Расчетное исследование балансировки преобразуемого летательного аппарата

УДК 629.735.45.015

РАСЧЕТНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ БАЛАНСИРОВКИ ПРЕОБРАЗУЕМОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

В.А. ЛЕОНТЬЕВ

Статья представлена доктором технических наук, профессором Крицким Б.С.

Приведено краткое описание математической модели движения аппарата, взаимосвязей в системе управления и выбора законов изменения ряда параметров, обеспечивающих приемлемые балансировочные характеристики.

Ключевые слова: аппарат с поворотными винтами, математическая модель движения, балансировка.

Введение

Уникальные возможности, присущие аппарату с поворотными несуще-тянущими винтами (НТВ), вызывают пристальное внимание к нему со стороны конструкторов и исследователей. Действительно, использование винтов с малой нагрузкой на квадратный метр ометаемой площади позволяет на таком аппарате выполнять длительный полет на режиме висения и малых скоростей полета и эксплуатировать его с неподготовленных площадок, и таким образом сохранить преимущества, свойственные вертолету. С другой стороны, использование этих же винтов в качестве тянущих (при условии создания подъемной силы с помощью большого крыла) позволяет сохранить преимущества, свойственные самолету, иметь существенно большие по сравнению с вертолетом скорость и дальность полета.

Достижения в области аэродинамики, динамики полета, аэроупругости конструкций и технологии изготовления планера, а также в области создания бесшарнирных несущих винтов свидетельствуют о реальной возможности создания серийных образцов таких вертолетов-самолетов. Это подтверждается десятилетней эксплуатацией экспериментального вертолета-самолета фирмы Белл ХУ-15, а также созданием первого серийного аппарата У-22 "Оспри" фирм Белл и Боинг, продемонстрировавшего на практике уникальные возможности летательного аппарата (ЛА) с поворотными винтами.

В последние годы большой интерес к аппаратам такого типа проявляют европейцы.

В нашей стране также велись научно - исследовательские работы, связанные с формированием научно-технического задела, необходимого при создании такого аппарата. Большой объем расчетных и экспериментальных исследований был проведен в работах [1 - 4], на МВЗ им. М.Л. Миля разрабатывались проекты таких аппаратов, как Ми-30 и Ми-30М.

1. Постановка задачи

Одной из наиболее трудных проблем, возникающих при разработке летательного аппарата с поворотными винтами, является определение взаимодействия ЛА с окружающей средой, особенно в случае переходных режимов, связанных с поворотом винтов. Это объясняется тем, что между поворотными НТВ и планером ЛА проявляется сильное взаимное влияние, особенно на переходных режимах.

Границы коридора преобразования зависят, с одной стороны, от несущей способности крыла, а с другой стороны, от несущей способности винтов, с учетом возможности приемлемой балансировки аппарата на этих режимах.

Поэтому режим преобразования необходимо проводить в диапазоне скоростей полета, на которых крыло начинает активно нести и способно компенсировать уменьшение подъемной силы винтов, связанных с их преобразованием из вертолетной конфигурации (угол поворота винтов фмг = 0°) в самолетную (угол поворота винтов фмг = 90°).

Еще одной особенностью аппарата с поворотными винтами является то обстоятельство, что на вертолетных режимах по требованиям аэродинамики необходимо обеспечивать более высокую окружную скорость концов лопастей и соответственно угловую скорость винтов, чем на самолетных режимах.

Крыло для таких ЛА оборудуется закрылками и элеронами. Отклоненные на максимальный угол закрылки способствуют уменьшению потерь тяги винтов на обдувку крыльев на режимах висения и малых скоростей полета, а с ростом скорости способствуют увеличению подъемной силы крыла. После режима поворота винтов с ростом скорости полета угол отклонения закрылков уменьшается до нуля.

Преобразование ЛА из вертолетной конфигурации в самолетную и обратно сопровождается изменением ряда кинематических параметров (угла атаки, скорости полета, угла наклона оси вращения винтов, углов установки лопастей винтов, углов отклонения закрылков и руля высоты, изменением оборотов винтов) в широком диапазоне, что влечет за собой соответствующее существенное изменение сил и моментов, действующих на винты, крыло и оперение аппарата.

