Аэродинамика вертолета (Гессоу А., Мейерс Г., 1954 - Аэродинамика вертолета), страница 40

Время, в течение которого вертолет совершит цикл движений от положения, показанного на фиг. 1Х.12,а, до положения, показанного на фиг. Х. 12,д, является половиной периода колебания, Период колебаний висящего вертолета с моментом инерции фюзеляжа, равным нулю, выражается следующей формулой (библ Б, 28).

l где демпфирование крена ЛР = — Уу, ~ — ~1 . О~оу' Устойчивость по скорости можно приближенно вычислить с помошью уравнения, которое дает соотношение между продольным маховым движением и скоростью полета. Из рассмотренного выше легко установить влияние устойчивости по скорости и демпфирования крена на период колебаний. Рассмотрим вертолет, движущиися из положения, показанного на фиг. Х. 12,а в положение, показанное на фиг. Х. 12,6. Чем больше устойчивость по скорости, тем больше отклонение вектора тяги в положении Х. 12,6, следовательно, тем больше угловая скорость и тем скорее вертолет достигнет положения Х.

12,в. Значит, увеличение устойчивости по скорости уменьшает период колебаний. Уравнение (Х. 2) дает тот же результат, так как величина М" находится в знаменателе. Устойчивость по скорости влияет на период колебаний, чем и объясняется полученная при испытаниях разница (биол.

Л, 1Ъ'. 6) для периодов колебании тангажа и крена одновинтового вертолета. Если, например, хвостовой винт расположен рыше ц т., то он будет увеличивать устойчивость вертолета по скорости при совершении им колебаний крена, и период колебаний сократится. Это происходит от изменения тяги хвостового винта вследствие изменения протекания потока сквозь хвостовой винт при совершении вертолетом колебательного движения в поперечной плоскости. Влияние демпфирования крена можно понять из фиг.

Х. 12,6 и в. Чем больше демпфирование крена, тем меньше угловая ско- си и ттттв.тоИз-!а.арЬ.гв — Самолет своими р~ййми?! СКБ "Вулкан-Айва" рость, необходимая для нейтрализации отклонения вектора тяги вызванного устойчивостью по скорости в положении фиг. Х. 12,б В этом случае происходит более медленное изменение положения машины, следовательно, положение фиг. Х.

12,в достигается не сколько позднее чем в случае, если бы демпфирование имело меньшую величину. Таким образом, демпфирование крена приводи~ к увеличению периода колебаний. Уравнение (Х.2) дает тот же результат, так как величина Л1 находится в числителе. Учет влияния момента инерции фюзеляжа приводит к увеличению периода колебаний по сравнению с тем, который получается из уравнения (Х. 2).

Однако качественное влияние устойчивости п ~ скорости и демпфирования крена остается тем же и с учетом момента инерции фюзеляжа Трудно дать точную оценку влияния различных параметров на возрастание или затухание колеоаний вертолета на режиме висения, но в общих чертах можно сказать, что динамическую неустойчи вость можно уменьшить путем уменьшения момента инерции фюзеляжа, увеличением момента инерции лопастей относительно ГШ (что приводит к увеличению демпфирования крена), увеличением высоты несущего винта над ц.

т вертолета и увеличением разноса ГШ. Обычно большинство этих параметров определяется другими конструктивными соображениями и не может произвольно меняться Так как одновинтовые вертолеты с обычной системой управления показали динамическую неустойчивость, изучаются различные способы и устройства для создания удовлетворительной устойчивости одновинтовых вертолетов на висении (библ Б, 25 и 2б). Продольная устойчивость при полете вперед Статическая устойчивость Так же как при рассмотрении устойчивости вертолета на висе нии мы пользовались сравнением с самолетом, полезно воспользззаться этой аналогией и сейчас. Ан а логи я с са и о летом. Так как самолет может быть зыведен из состояния установившегося полета изменением его угла гангажа (угла атаки) или изменением скорости, то существуют два :ида статической устоичивостп.

Если при внезапном увеличении угла атаки самолета, летящего установившейся скоростью (при сохранении скорости полета не~змеиной), возникает пикирующий момент, то, самолет является татически устойчивым (Статическая устойчивость самолета по ~глу атаки зависит от положения ц. т.

машины, так как положени. и т. влияет на плечо момента, создаваемого подъемной силой крыла ~ оперения.) Рассмотрим статическую устойчивость самолета при изменении корости полета, если угол атаки сохраняется неизменным. Если пренебречь влиянием мощности и числа Ч, что вполне до~устимо для данных условий, то изменение скорости по сравнению ттив л оИз-!а.арЬ.гв — Самолет своими руками?! СКБ "Вулкан-Авиа" с первоначально установленной при сохранении угла атаки и траектории полета (как это имеет место при испытании в трубе) не создает аэродинамических моментов относительно ц.

