Что такое синхроптер – — LiveJournal

Рис. 1.62. оси вращения вертолета

§ 2. Центровка вертолета
Положение центра тяжести оказывает большое влияние на пилотажные свойства вертолета. Положение центра тяжести вертолета относительно оси несущего винта и плоскости втулки несущего винта называется цент р ов к ой в е р т о л е т а (рис. 1.63). Центровка измеряется в миллиметрах;

Рис. 1.63. Центровка вертолета

хт — продольная центровка; ут — вертикальная центровка.

Продольная центровка считается передней, если центр тяжести вертолета расположен впереди оси вращения несущего винта, и задней, если центр тяжести расположен позади оси вращения.При эксплуатации вертолета вследствие различной загрузки, выгорания топлива, сбрасывания грузов и т. п.центровка может существенно изменяться.

В инструкции для каждого вертолета указаны пределы эксплуатационных центровок — предельно передняя и предельно задняя. Для того чтобы центровки не выходили за пределы допустимых,вертолет необходимо загружать согласно инструкции по указанным на вертолете меткам.

Если груз невозможно разместить по имеющимся меткам, то необходимо проверить, не выходит ли центровка вертолета за пределы допустимых. Для этого выполняется расчет следующим образом. Предположим, что исходный вес вертолета — G, а его центровка хт (рис. 1.64).

Требуется поместить на расстоянии а от оси вращения несущего винта груз q. Новое положение центра тяжести Q1 есть точка приложения равнодействующей (G q).
Напишем равенство моментов относительно точки О, где точка О исходное положение центра тяжести вертолета.

Требуется поместить на расстоянии а от оси вращения несущего винта груз q. Новое положение центра тяжести Q1 есть точка приложения равнодействующей (G q).
Напишем равенство моментов относительно точки О, где точка О исходное положение центра тяжести вертолета.

Если расчет покажет, что новая центровка вертолета не выходит из диапазона эксплуатационных центровок, то перевозка дополнительного груза на вертолете допустима.
§ 3. Равновесие (балансировка) вертолета
Установившийся полет на вертолете может совершаться при полном равновесии всех сил и моментов, действующих на него.
Р а в н о в ес и ем вертолета называется такое состояние, при котором его центр тяжести неподвижен или
движется равномерно и прямолинейно и вертолет не вращается вокруг своих осей.
Для того чтобы центр тяжести вертолета двигался равномерно и прямолинейно, должно быть выполнено условие: сумма всех сил, действующих на вертолет, равна нулю (Сумма Р = 0). Чтобы вертолет не вращался
относительно центра тяжести, должно быть выполнено условие: сумма всех моментов, действующих на вертолет, равна нулю (Сумма М = О).
Для облегчения изучения равновесие вертолета рассматривается отдельно относительно каждой из трех осей. Соответственно осям различают три вида равновесия: продольное, поперечное и путевое. При продольном равновесии уравновешены моменты, действующие относительно поперечной оси. При поперечном равновесии уравновешены моменты, действующие относительно продольной оси. При путевом равновесии уравновешены моменты, действующие относительно вертикальной оси.
Следует иметь в виду, что все три вида равновесия тесно связаны между собой. Это значит, что достаточно
нарушить равновесие относительно какой-либо одной оси, как нарушается равновесие относительно других осей.
Например, если в результате нарушения продольного равновесия вертолет перешел в пикирование, то это приведет к возрастанию скорости. Увеличение скорости приведет к увеличению завала конуса вправо и к увеличению тяги рулевого винта. Вертолет будет крениться и разворачиваться вправо.§ 4. Устойчивость вертолета
Полет вертолета всегда сопровождается непрерывным нарушением равновесия, что приводит к изменению характера его движения. В полете на вертолет действуют неуравновешенные силы и моменты, называемые возмущением.
Устойчивость в е р т о л е т а — способность его самостоятельно, без вмешательства летчика возвращаться к исходному режиму полета после прекращения действия возмущения. Условно устойчивость вертолета разделяют на
статическую и динамическую.