Поэтому одной из важных задач при разработке такого аппарата является выбор законов изменения углов наклона оси вращения винтов, изменения оборотов винтов и углов отклонения закрылков, обеспечивающих приемлемые балансировочные характеристики ЛА.

Для правильного выбора указанных параметров необходима разработка математических моделей полета аппарата в вертолетной, переходных и самолетной конфигурациях и определение взаимосвязей при управлении таким ЛА.

2. Математическая модель аппарата с поворотными винтами

Для расчетных исследований вертолета с поворотными винтами в данной работе использована математическая модель расчета динамики вертолета [5], в которой конструкция аппарата полагается абсолютно жесткой. Математическая модель была доработана для данной задачи.

В математическую модель включены:

- два НТВ, способных поворачиваться из вертолетной конфигурации в самолетную;

- планер с крылом, снабженным закрылками, занимающими две трети размаха крыла в комлевой части (отклоняются на угол до 40°), и элеронами, занимающими треть размаха крыла в концевой части;

- киль с рулем направления и стабилизатор с рулем высоты.

Расчет сил и моментов НТВ и планера происходит в соответствии с методикой [5] с учетом взаимного индуктивного влияния винтов.

Коэффициенты аэродинамических сил и моментов фюзеляжа, крыла, вертикального и горизонтального оперения определялись на основе экспериментальных данных из работ [1, 2].

Силы и моменты на крыле вычислялись с учетом обдувки крыла потоком от НТВ с использованием данных круговых продувок профиля в аэродинамической трубе.

Эффект отклонения механизации крыла учитывается с помощью данных работы [6]. На вертолетных режимах при обдувке крыла сверху из-за отсутствия точных экспериментальных данных используется аппроксимационная зависимость, позволяющая учесть уменьшение эффективной обдуваемой поверхности крыла при отклонении закрылка в соответствии с данными работы [1]. Аналогичным образом проводится и расчет сил на стабилизаторе, только к углу скоса потока от винтов добавлялся угол скоса, индуцируемый на стабилизаторе крылом и фю-

зеляжем. При этом дополнительный скос потока у горизонтального оперения, вызванный крылом, вычислялся в соответствии с методикой [7].

Расчеты проводились для ЛА массой 4000 кг со следующими данными: диаметры винтов 6,5 м, площадь консолей крыла 12 м2 , площадь миделя 1,85 м2, длина фюзеляжа 8,4 м.

3. Определение взаимосвязей в системе управления ЛА

В системе управления учтен опыт создания преобразуемого вертолета У-22. При этом не затрагиваются вопросы функционирования системы улучшения устойчивости и управляемости.

Управление по тангажу, крену и рысканию аппарата выполняется рычагами самолетного типа соответствующим отклонением на углы 1$, 1у, 1у. Рычаг управления мощностью на вертолетных режимах используется для управления высотой полета, а на самолетных режимах - для управления скоростью полета путем изменения сил тяги винтов при отклонении на угол ф.

Предполагается, что управление поворотами винто-моторных групп (ВМГ) оборотами винтов и углом отклонения закрылков осуществляется в зависимости от скорости полета.

Управляющими органами являются: механизмы поворота, отклоняющие ВМГ на угол фмг = кхУ, автоматы перекоса правого и левого винтов, отклоняющиеся только в продольной плоскости соответственно на углы %П = + %о и %Л = - %о; общие шаги правого и левого винтов, отклоняющиеся соответственно на углы фП = ф0 + фо и фЛ = ф0 - фо; элероны правого и левого крыла, отклоняющиеся соответственно на углы 8ПЭ = 8Э и 8ЛЭ = -8Э; закрылки, отклоняющиеся на угол 83 = к9У; руль направления, отклоняющийся на угол 8Рн; руль высоты, отклоняющийся на угол 8РВ; регулятор частоты вращения несущих винтов, поддерживающий заданную угловую скорость юн. Здесь и далее к; - коэффициенты функциональных блоков.

Управление тангажом. При отклонении рычага управления тангажом в продольной плоскости на величину 1$ на вертолетном режиме отклоняются автоматы перекоса винтов в продольной плоскости на угол = к2(фмг)1$, а также руль высоты на угол 8рВ = к31$. При повороте винтов из вертолетной в самолетную конфигурацию величина стремится к нулю с помощью функционального блока к2, и в самолетной конфигурации управление обеспечивается только рулем высоты.

