Далин В.Н. Конструкция вертолетов (553618), страница 23
Текст из файла (страница 23)
В результате первая серволопасть начинает взмахивать вверх, а вторая — вниз. Вследствие инерции первая серволопасть будет иметь максимальный угол взмаха на азимуте 0', вторая (соответствопно минимальный) на азимуте 180'. Взмах первой серволопасти на азимуте 0 приведет к увеличению угла устагювки лопасти, находящейся в это время на азимуте 270'. Вследствие инерции лопасть достигнет своего максимального взмаха па азимуте 0', т.е. плоскость концов лопастей наклонится вперед, что соответствует моменту на пикирование. При возникновении угловой скорости кабрировапия стержень с серволопастями, обладая инерцией, будет стремиться, как гироскоп, сохранить положение плоскости своего вращения.
В результате угол взмаха серволопастей относительно вала будет максимальным на азимуте 0', .что соответствует введенизо дополнительного циклического шага, обусловливающего отклонение равнодействующей противоположно вращению фюзеляжа. В втой схеме НВ создает увеличенное демпфирование. Таким образом, для схем с гиростабилизирующими устройствами типа Белл и Хиллер характерно улучшению собственного де- 139 мпфирования, а к недостаткам этих схем относятся большая механическая сложность и ограниченность применения (легкие вертолеты с двухлопастными НВ).
На вертолете Каман перекрещивающейся схемы АН циклически изменяет угол сервозакрылка (рис. З.б.7), установленного па внешней половине радиуса позади лопасги. Аэродинамические силы, появляющиеся на атом сорвозакрылке, создают момент относительно оси жесткости лопасти, который закручивает лопасть. В результате изменяется циклический угол установки лопасти и наклоняется ометаемый диск НВ в нужном направлении. Недостатком такого управления является дополнительное профильное сопротивление НВ вследствие установки сервозакрылков па каждой лопасти.
Преимущество же его в том, что оно эффективно даже в том случае, когда лопасти имеют малую жесткость па кручение. Для крупных вертолетов такой тип управления может иметь перспективу, т.к. при повороте лопасти обычным рычагом у комля (относительно осевого шарнира), при недостаточной жесткости на кручение и большой ео длине, неизбежно запаздывание в управлении и возможен сдвиг действия управления по фаза. 6) Рис.
3.бРА Хинематическая схема АП с сервозакрылкаии на лопастял НВ: а — схема АП с сервозакрилкамш 1 — сервозакрылок; 2 — АП1 3 — вилка; 4, 5, б — тяги поперечного, общего шага и продольного управления соответственно; б — установка сервозакрылка: 1 — сервозакрылок; 2 — шарнир сервозакрылка; 3 — тяга," 4 — кронштейн; 5 — лопасть НВ 140 В последнее время получает распрострапеиие новый, так называемый «жесткий» тип НВ, а точнее — бесшарнириый 1его мои«- ло назвать также винтом с консольпым креплепием лопастей). Отличятальпая его особекпость — крепление лопастей ко втулке с помощью осевых шарниров.
Однако и в такой копструктинпой схеме НВ лопасти совершают маховое движение как в плоскости взмаха, так и в плоскости вращепия. Опо обусловливаетсл упругостью комловой части лопасти. На бесшарпирпом НВ, в отличие от шарпирного, лопасти могут передавать па втулку зпачительпые моменты. Эффективность управлопия бесшарпирпого НВ и его демпфировапие могут в несколько раз превышать эти параметры для шарпирпого випта, даже с большим «разпосом» ГШ. Это существенно улучшает управляемость вертолета. Шарпирпому НВ свойствсппа неустойчивость по углу атаки в полете с поступатслышй скоростгпо.