т, Иначе говоря, самолет имеет неитральную статическую устойчивость по скорости при постоянном угле атаки и постоянном угле траектории полета, так как при изменении скорости изменения коэффициентов подъемной силы и моментов не происходит. Изменение скорости от первоначального значения пропорционально изменяет все аэродинамические силы и моменты, действующие на самолет, и равновесие его не нарушается. Для различных угпюеусп"ано8ки опт х 4Угоп атако самолета~ о угла станооКРи3ые опредепенРы/л' сочеГпаной угпюб атако о угпод установи рцпя бы соты Фиг Х.13.

Кривые статическои устойчивости самолета на планировании и — т =/(ип б — т =/(р) Исходя из этого статическую устойчивость данного самолета с неизменным положением ц, т. можно выразить с помощью серии кривых коэффициента момента по углу атаки и скорости (фиг. Х. 13), данные для которых получаются при испытании в трубе. Так как коэффициент момента при постоянном угле атаки и отклонении управления не зависит от скорости, как показано на фиг. Х. 13,б, то из фиг.

Х. 13,а можно получить единственную кривую статической устойчивости (фиг. Х. 14), которая не зависит от скорости. Кривая на фиг. Х. 14 получается путем снятия с фиг. Х 13,а )'глов отклонения руля высоты и соответствующих им углов атаки самолета, переведенных в коэффициент подъемной силы. Этот вид графика, выражающий статическую устойчивость самолета очень удобен, так как можег быть легко получен при летных испытаниях самолета, сбалансированного при горизонтальном полете (т.

е. У=6, та=О). Положительный наклон кривой на фиг. Х. 14 указывает на то, что самолет устойчив с зажатой ручкой, так как при уменьшении угла атаки самолета (т. е. уменьшении с„) для балансировки необходимо 221 «чти'.таама.арЬ.тв — Самолет своими руками?! СХБ "вулкан-АИиа" отклонить ручку вперед (или руль высоты вниз).

Отметим, что одна кривая фиг. Х. 14 полностью определяет статическую устойчивое,ь самолета с неизменным полож ос л нием ц. т. только потому, что с~а1ическая устойчивость самоле~ а по скорости при постоянном угле ~ саеав атаки и постоянном угле траектории нейтральна.

Если же учитывать влияние пропеллера, то кривая на фиг. Х. 14 не будет иметь места, так как самолет при работающем пропеллере уже не т иг, Х 14. Статическая устойчивосгь является нейтрально устойчивыи самолета на планировании. по скорости при постоянном угле атаки. Так как вертолет имее г положительную, а не нейтральную устойчивость по скорости, то очевидно, в моторном полете одна кривая не может представить ~артину устойчивости вертолета. Статическая устойчивость вертолета Статическая устойчивость вертолета при полете вперед зависит уг моментов, которые начинают действовать на вертолет при изме~енин скорости (при постоянном угле атаки) от первоначального ,начения, а также при изменении моментов, которые начинают дейтвовать на вертолет при изменении угла атаки от первоначального начения (при сохранении постоянной скорости полета).

Моменты. юзникающие на несущем винте при указанных изменениях скорости ии угла атаки, уже рассматривались в разделе «Характеристики ~есущего винта (стр. 206). Фюзеляж и стабилизирующие поверхности вертолета (если они меются) также будут создавать аэродинамические моменты, кслоые изменяются при изменении как скорости, так и угла атаки. Эт.

юменты действуют следующим образом: 1) Влияние изменения коэффициента момента по углу атаки фюзеляж обычного вертолета обладает дестабилизирующим моменом, который складывается с неустойчивостью несущего винта по глу атаки, Стабилизирующий момент в этом случае достигается римененпем специальных стабилизирующих поверхностей. 2) Влияние постоянного коэффициента момента при установив~емся полете на устойчивость по скорости. Фюзеляж обычных верщетов при установившемся режиме полета имеет пикирующий омент, Следовательно, если скорость вертолета изменяется от звновесного положения при неизменном угле атаки, то изменение омента от изменения динамического напора происходит в сторону стабилизации. Если стабилизирующие поверхности при установивемся полете создают кабрирующий момент, неся некоторую отриьтельную нагрузку, то результирующее изменение момента по ско~сти будет стабилизирующее.