любым самолетом.Сделайте летную подготовку проще, дешевле и приятнее. Освойте все маневры чек-рейда. Изучите философию полета «клюшкой и рулем». Не допускайте случайной остановки или вращения самолета. Посадите самолет быстро и с удовольствием.Сваливание ротора очень похоже на сваливание крыла самолета на малых скоростях. Крыло самолета зависит от воздушной скорости для создания необходимого воздушного потока над крылом, тогда как вертолет полагается на частоту вращения несущего винта. Когда воздушная скорость самолета уменьшается или скорость несущего винта вертолета замедляется, AOA лопасти крыла / несущего винта необходимо увеличивать, чтобы выдержать вес самолета.При критическом угле (около 15 °) воздушный поток над крылом или лопастями несущего винта разделяется и останавливается, вызывая внезапную потерю подъемной силы и увеличение лобового сопротивления (см. Главу 2, Аэродинамика полета). Пилот самолета выходит из сваливания, опуская нос, чтобы уменьшить AOA, и добавляя мощности, чтобы восстановить нормальный воздушный поток над крылом. Однако падающий вертолет испытывает восходящий воздушный поток через диск ротора, и результирующая АОА настолько высока, что даже полное опускание не восстановит нормальный воздушный поток.В вертолете, когда ротор глохнет, это происходит не симметрично, потому что любая прямая воздушная скорость будет создавать больший воздушный поток на продвигающейся стороне, чем на отступающей стороне. Это заставляет отступающее лезвие первым срываться, и его вес заставляет его опускаться, когда он движется назад, в то время как продвигающийся лезвие поднимается, когда оно движется вперед. В результате низко задняя лопасть и высокая передняя лопасть становятся быстрым наклоном диска ротора назад, иногда называемым «выдуванием назад» ротора или «откидыванием назад». Когда вертолет начинает снижаться, восходящий поток воздуха, действующий на нижние поверхности хвостовой балки и любые горизонтальные стабилизаторы, склоняет нос самолета вниз.Эти два эффекта в сочетании с любым задним циклом, когда пилот пытается удержать самолет в горизонтальном положении, позволяют лопастям несущего винта отталкиваться назад и контактировать с хвостовой балкой, в некоторых случаях фактически разрывая хвостовую балку. Поскольку хвостовой винт соединен с несущим винтом, на многих вертолетах потеря оборотов несущего винта также вызывает значительную потерю тяги хвостового винта и соответствующую потерю управляемости по курсу.
Клеванты вертолетов не подлежат восстановлению. На малой высоте срыв несущего винта приведет к аварии со значительным повреждением вертолета, а на высоте выше примерно 50 футов авария, вероятно, будет фатальной.Следовательно, необходимо раннее распознавание состояния низкой скорости вращения ротора и надлежащая техника восстановления.
Низкие обороты ротора могут возникать при отключении и включении питания. Во время полета с выключенным двигателем ситуация с низкими оборотами может быть вызвана невозможностью быстрого опускания коллектива после отказа двигателя или подъемом коллектива на слишком большую высоту над землей в нижней части авторотации. Однако более распространенными являются аварии с остановкой ротора при подаче питания. Это происходит, когда двигатель работает нормально, но пилоту требуется больше мощности, чем доступно, из-за слишком сильной тяги к коллективу.Это явление, известное как «перетяжка», может легко произойти на высотах с большей плотностью движения, когда двигатель уже развивает максимальную мощность, а пилот поднимает коллектив. Соответствующее увеличенное АОА лопастей требует большей мощности двигателя для поддержания скорости лопастей; однако двигатель не может производить дополнительную мощность, поэтому скорость лопастей уменьшается. Аналогичная ситуация может возникнуть при взлете тяжело нагруженного вертолета с ограниченного пространства. Другие причины состояния низкой скорости вращения ротора при включении включают в себя пилот, который неправильно выкручивает дроссельную заслонку на вертолетах, не оборудованных регулятором, или отказ регулятора на вертолетах, оборудованных таким образом.
По мере уменьшения числа оборотов в минуту мощность, которую может выдавать двигатель, также уменьшается. Мощность двигателя прямо пропорциональна его оборотам в минуту, поэтому 10-процентная потеря оборотов из-за перебега или одного из других сценариев, описанных выше, приведет к 10-процентной потере способности двигателя производить лошадиные силы, что сделает восстановление еще более медленным и трудным. чем это было бы в противном случае. С меньшей мощностью двигателя и меньшей подъемной силой из-за снижающихся оборотов ротора вертолет начнет успокаиваться.Если пилот поднимет коллектив, чтобы остановить стабилизацию, ситуация быстро подпитается сама собой, что приведет к срыву ротора.
Есть несколько способов, которыми пилот может распознать ситуацию с низкой частотой вращения ротора. Визуально пилот может не только увидеть уменьшение индикатора оборотов ротора, но и изменение крутящего момента приведет к рысканию; также будет заметно снижение шума двигателя, а на более высоких скоростях полета или в поворотах — усиление вибрации. Многие вертолеты имеют систему предупреждения о низких оборотах, которая предупреждает пилота о низкой частоте вращения несущего винта.