Это качество также усиливаотся при применепии копсольпого креплепия лопастей. Для получепия устойчивости па рея«ямах поступательпого полста вертолет в атом случае должал иметь стабилизатор относительно больших разморов. Фирма «Локхид» в течение ряда лет экспериментировала с оригипальпым типом бесшарпирного НВ. Его особепностыо, как и просто босшарнирпых виптов, является нозможпость получепия высоких зпачепий эффективпости управлепия и дсмпфировапия. Примепепис особой схомы управлепия виптом с помощью гироскопа позволяет дополпительло устранить зависимость продольпых и попоречных моментов от влияпия аэродинамических возмущолий. Лопасти образуют совместпо с гироскопом дипамическую систему с обратной свяаыо.
Из-за обратной стреловидвости маховое движение упругих лопастей создает моменты па гироскопе. Последний, прецессируя под их влияпием, меняв» углы циклического шага лопастей, что в свою очередь влияет яа маховое движапие. Осповпым для указанной дипамической схемы является то, что опа стремитсл поддоржать неиаменным маховое движение лопастей при л|обых возмущепиях, действующих ла лопасть. Маховое движение опрсделяотся только моментами, действующими на гироскоп при отклоиепии ручки управления и в результате появления угловой скорости фюзеллжа. Недостаток схемы — конструктивпая сложность и большие трудности, встретившиося при ее практической отработке. 141 3.7. ВКЛЮЧЕНИЕ АВТОПИЛОТА В СИСТЕМУ УПРАВЛЕНИЯ Включение автопилота в систему управления вертолетов целесообразно производить по так называемой дифференциальной схеме, применяя комбинированные рулевые агрсгаты. В этой схеме последние работают одновременно как от сигналов автопилота, так и от воздействия летчика.
При дифференциальном включении рулевых машин (рнс. 3.7.1) рычаг управления, например, ручка циклического шага, может быть неподвижным (илн поремицаться летчиком), в то время как соответствующий орган управления независимо от ручки отклоняется под действием сигналов «втопнлота. При этом стабилизирующие отклонения управления не передаются па ручку. Б то же время для быстрого изменсния режима полета илн при отказе автопилота летчик всегда может вмешаться в управление, непосредственно отклоняя ручку управления. мату коса Рис. 3.7.!.
Схема управления с комбинированным Г5ь. 1 — пульт сигнализации готовности автопилота; 2 — кнопка выключения автопилота; 5 — серворучка автопилота; 4 — кнопка вкмочения автопилота; 5 — ГУ; б — шланги гидросистемы; 7 — динамометрическая тяга; 8 — концевые выключатели; 9 — механизм загрузки; 10 — тримиерный злектромеханизм 142 В случао применения дифференциальных рулевых машин мощным средством повышения безопасности полета вертолета с автопилотом служит ограничение их хода. Обычно зтот ход составляет 10 — 2596 полного диапааона отклонения органа управления, вследствио того отказ автопилота легко парируется при вмешательстве летчика в управление.
Однако ограничение хода усложняет работу автопилота как стабилизатора при изменении режимов полета. При управлении от электросигналов с помощью трехканальной сорворучки можно выполнять плановые изменения режима полета (переход от горизонтального полета к набору высоты или снижению и, наоборот, пологио развороты и т.п.). Выбор структурной схемы автопилота определяется назначенном вертолета. 11апример, в структурпуго схему автопилота для вертолота-крапа, кроме обычного автопилота, стабилизирующего углы отклонопия фюзеляжа, целесообразно устанавливать дополнительные автоматические устройства, такие как: система гашения колебаний груза па внешней подвеске, система стабилизации вертолета па режиме висения относительно заданной точки на земле с помшцыо доплеровского измерителя путевой скорости.
Па вертолетах с полетной массой свыше 5 — 7 т устанавливаются системы стабилизации курса, высоты и скорости полета. На гяжелых вертолетах в дополнение к перечисленному следует считать обязательным установку системы автоматического управления, позволяющей ропшть задачи пе только угловой, но и траекторной стабилизации, включая автоматический полет по заданной линии пути, автоматический заход па посадку и т.п.