Ст ат ич еск а я у ст о йч ив о сть характеризуется стремлением вертолета после прекращения действия возмущения
возвратиться в исходный режим полета. Предположим, что под действием порыва ветра вертолету сообщена угловая скорость со относительно какой-либо оси (рис. 1.65, а). После прекращения действия возмущения угловая скорость достигла величины w1, а в дальнейшем под действием восстанавливающего момента вертолет стремится вернуться к исходному состоянию равновесия, при котором w = О. Следовательно, вертолет статически устойчив. Эта устойчивость статической называется потому, что она рассматривает только само стремление вертолета вернуться к исходному режиму, но не рассматривает действие на вертолет инерционных сил и моментов и характер дальнейшего движения вертолета.
Д ина м ич е с к а я у с т о й ч и в о с т ь характеризуется
последующим характером движения вертолета и его конечным результатом. Если рассматриваемый вертолет, совершая колебания относительно исходного положения равновесия, в дальнейшем будет все больше и больше отклоняться от равновесного положения, уве- личивая, например, свою угловую скорость, то он будет динамически неустойчивым (рис. 1.65, а). Данный график отражает статически устойчивый и динамически неустойчивый вертолет.
На рисунке 1.65, б дан график для вертолета, обладающего как
статической, так и динамической, устойчивостью. На рис. 1,65, в дан график для вертолета, который как статически, так и динамически неустойчив.
В связи с тем что равновесие вертолета рассматривается относительно трех осей, то и устойчивость различают трех
видов: продольную, поперечную и путевую.
§ 5. Управляемость вертолета
У п р а в л я ем о ст ь ю называется способность вертолета по воле летчика изменять режим полета и свое положение в воздухе.

Ст ат ич еск а я у ст о йч ив о сть характеризуется стремлением вертолета после прекращения действия возмущения
возвратиться в исходный режим полета. Предположим, что под действием порыва ветра вертолету сообщена угловая скорость со относительно какой-либо оси (рис. 1.65, а). После прекращения действия возмущения угловая скорость достигла величины w1, а в дальнейшем под действием восстанавливающего момента вертолет стремится вернуться к исходному состоянию равновесия, при котором w = О. Следовательно, вертолет статически устойчив. Эта устойчивость статической называется потому, что она рассматривает только само стремление вертолета вернуться к исходному режиму, но не рассматривает действие на вертолет инерционных сил и моментов и характер дальнейшего движения вертолета.
Д ина м ич е с к а я у с т о й ч и в о с т ь характеризуется
последующим характером движения вертолета и его конечным результатом. Если рассматриваемый вертолет, совершая колебания относительно исходного положения равновесия, в дальнейшем будет все больше и больше отклоняться от равновесного положения, уве- личивая, например, свою угловую скорость, то он будет динамически неустойчивым (рис. 1.65, а). Данный график отражает статически устойчивый и динамически неустойчивый вертолет.
На рисунке 1.65, б дан график для вертолета, обладающего как
статической, так и динамической, устойчивостью. На рис. 1,65, в дан график для вертолета, который как статически, так и динамически неустойчив.
В связи с тем что равновесие вертолета рассматривается относительно трех осей, то и устойчивость различают трех
видов: продольную, поперечную и путевую.
§ 5. Управляемость вертолета
У п р а в л я ем о ст ь ю называется способность вертолета по воле летчика изменять режим полета и свое положение в воздухе.

Управлять вертолетом — значит восстанавливать нарушенное равновесие или нарушать его при переходе на другой режим полета. Летчик имеет возможность «нарушать» три вида равновесия.
Рис. 1.66. Принцип продольного управления вертолетом
Поэтому и различают три вида управляемости:
продольную, поперечную и путевую.
Продольное и поперечное управление осуществляется ручкой управления, при помощи которой летчик имеет возможность, изменять наклон силы тяги несущего винта.
Так, например, при даче ручки от себя плоскость вращения несущего винта, а следовательно, и сила тяги наклонятся вперед (рис. 1.66). Составляющая сила Р вызовет ускорение вертолета в направлении оси ОХ, а момент силы Т 1 называемый моментом управления,

создаст пикирующий момент относительно поперечной оси М г = Т1 а.