Управление креном. При отклонении рычага управления креном на величину Iу на вертолетном режиме происходит дифференциальное изменение углов общего шага винтов на величину фо = к4(фмг)1у и отклонение элеронов на углы 8Э = к51у. По мере поворота винтов из вертолетной в самолетную конфигурацию величина фо стремится к нулю с помощью функционального блока к4 и в самолетной конфигурации управление креном обеспечивается только элеронами.

Управление рысканием. При отклонении педалей на величину 1у на вертолетных режимах автоматы перекоса винтов отклоняются дифференциально в продольной плоскости на углы = к6(фмг)1у, а руль направления пропорционально 1у на угол 8РН = к71у. При повороте винтов из вертолетной в самолетную конфигурацию величина %о обнуляется функциональным блоком к6, и управление рысканием будет обеспечиваться только рулем направления.

Управление высотой и скоростью полета. На преобразуемом аппарате У-22 управление скоростью полета на самолетном режиме осуществляется изменением общих шагов винтов сложным образом с помощью специальной системы. Это связано с необходимостью получения приемлемой оценки управляемости. В данной работе для простоты рассматриваем только потребные для балансировки величины общих шагов винтов, в предположении, что имеется прямая связь отклонения рычага управления мощностью на величину ф с углами установки общих шагов винтов ф0. На всех режимах полета при отклонении рычага управления мощностью на величину 1ф происходит изменение общих шагов обоих винтов на величину ф0 = к8ф. При этом

на вертолетном режиме обеспечивается управление высотой полета. Управление скоростью V на вертолетном режиме обеспечивается отклонением несущих винтов в продольной плоскости перемещением ручки управления тангажом 1$. В самолетном режиме управление скоростью V обеспечивается отклонением рычага управления мощностью на величину ф, а управление высотой обеспечивается только рулем высоты путем перемещения ручки управления тангажом 1$.

4. Предварительные расчеты балансировки

Разработанная математическая модель с учетом заданных связей в управлении позволяет проводить расчет балансировочных характеристик, т.е. решать уравнения движения при нулевых значениях ускорений (левые части системы уравнений движения) во всем диапазоне скоростей от 0 м/с до 140 м/с, на которых предполагается использование аппарата.

Проведем предварительный расчет балансировки аппарата в случае изменения угла поворота (наклона) винтов, углов отклонения закрылков и изменения частоты вращения поворотных винтов, как независимых параметров. При этом введем допущение, что угол отклонения руля высоты будет пропорционален продольному отклонению рычага управления тангажом, а отклонение автомата перекоса в продольной плоскости связано с продольным отклонением рычага управления тангажом через коэффициент к2, который равен к2 = -1 при расположении винтов в вертолетной конфигурации и к2 = 0 при расположении винтов в самолетной конфигурации. В промежуточных положениях винтов коэффициент к2 будет изменяться линейно, обратно пропорционально углу наклона винтов.

Расчеты проведем для полета на высоте 500 м в условиях МСА.

При проведении расчетов балансировочных характеристик весь рассматриваемый диапазон скоростей полета (от V = 0 м/с до V = 140 м/с) был разбит на пять интервалов.

Первый интервал малых скоростей полета V = 0 м/с  55 м/с соответствует полету аппарата в вертолетной конфигурации фмг = 0° и закрылки отклонены на максимальный угол 8З = 40°. На втором интервале скоростей V = 55 м/с  75 м/с, соответствующем появлению значительной подъемной силы на крыле с отклоненными закрылками, проведем расчет балансировки с фиксированными значениями углов наклона винтов фмг. В третьем интервале скоростей V = 65 м/с  80 м/с рассчитаем балансировку с фиксированными значениями частоты вращения винтов. На четвертом интервале скоростей V = 80 м/с  100 м/с проведем расчет балансировки с фиксированными значениями углов отклонения закрылков 8З. На пятом интервале скоростей V = 110 м/с  140 м/с рассмотрим балансировку аппарата в самолетной конфигурации при разгоне до максимальной скорости.

Очевидно, что имеется возможность балансировки аппарата на режиме полета с малой скоростью при любом угле наклона винтов (при этом угол тангажа на режиме висения приблизительно равен углу наклона винтов).