Возможно возникновение автоколебаний, связанных с периодичоским действием бустеров. Автоколебания вызываются смещениями золотников бусторов вследствие перемсщепий опор качалок управления и ко,пебапий несбалансированных участков систем управления при колебаниях фюзеляжа, просадкой бустеров, а также сигналами автопилота, порожденными колебаниями его датчиков с фюзеляжем.
3.8. ВЫВОР ПАРАМЕТРОВ СИЛОВЫХ ГИДРОУСИЛИТЕЛЕх1 СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ Выбрав ту или иную структурную охому автопилота и определив тем самым необходимость включения его в определенные капалы управления, пеобходимо подобрать ГУ с учетом работы их пе только от ручного управления, но и от сигналов автопилота. 143 Силовой шток ГУ воспроизводит движение механической проводки управления, подсоединенной к его распределительному золотнику, с многократным силовым усилением, получаемым за счет энергии подаваемой жидкости.
Потребная мощность ГУ определяется величиной усилия в продольном, поперечном и путевом управлении, а также в управлении общим шагом НВ. При работе НВ па его лопастях возникают моменты относительно ОШ, вызываемые аэродинамическими и инерционными силами. Усилия в управлении НВ (рис. 3.8.1) могут быть вырин<сны как пра„= '1 прад Здесь Р, Р, Р— соответствующие усилия в продольном, прад' и ' аш поперечном управлении и управлении общим шагом; й1 „й З, /сэ— коэффициенты, определяемые кинематикой управления; М„р д, М вЂ” соответственно продольный и поперечный моменты па колья цах АП; ЕМ, — суммарный шарнирный момент лопастей.
Л Постоянная составляющая шарнирного момента лопастей на вызывает усилий в продольно-поперечном управлении и даат только постоянную составляющуго усилия в управлении общим шагом. Первая гармоника дает постоянную часть усилия в продольном и поперечном управлении, а высшие гармоники — персменпыо составляющие усилий в продольно-попсречном управлении и в управлении общим шагом. Точнов определение шарнирных моментов лопастей расчетным путем затруднительно. Поэтому при проектировании вертолета приходится пользоваться различными приближенными методами оценки величин нагрузок в управлении, основанными па экстраполяции имеющихся данных по результатам летных испытаний.
При предварительной оценке параметров силовых ГУ па этапа эскизного проектирования можно пользовагься статистическими данными. Для этого вводится понятие удельная работа ГУ вЂ” произведение усилия, развиваемого ГУ, на его ход, отнесенный к полетной массе. Значение удельной работы, соответствугощее усилию па штоке ГУ, равному 70% от усилия при нулевой скорости штока при минимальном рабочем давлении в гидросистеме, является рекомендуемой величиной (й р ), а значение, соответствующее усилию, замеренному в полете, — величиной фактической (йф). Зависимость й „от полетной массы для одновинтовых отечественных вертолетов 144 с шарпирным НВ обычной конструкции с учетом некоторого запаса относительно 1гф может быть выражена уравнением 1 „= О,З+ О,й ~О ОП Рис.
5.8.1. Схема нагрузок, действующих в системе управлением 1 — лопасть НВ; 2, 3 — вращающееся и невращающееся кольцо АП; 4, 6, 1 — ГУ продольного управления, общим шагом и поперечного управления; 5 — ползун общего шага; М„„„, М„„— продольный и поперечный моментьц М вЂ” шарнирнггй момент лопасти; Р „, Р„, Р— усилия на штоках ГУ в каналах продольного, поперечного управления и управления общим шагом НВ1 1, 1 Ы 12 — плечи 145 Максимальное усилие на выходном штоке ГУ определяется произведением рабочего давления на площадь поршня минус площадь штока. Скорость перемещения выходного штока зависит от нагрузки, достигая максимального значения при нулевом значении последней.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