Таким образом, отклоняя ручку на себя или от себя, летчик осуществляет продольное управление вертолетом.При отклонении ручки влево или вправо обеспечивается поперечное управление вертолетом. Так, например, при отклонении ручки влево наклонится влево сила тяги.

Составляющая силы тяги Z вдоль оси OZ вызовет боковое перемещение вертолета, а сама сила T1 относительно продольной оси создаст момент, кренящий вертолет влево (рис. 1.67), Мкр=Т1а.Путевое управление вертолетом обеспечивается ножным управлением.

Педали ножного управления установлены впереди сиденья и кинематически связаны с лопастями рулевого винта, так что при их отклонении изменяются установочные углы лопастей, а следовательно, и тяга рулевого винта.Так , н апр и мер , если н ажать на ле вую пе даль , т о при. этом уменьшаются установочные углы лопастей, а следовательно, уменьшается и сила тяги рулевого винта.

Для разворота вертолета вправо летчик отклоняет правую педаль и этим увеличивает установочные утлы лопастей рулевого винта. При этом момент от тяги рулевого винта становится больше реактивного момента и под действием избытка момента тяги рулевого винта вертолет начнет разворачиваться вправо (рис. 1.68,6).

Для разворота вертолета вправо летчик отклоняет правую педаль и этим увеличивает установочные утлы лопастей рулевого винта. При этом момент от тяги рулевого винта становится больше реактивного момента и под действием избытка момента тяги рулевого винта вертолет начнет разворачиваться вправо (рис. 1.68,6).

Рис. 1.67. Принцип поперечного управления вертолетом
Для изменения вертикальной скорости необходимо изменить величину силы тяги несущего винта. Для этой цели в кабине устанавливается ручка «шаг — газ», при помощи которой одновременно изменяются шаг всех лопастей несущего винта и мощность двигателя.
Из сказанного следует, что для осуществления управления вертолетом необходимо изменять величину и направление
силы тяги несущего винта. Наиболее распространенным способом управления несущим винтом является управление с помощью автомата перекоса.
§ 6. Принцип действия автомата перекоса

Автомат перекоса представляет механизм, позволяющий путем соответствующего изменения углов установки (шага) лопастей изменять величину и направление тяги несущего винта.
На рисунке 1.69 приведена принципиальная схема
управления несущим винтом одновинтового вертолета. Автомат перекоса имеет ползун 1, который может пе- ремещаться вверх и вниз. Для перемещения ползуна служит рычаг «шаг — газ» 2, соединенный с ним при
помощи тяг 3 и качалки 4. Рычаг «шаг —
газ» устанавливается в кабине слева от сиденья летчика.
На ползуне устанавливается универсальный шарнир, который имеет два кольца: внутреннее 5 и наружное 6. Универсальный шарнир (шарнир Гука) связан с ручкой управления 7 (ручка циклического шага), расположенной в кабине перед сиденьем летчика. При отклонении ручки летчик, воздействуя на внешнее кольцо, имеет возможность наклонять его относительно двух взаимно перпендикулярных осей вперед — назад и влево — вправо.
При помощи шарикового подшипника к внешнему кольцу
шарнира крепится тарелка автомата перекоса. Тарелка состоит из вращающегося кольца 8 с рычагами 9, к которым крепятся тяги 10, связанные с поводками 11 осевых шарниров лопастей. Тарелка автомата перекоса приводится во вращение двухзвенником 12, одно звено которого шарнирно связано с вращающимся кольцом, а второе — с валом несущего винта.
Отклонение рычага «шаг — газ» вверх или вниз приводит соответственно к увеличению или уменьшению установочных углов всех лопастей несущего винта на одинаковую величину. На рис. 1.69 видно, что при перемещении рычага общего
шага вверх перемещается вверх и тарелка автомата перекоса, а шаг лопастей несущего винта и сила тяги увеличиваются. Таким образом, отклонение рычага «шаг — газ» изменяет силу тяги несущего винта по величине.
При наклоне тарелки автомата перекоса обеспечивает циклическое изменение шага, т. е. изменение угла
установки лопасти в течение одного цикла (одного оборота).
Рассмотрим упрощенную схему управления несущим винтом при помощи автомата перекоса (рис. 1.70, а). Допустим, что при отклонении ручки тарелка автомата перекоса наклонилась так, что в азимутальном положении 180° шаг лопасти уменьшился на угол —??, а в положении 0° увеличился на угол ??. На рис. 1.70, б графически показана
зависимость изменения шага лопасти по азимуту при

