Повышение эффективности путевого управления одновинтовых вертолетов при выполнении авиахимических работ

УДК 629.735.45

ПОВЫШЕНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПУТЕВОГО УПРАВЛЕНИЯ ОДНОВИНТОВЫХ ВЕРТОЛЕТОВ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ АВИАХИМИЧЕСКИХ РАБОТ

В.В. ДУДНИК

Статья представлена доктором технических наук Никитиным И.В.

В данной работе представлены исследования эффективности многофункциональных гребней хвостовой балки одновинтового вертолета. Эти устройства, улучшающие управляемость воздушного судна на режиме малой скорости и согласно исследований авторов, могут использоваться также для снижения вибрации, приходящей от рулевого винта.

Ключевые слова: одновинтовой вертолет, управляемость на режимах малой скорости, гребни хвостовой балки.

Введение

Авиахимические работы, выполняемые с использованием вертолетов, отличаются высоким качеством, особенно в тех случаях, когда требуется максимальное покрытие растений. В этом вертолету помогает индуктивный поток несущего винта. Однако при этом особенностью выполнения полетов на опрыскивании являются полеты на скорости ниже крейсерской. На таких режимах эффективность рулевого винта одновинтового вертолета является невысокой, вследствие чего наблюдается перекос в путевом управлении - вертолет начинает разворачиваться гораздо быстрее в одну сторону, чем в другую. В некоторых случаях - при высокой загрузке и боковом ветре педали могут стать вообще на упор. Как известно рулевой винт одновинтового вертолета служит для того, чтобы компенсировать реактивный момент несущего винта и обеспечивать разворот вертолета. При полной нагрузке пилот увеличивает мощность. Увеличивающийся реактивный момент заставляет летчика увеличить шаг рулевого винта. При этом запас шага на управление снижается. В случае наличия бокового ветра, совпадающего по направлению с индуктивным потоком рулевого винта, рулевой винт должен парировать еще и это воздушное течение. При этом запас на управление может стать равным нулю.

В 1982 году во время Англо-Аргентинского конфликта британские вертолеты Си Кинг, обеспечивавшие действия сухопутных войск, столкнулись с проблемой невозможности перевозки людей и грузов при полной загрузке при наличии бокового ветра. Бригадой инженеров компании Westland helicopters было решено установить в верхней части по одному борту хвостовой балки гребень, который создавал на малой скорости ассиметрию обтекания хвостовой балки и приводил к повышению устойчивости летательного аппарата к боковому ветру. Решение, внедренное прямо на авианесущих кораблях, стало во многом спасительным и было тут же засекречено. Однако через несколько лет секретность была снята, а исследования были продолжены в Langley Research center NASA (США), где было решено установить два гребня вдоль силовых элементов хвостовой балки по одному борту: один в верхней части, один в нижней. В настоящее время «американские» двойные гребни предлагаются заказчикам дополнительными наборами, которые могут быть установлены в эксплуатирующей организации. «Английские» одиночные гребни устанавливаются штатно при производстве на все английские и итальянские вертолеты объединенной фирмы AgustaWestland (рис.1). Зарубежные исследования изменений характеристик вертолета на висении и на малых скоростях описаны в работах [4,5,6,7,8]. Согласно этим исследованиям после установки одиночного или двойного гребня может быть значительно улучшена граница путевого управления и уменьшена потребная мощность рулевого винта. Однако анализ этих работ показывает, что в этих исследованиях не рассмотрены возможности использования дополнительных функций.

Проведенные в инициативном порядке исследования на примере хвостовой балки вертолета Ми-2 подтвердили, что гребни имеют не только высокую аэродинамическую эффективность, но могут и эффективно бороться с вибрацией рулевого винта. Эксперименты проводились последовательно численным анализом, продувками в аэродинамической трубе и на борту экспериментального вертолета.

Максимальный управляющий момент, который может возникнуть при правом повороте (для российской системы направления вращения винтов) ограничен многими факторами. В первую очередь, это скорость движения, направление и скорость ветра, температура воздуха, барометрическое давление и высота над уровнем моря. Источником этого момента является рулевой винт вертолета, который изменением углов установки лопастей создает дополнительную силу на плече хвостовой балки. Увеличить величину путевого момента можно установкой дополнительных устройств - гребней, выполняющих роль интерцепторов, отрывающих индуктивный поток несущего винта от одной стороны хвостовой балки и создающий в результате разность давлений и сил на хвостовой балке, а в конечном счете и момент относительно несущего винта. Путевой момент в этом случае можно определить по следующей зависимости

где Мрв - момент, создаваемый рулевым винтом; Мреак - реактивный момент несущего винта; М8 - дополнительный путевой момент, создаваемый интерцепторами.