Однако пилотировать аппарат в этом случае будет чрезвычайно сложно, да и пассажиры такого аппарата будут испытывать значительный дискомфорт. Поэтому рассмотрим только результаты балансировки с углами тангажа, не превышающими диапазон |$| < 10°.

На рис. 1 - 3 приведены результаты расчетов изменения угла тангажа, угла общего шага поворотных винтов и угла продольного отклонения рычага управления тангажом в зависимости от скорости полета аппарата в вертолетной конфигурации. Все зависимости имеют типичный для вертолетов вид. В интервале скоростей полета от V = 10 м/с до V = 30 м/с имеет место так называемая "ложка" (рис. 1, 3), которая является следствием обдувки планера и стабилизатора потоком от винтов.

Рис. 1 Рис. 2 Рис. 3

Аналогичные зависимости, полученные на втором интервале скоростей полета для аппарата с тремя различными углами наклона винтов фмг = 30°, 60°, 90°, приведены на рис. 4 - 6.

Видно, что с ростом скорости для всех углов наклона винтов величина угла тангажа уменьшается, а величины общего шага винтов и угла продольного отклонения рычага управления тангажом увеличиваются. При этом увеличение угла поворота винтов приводит к росту углов тангажа и к увеличению углов общего шага винтов.

Рис. 4 Рис. 5 Рис. 6

Что касается изменения углов продольного отклонения рычага управления тангажом (рис. 6), то увеличение угла поворота винтов приводит к его уменьшению.

Для третьего интервала скоростей на рис. 7 - 9 приведены зависимости изменения угла тангажа, угла общего шага и угла продольного отклонения рычага управления тангажом в зависимости от скорости полета аппарата для двух значений угловых скоростей поворотных винтов Юн = 67,69 рад/с в вертолетной конфигурации и Юн = 56,61 рад/с в самолетной конфигурации.

Рис. 7

Рис. 8

Рис. 9

Видно, что с ростом скорости для обоих значений угловых скоростей винтов величина угла тангажа уменьшается, а величины общего шага винтов и угла продольного отклонения рычага управления тангажом увеличиваются.

При этом снижение значений угловых скоростей винтов требует для балансировки значительного увеличения углов общего шага винтов и небольшого увеличения углов тангажа. Что касается изменения угла продольного отклонения рычага управления тангажом (рис. 9), то для обоих значений угловых скоростей винтов указанные величины увеличиваются незначительно.

Аналогичные зависимости, полученные на четвертом интервале скоростей полета для аппарата с тремя различными углами установки закрылков 83 = 0°, 20°, 40°, приведены на рис. 10 - 12.

Рис. 10 Рис. 11 Рис. 12

Видно, что с ростом скорости для всех углов установки закрылков величина угла тангажа уменьшается, а величины общего шага винтов и угла продольного отклонения рычага управления тангажом увеличиваются.

При этом уменьшение углов установки закрылков приводит к росту углов тангажа и мало меняет углы общего шага винтов. Что касается изменения угла продольного отклонения рычага управления тангажом (рис. 12), то на малых скоростях полета уменьшение углов установки закрылков приводит к их уменьшению, а на больших скоростях углы продольного отклонения рычага управления тангажом сначала возрастают (при уменьшении 83 до величины 20°), а при дальнейшем уменьшении углов установки закрылков уменьшаются.

Зависимости изменения угла тангажа, угла общего шага и угла продольного отклонения рычага управления тангажом от скорости полета аппарата для пятого интервала скоростей приведены на рис. 13 - 15. Все зависимости соответствуют традиционному для винтовых самолетов виду.

Рис. 13 Рис. 14 Рис. 15

Приведенные результаты показывают, что на исследованных режимах полета выбранные параметры аппарата обеспечивают возможность балансировки аппарата в диапазоне малого изменения углов тангажа при достаточных для парирования возмущений запасах управления.

На основании полученных параметрических зависимостей, приведенных на рис. 1 - 15, можно предложить вариант рационального способа балансировки рассматриваемого ЛА.