Уменьшение шага

азимутальном положении.
наклонной тарелке автомата переко са. И з графи ка ви дно , чт о в ази муте ? =0 шаг будет максимальным. От азимута 0 до
90° шаг будет уменьшаться и при ? = 90°
будет равен исходному значению ? 0 . От азимута 90 до 180° шаг продолжает умень- шаться и при ? =180° будет минимальным. От азимута 180 до 270° шаг возрастает до исходного значения и от ? =270 до 0° шаг возрастает до максимального.
В левой половине ометаемой поверхности
(от 0 до 180°) вследствие уменьшения шага уменьшается подъемная сила лопасти и
лопасть опускается (взмахивает вниз). В правой половине ометаемой поверхности (от 180 до 360°), где шаг лопасти увеличивается, лопасть поднимается (взмахивает вверх).
В результате циклического изменения шага лопасть при вращении начнет совершать маховые движения. При этом
след общего движения (вращательного и махового) какого-либо сечения будет лежать в новой плоскости, наклоненной относительно исходной плоскости на некоторый угол вперед. За счет влияния скорости взмаха V В3 углы атаки лопастей, несмотря на циклическое изменение шага, остаются почти постоянными (рис. 1.71). Поэтому примерно постоянной будет подъемная сила лопасти в любом

азимутальном положении.
наклонной тарелке автомата переко са. И з графи ка ви дно , чт о в ази муте ? =0 шаг будет максимальным. От азимута 0 до
90° шаг будет уменьшаться и при ? = 90°
будет равен исходному значению ? 0 . От азимута 90 до 180° шаг продолжает умень- шаться и при ? =180° будет минимальным. От азимута 180 до 270° шаг возрастает до исходного значения и от ? =270 до 0° шаг возрастает до максимального.
В левой половине ометаемой поверхности
(от 0 до 180°) вследствие уменьшения шага уменьшается подъемная сила лопасти и
лопасть опускается (взмахивает вниз). В правой половине ометаемой поверхности (от 180 до 360°), где шаг лопасти увеличивается, лопасть поднимается (взмахивает вверх).
В результате циклического изменения шага лопасть при вращении начнет совершать маховые движения. При этом
след общего движения (вращательного и махового) какого-либо сечения будет лежать в новой плоскости, наклоненной относительно исходной плоскости на некоторый угол вперед. За счет влияния скорости взмаха V В3 углы атаки лопастей, несмотря на циклическое изменение шага, остаются почти постоянными (рис. 1.71). Поэтому примерно постоянной будет подъемная сила лопасти в любом

Рис. 1.71. Углы атаки лопастей при циклическом изменении шага.
Таким образом, наклон тарелки автомата перекоса вызывает наклон плоскости вращения несущего винта, а значит, и наклон силы тяги несущего винта при сохранении ее величины.
Для того чтобы управление вертолетом
сообразовывалось с движениями летчика, автомат перекоса должен обеспечивать наклон плоскости вращения винта в том направлении, в котором отклоняется ручка управления. При рассмотрении
циклического изменения шага лопасти не учитывалось влияние инерционных сил на наклон плоскости вращения. В
действительности наклон плоскости вращения винта отстает от циклического изменения шага. Там, где шаг
минимальный, лопасть опускается с наибольшей скоростью и, несмотря на то что при дальнейшем вращении шаг увеличивается, по инерци и п р одолжае т оп ускаться. Точн о так же там, где шаг после наибольшего значения начинает уменьшаться, лопасть продолжает взмахивать вверх.
В связи с запаздыванием наклона плоскости вращения винта циклическое изменение шага требуется производить с