В качестве основного интерцептора, отрывающего поток, используется верхний гребень. Однако на некоторых углах обтекания его может быть недостаточно для гарантированного отрыва. Возврат потока к поверхности хвостовой балки приведет к уменьшению разности давлений между правым и левым бортом. Для предотвращения этого иногда используют нижний гребень. При значительной строительной высоте хвостовой балки может быть установлен третий гребень. Бесспорно, установка гребня приводит к увеличению сопротивления хвостовой балки индуктивному потоку несущего винта.

Величина дополнительного момента, созданного навесными устройствами, равна

Рис. 1. Одиночный и двойные гребни хвостовой балки вертолетов

Улучшение путевой управляемости на малой скорости

Му = Мрв-Мреак+М8,

где х1 и х2 - продольные координаты передней и задней границы интерцепторов; Сбок - коэффициент боковой силы, создаваемой интерцепторами; Ухб - скорость потока, обтекающего хвостовую балку; 8хб - характерная площадь; X - угол скоса потока.

Угол атаки ах в данном случае зависит от боковой составляющей скорости ветра. Для определения величины коэффициента боковой силы в зависимости от величины угла ах потребовалось проведение экспериментов в аэродинамической трубе.

Опыты проводились с уменьшенной моделью дифференцированного элемента средней части хвостовой балки вертолета. Для выполнения продувок было изготовлено две модели в масштабе 1:3.1. Для исключения влияния концевого перетекания потока на результаты экспериментов, по краям моделей устанавливались шайбы диаметром ёш=0.8ём. Уменьшение влияния поверхностного трения было достигнуто покрытием моделей мелкодисперсным лаком. Первая модель была геометрически подобна средней части хвостовой балки сельскохозяйственного вертолета Ми-2 стандартной конфигурации и представляла собой цилиндр с установленным впереди гаргротом.

По поверхности цилиндра с шагом 10° были нанесены отметки с указанием величины азимута. Вторая модель была в целом аналогична первой, однако имела установленные по одному

борту интерцепторы с угловым расположением ф1=54° и ф2=136,5° относительной высотой

0.07ём и 0.05ём. Аэродинамические весы, соединенные с узлами подвески, позволяли измерять подъемную силу, силу лобового сопротивления и аэродинамический момент.

В ходе эксперимента первоначально определялась зона автомодельности по постоянству коэффициента аэродинамического сопротивления Свр от числа Яе.

Для этого были выполнены продувки первой модели на разных скоростях с выдерживанием

постоянного угла атаки ам=0°.

После достижения Яе=1.3Х105 (У=8м/с) величина Свр оставалась практически постоянной.

Основные эксперименты были выполнены при Яе=1.97Х105 (У=12м/с).

Из полученных данных следовало, что на большинстве рабочих углов атаки установка двойных интерцепторов приводит к появлению существенной дополнительной величины боковой силы (рис. 2).

При этом коэффициент силы сопротивления также возрастает, однако это увеличение сравнительно небольшое. Для более детального анализа такого результата в ходе эксперимента на некоторых углах атаки измерялись давления в потоке, обтекающем дифференцированный элемент. После введения элементов, инициирующих отрыв потока, средняя линия тока сместилась вправо (в сторону интерцепторов, рис. 3), что вызвало преждевременный отрыв потока с левой

стороны (примерно на 15°).

Рис. 2. Продувка дифференцированного элемента в аэродинамической трубе и зависимость аэродинамического коэффициента боковой силы от угла атаки

Разрежение, вызванное обтеканием выпуклых поверхностей, смещается вперед по потоку, превращаясь при этом в подсасывающую силу (зона А).

Расчеты эффективности увеличения путевого управления проводились интегрированием параметров обтекания хвостовой балки, полученных после теоретического определения распределенных характеристик индуктивного потока на висении. Согласно расчетам, на висении со средней загрузкой вертолета Ми-2 гребни компенсируют до 22% реактивного момента несущего винта.