5. Предложения по рациональному способу балансировки ЛА

В разделе 4 приведены результаты расчета балансировок в случае изменения угла наклона мотогондол и углов отклонения закрылков как независимых параметров. На самом деле эти параметры тесно взаимосвязаны. Вследствие этого ставилась задача выбрать для системы управления такой способ изменения фмг, Юн и 8З, который мог бы обеспечить приемлемый характер изменения величин фо, ф и 1$. В результате были выбраны зависимости изменения величин угла наклона мотогондол фмг, оборотов несущего винта Юн и углов отклонения закрылков 8З от скорости полета, представленные соответственно на рис. 16 - 18.

80 70 60 50 40 30 20 10 0

г, град

ф ф ф ♦

-Ф-»

V, м/с

Н-1

0 20 40 60 80 100 120 140

V м/с 1—1

0 20 40 60 80 100 120 140

0 20 40 60 80 100 120 140

Рис. 16 Рис. 17 Рис. 18

Реализация указанных зависимостей позволяет получить балансировочные значения углов тангажа ф, углов общего шага ф0 и перемещения ручки управления тангажом 1ф, представленные на рис. 19 - 21.

Рис. 19 Рис. 20 Рис. 21

Видно, что при таком способе балансировки изменение угла тангажа при изменении скорости полета в полном диапазоне происходит в относительно небольшом интервале -8° < ф < 2°. Характер изменения углов общего шага ф0 НТВ соответствует традиционному как на вертолетных, так и на самолетных режимах. Характер изменения величин перемещения ручки управления тангажом 1ф также соответствует традиционному как на вертолетных, так и на самолетных режимах. Однако в узком диапазоне скоростей полета V = 72,5 м/с - 77,5 м/с (соответствующем режиму поворота винтов из вертолетной в самолетную конфигурацию) он имеет неблагоприятный вид, т. к. соответствует неустойчивости по скорости полета.

Вследствие этого, в рассматриваемом диапазоне скоростей работа системы улучшения устойчивости и управляемости должна обеспечивать потребные в соответствии с Авиационными правилами пилотажные характеристики.

ЛИТЕРАТУРА

1. Тарасов Н.Н. Экспериментальное исследование взаимного влияния винтов и планера вертикально взлетающего самолета на режимах разгона и поворота винтов // Труды ЦАГИ. - 1975. - Вып. 1327. - С. 3 - 30.

2. Тарасов Н.Н., Новоселов П.М. Экспериментальное исследование взаимного влияния моделей поворотных винтов и планера вертикально взлетающего самолета на режимах висения // Труды ЦАГИ. - 1973. - С. 1 - 15.

3. Летников В.Б. Исследование взаимного влияния планера и поворотных несущих винтов преобразуемого ЛА // Труды 1У научных чтений, посвященных памяти Б.Н. Юрьева. - М.: МАИ, 1992.

4. Крицкий Б.С., Локтев Б.Е., Миргород Ю.И., Фартушняк В.А. Исследование аэродинамических характеристик несущих систем преобразуемых ЛА // Труды У научных чтений, посвященных памяти Б.Н. Юрьева. - М.: МАИ, 1994.

5. Леонтьев В.А., Садчикова В.И., Волобуева И.И и др. Программа для исследования динамики полета перспективных вертолетов. Описание применения // ОФАП. Рег. № 0381-П. ЦАГИ. Информационный сборник прикладных программ по аэромеханике самолетов. - 1990. - Вып. 7.

6. Красильщиков П.П. Аэродинамические исследования крыльев со щитками и закрылками // Труды ЦАГИ. - 1938. - Вып. 363.

7. Остославский И.В., Калачев Г.С. Продольная устойчивость и управляемость самолета. - М.: ГИОП, 1951.

COMPUTED STUDY OF CONVERTIBLE AIRCRAFT TRIM

Leontiev V.A.

A brief description of a mathematical model of aircraft motion, couplings in the control system and selection of the laws of changing a set of parameters providing reasonable trim.

Key words: aircraft with turning propellers, mathematical model of motion, trim.

Сведения об авторе

Леонтьев Вениамин Александрович, 1946 г.р., окончил МАИ (1970), кандидат технических наук, заместитель начальника вертолетного отделения ЦАГИ, автор более 40 научных работ, область научных интересов - динамика полета вертолетов, аэроупругость винтов, математические модели.