Безопасность полета вертолета. Системы аэромеханического контроля - Владимир Живетин

Рис. 5.3. Распределение σ пульсаций коэффициента перепада давления по сечениям лопасти НВ вертолета Ми-8 ( = 0,41; μ = 0,2; М = 0,65; ρ = 1,228 кг/м3)

Рис. 5.4. Распределение σ пульсаций коэффициента перепада давления по сечениям лопасти НВ вертолета Ми-8 ( = 0,41; μ = 0,3; М = 0,65; ρ = 1,228 кг/м3)

Рис. 5.5. Зависимость безразмерной продольной скорости движения НВ от величины среднего квадрата пульсаций коэффициента перепада давления в точке = 0,4, = 0,4 (ρ = 1,228 кг/м3; М = 0,65)

Рис. 5.6. Влияние коэффициента полной аэродинамической силы НВ на измеряемую величину безразмерной продольной скорости движения НВ ( = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м3, М = 0,65)

Рис. 5.7. Влияние осевой скорости на величину измеряемой безразмерной продольной скорости движения НВ ( = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м3, М = 0,65)

Рис. 5.8. Влияние числа Маха на измеряемую величину безразмерной продольной скорости движения НВ ( = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м3)

Рис. 5.9. Влияние плотности воздуха на измеряемую величину безразмерной продольной скорости движения НВ ( = 0,4, = 0,4, М = 0,65)

5.2. Аэрометрический метод измерения продольной скорости движения несущего винта вертолета. Оценка точности

Согласно (5.1), (5.2), (5.7) и (5.8), величина продольной скорости Vx движения НВ является функцией шести параметров: перепада давления , замеряемого в заданной точке лопасти; величины полной аэродинамической силы НВ ; осевой скорости его движения Vу; частоты вращения НВ ω; скорости звука а и плотности воздуха ρ за бортом, т. е.

Точность предлагаемого способа измерения продольной скорости Vx движения НВ может быть оценена величиной первого дифференциала функции (5.12), т. е. абсолютная погрешность измерения продольной скорости движения НВ будет равна

где , , ΔVy, Δω, Δa, Δρ – инструментальные погрешности измерения перепада давления, полной аэродинамической силы НВ, его осевой скорости движения, частоты вращения НВ, скорости звука и плотности воздуха за бортом.

Входящие в (5.13) производные имеют вид

где производные от безразмерной продольной скорости движения НВ могут быть получены как производные неявно заданной функции (5.7):

В свою очередь, производные

могут быть вычислены как центральные разностные производные

где – задаваемые приращения коэффициента полной аэродинамической силы НВ, его безразмерной осевой скорости движения, числа Маха и плотности воздуха за бортом .

В таблицах 5.1 и 5.2 представлены значения производных безразмерной продольной скорости движения НВ вертолета Ми-8 для некоторых режимов полета в случае съема информации о величине перепада давления в точке = 0,4 сечения лопасти = 0,4. Значения производных продольной скорости движения НВ по входным параметрам измерительной системы представлены в таблицах 5.3 и 5.4. Оценка точности измерения продольной скорости движения НВ вертолета Ми-8 предлагаемым методом проведена в таблицах 5.5 и 5.6, при этом приняты следующие значения инструментальных погрешностей измерения входных параметров: = 30 Па, = 1300 Н, ΔVy = 1,2 м/с, Δa = 1,5 м/с, Δω = 0,1 рад/с, Δρ = 0,01 кг/м3.

Анализ проведенных расчетов показывает, что погрешность измерения продольной скорости движения НВ вертолета возрастает с увеличением скорости полета и с уменьшением нагруженности НВ, достигая максимального значения ΔVx ≈ 4 м/с. При этом на малых скоростях полета для малонагруженного винта (СR = 0,01) погрешность измерения продольной скорости не превышает ΔVx = 2,7 м/с, а для НВ с СR = 0,02 эта оценка имеет место для всех скоростей полета.

Основная доля погрешности измерения продольной скорости движения НВ приходится на погрешность измерения перепада давления и осевой скорости движения НВ, в меньшей степени влияет неточность измерения величины полной аэродинамической силы НВ, и малое влияние оказывает погрешность измерения частоты вращения НВ, скорости звука и плотности воздуха за бортом.

Таблица 5.1. Значения производных безразмерной продольной оси движения НВ вертолета Ми-8. (СR = 0,01, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м3, М = 0,65)

Окончание таблицы 5.1

Таблица 5.2. Значения производных безразмерной продольной скорости движения НВ вертолета Ми-8 (CR = 0,02, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м3, М = 0,65)

Таблица 5.3. Значения производных продольной скорости движения НВ вертолета Ми-8 (СR = 0,01, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м3, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.4. Значения производных продольной скорости движения НВ вертолета Ми-8 (СR = 0,02, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м3, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.5. Абсолютная погрешность измерения продольной скорости движения НВ вертолета Ми-8 (в м/с) (CR = 0,01, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м3, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.6. Абсолютная погрешность измерения продольной скорости движения НВ вертолета Ми-8 (в м/с) (CR = 0,02, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м3, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

5.3. Аэрометрический метод измерения осевой скорости движения несущего винта. Математическая модель

Проблема измерения осевой составляющей скорости движения НВ вертолета связана, прежде всего, с обеспечением безопасности пилотирования, а именно с предупреждением попадания вертолета в режим «вихревого кольца». Как известно, на режиме «вихревого кольца» снижается тяга НВ, вследствие чего вертолет резко увеличивает скорость снижения, что при малой высоте полета может привести к аварийной ситуации; вследствие турбулентного состояния потока в вихревом кольце возникает тряска вертолета, ухудшаются его устойчивость и управляемость, а для двухроторного вертолета соосной схемы возможен перехлест лопастей, что неминуемо приводит к аварии.

«Вихревое кольцо» начинает образовываться при малых скоростях продольного движения со скоростями моторного снижения порядка 2–4 м/с, и интенсивность его образования возрастает по мере увеличения скорости снижения до значения, когда эта скорость равняется величине индуктивного скоса потока в плоскости диска НВ. В связи с этим скорость снижения «по-вертолетному» ограничивается величиной в 2 м/с.

Существующий метод измерения вертикальной скорости движения вертолета с помощью вариометра, регистрирующего скорость изменения барометрической высоты полета, обладает двумя основными недостатками: значительное запаздывание системы и то, что он определяет вертикальную скорость перемещений вертолета лишь относительно уровня моря, в то время как для предупреждения выхода вертолета на режим «вихревого кольца» необходимо ограничивать осевую составляющую воздушной скорости движения НВ. Эта скорость складывается из скорости перемещения вертолета относительно уровня моря и составляющей скорости ветра и восходящего или нисходящего потока.

В качестве одного из путей решения проблемы измерения осевой скорости движения НВ является аэрометрический метод измерения, реализация которого возможна во всем диапазоне моторного снижения и подъема вертолета за исключением зоны достаточно развитого «вихревого кольца». Основная идея этого метода основана на использовании реакции НВ вертолета на изменение осевой скорости его движения при фиксированных или заданных остальных параметрах движения НВ. В частности, при изменении осевой скорости движения НВ θу происходит перераспределение аэродинамической нагрузки по сечениям лопасти, что и используется в аэрометрическом методе измерения этой скорости.