Рис. 3. Диаграмма распределения давления по поверхности хвостовой балки до установки гребней и после

В работе [5] даже при небольшой величине горизонтальной скорости данные продувок в аэродинамической трубе отличались от данных, полученных во время экспериментов на вертолете. Главным образом это вызвано огромной сложностью вихревой структуры индуктивного следа несущего винта. Очевидно, на это влияет и изменение угла скоса потока, описанное в работе [1]. Согласно с ней на небольших скоростях, в интервале от 0,05 м до 0,85 м изменение угла скоса потока НВ происходит неравномерно, а с некоторым провалом на величине т=0,35, то есть при достижении некоторой скорости происходит резкое сужение индуктивной струи и как следствие возрастание ее вертикальной скорости. На таком режиме эффективность влияния гребней хвостовой балки на путевую управляемость повышается. Начало провала зависит от величины нагрузки на несущий винт. Сельскохозяйственный вертолет во время полета может попадать в него неоднократно, так как его нагрузка на винт существенно меняется по мере выброса химикатов.

Г ашение вибрации на хвостовой балке

Рулевой винт является одним из источников вибрации на борту вертолета. При стационарных условиях полета основными источниками динамического нагружения втулки рулевого винта являются аэродинамические силы и массовый эксцентриситет лопастей рулевого винта, вызывающие как горизонтальные, так и вертикальные колебания. Через хвостовую балку эти виды вибрации передаются на центральную часть фюзеляжа, а по каналам путевого управления на педали летчика. В полете летчик вертолета Ми-2 ощущает колебания рулевого винта в виде "зудящей" тряски ног, причем их частота выше основной проходной частоты несущего винта, действующей на тело пилота. Во время выполнения разворотов вертолета, при которых рулевой винт движется в сторону своего индуктивного потока со скоростью 2-8 м/с, наблюдаются горизонтальные колебания рулевого винта со значительной амплитудой. Они вызваны нестабильностью режима вихревого кольца, возникающего при таком движении. Появление вихревого кольца рулевого винта ощущается в виде низкочастотных динамических толчков фюзеляжа. Сельскохозяйственный вертолет попадает в этот режим при каждом выходе на новую полосу обработки.

В ходе эксперимента демпфирование производилось на пути передачи вибрации от рулевого винта к центральной части фюзеляжа. Для этого использовались гребни, присоединенные к хвостовой балке через толстую вязкоупругую прокладку. В таком варианте гребни использовались как препятствующие распространению вибрации ребра жесткости. Условием эффективной работы ребер жесткости является превышение их длины над длиной волны проходящих через объект колебаний. Прокладка являлась упругодиссипативным элементом. Упрощенная схема деформации прокладки показана на рис.4 б. Превращение энергии изгибной волны в рассеянную тепловую энергию обусловлено внутренним трением материала прокладки.

Изменением углового местоположения гребней по контуру хвостовой балки можно эффективнее влиять на демпфирование вибрации в горизонтальной или вертикальной плоскости. Жесткость упругодиссипативного элемента, расположенного под углом j к действующей нагрузке, зависит от жесткости элемента на сдвиг (Ж2) и на сжатие (Жу) и может быть определена через тригонометрические функции

1/Ж=8Іп2ф/Жу+ео82ф/Ж2 .

Определение оптимального материала вязкоупругой прокладки производилось в соответствии с максимальными диссипативными свойствами, которые зависят от частоты действующей вибрации. Согласно [3] доля поглощенной энергии падающих изгибных колебаний при такой схеме демпфирования может превышать 0.5.

Очевидно, что установка гребней существенно влияет на снижение динамических нагрузок на хвостовую балку и соответственно поднимает ее ресурс. Применение подобных виброгасителей позволит использовать хвостовые балки большого удлинения, обладающие малой изгиб-ной жесткостью и малой массой. Кроме того, гребни такой конструкции могут быть использованы для амортизации ударных нагрузок, возникающих на хвостовой балке при посадке с большой вертикальной скоростью снижения.

Экспериментальный комплект гребней хвостовой балки

Испытания навесного комплекта гребней проводился на экспериментальном вертолете Ми-2 с навесным сельскохозяйственным оборудованием (рис. 4 а).

б

Рис. 4. Сельскохозяйственный вертолет Ми-2 в сельскохозяйственном варианте с установленными двойными гребнями и схема деформации диссипативной прокладки

Эти газотурбинные вертолеты с взлетной массой более 3т длительное время находятся в эксплуатации. Хвостовая балка имеет конусную форму с установленным сверху кожухом хвостового вала.

Экспериментальный комплект гребней состоял из двух стандартных прессованных профилей, из алюминиевых сплавов, прижатых к правому борту хвостовой балки при помощи упругих накладок. Масса всего комплекта составляла 4кг. Авторами была разработана конструкция крепления гребней, использующая упругие накладки, обеспечивающие упругое крепление гребней к продольным элементам хвостовой балки, что необходимо для гашения колебаний на хвостовой балке.

Удалось решить проблему создания равномерного натяга на каждом упругом элементе. Такое крепление позволяет иметь пространственную форму гребней, независящую от расположения продольных силовых элементов, что позволяет устанавливать гребни вдоль потока для уменьшения сопротивления фюзеляжа на пропульсивных режимах.

В ходе эксперимента, после установки гребней значительно увеличился запас хода педалей, понизились потребная мощность на висении и малой горизонтальной скорости. Особенно это было заметно при попутном и боковом ветре в условиях высокой летней температуры. Таким образом, подтвердились свойства гребней, выявленные в ходе иностранных экспериментов. Однако при этом впервые удалось снизить вибрацию рулевого винта. При выполнении экспериментов гребни позволили вывести вибрацию за границы чувствительности человека - летчик перестал ощущать как вибрацию на педалях, так и толчки на разворотах. Измерение продольной вибрации на педалях, к сожалению, проводилось только в октавных полосах частот. В наиболее виброактивной октавной полосе 63 Гц снижение оказалось четырехкратным (рис. 5).

Октавная полоса частот

Рис. 5. Продольное виброускорение на педалях летчика вертолета до установки гребней

Заключение

При использовании гребней на сельскохозяйственном вертолете наблюдались следующие изменения:

1. На висении и малых скоростях полета вертолет получил прибавку запаса путевого управления вправо (согласно расчетам запас путевого управления вырос на величину, достигающую 22%).

2. При попутных и боковых ветрах ощутимо уменьшилась потребная мощность винтов (согласно расчетам потребная мощность снизилась на 2,4%).

3. На всех режимах полета перестала ощущаться вибрация педалей управления.

4. Во время выполнения разворотов в конце поля исчезла тряска фюзеляжа, вызванная нестабильностью режима вихревого кольца рулевого винта.

В целом установка гребней существенно понизила нагрузку на летчика.

В результате анализа полученных данных можно констатировать, что для получения максимальной эффективности гребней хвостовой балки целесообразна оптимизация по нескольким критериям. В зависимости от типа, назначения и рабочих скоростей полета летательного аппарата следует выбирать приоритет критериев.

Установка гребней с диссипативными элементами может существенно увеличить ресурс некоторых узлов и агрегатов вертолета, в том числе хвостовой балки.

По результатам работы подготовлены три заявки на получение патентов на изобретения, две из которых успешно прошли регистрацию.

ЛИТЕРАТУРА

1. Бутов В.П., Литвинов Б.А. Летные исследования вихревого следа несущего винта соосного и одновинтового вертолета. Второй форум российского вертолетного общества // Вибрации в технике. - М.: Машиностроение, 1981. - Т. 6.

2. Ляпунов В.Т., Никифоров А.С. Виброизоляция в судовых конструкциях. - Л.: Судостроение, 1975.

3. Brocklehurst, A., A Significant Improvement to the Low Speed Yaw Control of the Sea.

4. King Using a Tail Boom Strake, Paper No. 32, 11th European Rotorcraft Forum, Sep 1985.

5. Kelley, H.L. Flight investigation of helicopter tail boom strakes. Journal of American Helkopter Society, Vol.37,(2), Аpr. 1992.

6. Wilson, J.C., Kelley, H.L. The Strake: A Simple Means for Directional Control Improvement. Vertiflight, Mar.-Apr.1993.

7. Wilson, J.C., Kelley, H.L. Measured Aerodynamic Forces on Three Typical Helicopter Tail Boom Cross Sections, Journal of American Helkopter Society, Vol.28,(4), Oct. 1983.

8. Wilson, J.C., Kelley, H.L. Aerodynamic Characteristics of Several Current Helicopter Tail Boom Cross Sections Including the Effect of Spoilers, NASA TP 2506, Jan 1986.

INCREASING OF YAW CONTROL OF SINGLE ROTOR HELICOPTERS DURING AVIATION CHEMICAL WORKS

Dudnik V.V.

This article is devoted to investigation of multifunctional helicopter tail boom strakes. Author offer strakes which allow to increase efficiency of yaw control and also dampening of vibration from tail rotor.

Key words: single rotor helicopter, controllability during the low speed flight, tail boom strakes.

Сведения об авторе

Дудник Виталий Владимирович, 1969 г.р., окончил ХАИ (1994), кандидат технических наук, начальник сектора организации и сопровождения НИОКР Донского государственного технического университета, автор более 40 научных работ, область научных интересов - винтокрылые летательные аппараты, применение сверхлегких воздушных судов для решения различных задач, аэродинамика и динамика полета, методы испытаний.