некоторым упреждением по азимуту. Для этой цели рычаги, которыми ручка управления вертолета связана с наружным кольцом шарнира автомата перекоса (рис. 1.69, позиция 6), предварительно смещаются против вращения на угол ?А.н, называемый углом опережения автомата перекоса (рис. 1.72). Величина угла опережения зависит от инертности лопасти, которая определяется
Рис. 1.72. Угол опережения автомата перекоса
массовой характеристикой лопасти и упругостью ее, от угла характеристики компенсации взмаха ?1 и угла выноса t. Углы ?1 и t отсчитываются от шарнира А на тяге разворота лопасти.
Если отклонить ручку управления, например, вперед, то при наличии угла опережения тарелка автомата перекосанаклонится вперед и влево, но плоскость вращения, а соответственно и сила тяги винта наклонятся только вперед. При отклонении ручки, например, влево тарелка автомата перекоса отклонится одновременно влево и назад, а сила тяги наклонится только влево. Таким образом, угол опережения автоматически учитывает запаздывание наклона плоскости вращения, поэтому автомат перекоса обеспечивает наклон плоскости вращения в том направлении, в котором отклоняется ручка управления.
§ 7. Принцип управления вертолетами различных схем
В параграфе 5 данной главы был рассмотрен принцип управления вертолетом одновинтовой схемы. Ознакомимся с принципом управления вертолетами других схем.
Соос н а я сх ем а. Продольное и поперечное управление вертолетов этой схемы, так же как и одновинтовой, достигается соответствующим наклоном силы тяги винта при помощи ручки управления. Обычно меняют наклон плоскости
вращения обоих винтов синхронно во избежание сближения концов лопастей.

некоторым упреждением по азимуту. Для этой цели рычаги, которыми ручка управления вертолета связана с наружным кольцом шарнира автомата перекоса (рис. 1.69, позиция 6), предварительно смещаются против вращения на угол ?А.н, называемый углом опережения автомата перекоса (рис. 1.72). Величина угла опережения зависит от инертности лопасти, которая определяется
Рис. 1.72. Угол опережения автомата перекоса
массовой характеристикой лопасти и упругостью ее, от угла характеристики компенсации взмаха ?1 и угла выноса t. Углы ?1 и t отсчитываются от шарнира А на тяге разворота лопасти.
Если отклонить ручку управления, например, вперед, то при наличии угла опережения тарелка автомата перекосанаклонится вперед и влево, но плоскость вращения, а соответственно и сила тяги винта наклонятся только вперед. При отклонении ручки, например, влево тарелка автомата перекоса отклонится одновременно влево и назад, а сила тяги наклонится только влево. Таким образом, угол опережения автоматически учитывает запаздывание наклона плоскости вращения, поэтому автомат перекоса обеспечивает наклон плоскости вращения в том направлении, в котором отклоняется ручка управления.
§ 7. Принцип управления вертолетами различных схем
В параграфе 5 данной главы был рассмотрен принцип управления вертолетом одновинтовой схемы. Ознакомимся с принципом управления вертолетами других схем.
Соос н а я сх ем а. Продольное и поперечное управление вертолетов этой схемы, так же как и одновинтовой, достигается соответствующим наклоном силы тяги винта при помощи ручки управления. Обычно меняют наклон плоскости
вращения обоих винтов синхронно во избежание сближения концов лопастей.

Путевое управление вертолетов соосной схемы достигается дифференциальн ы м (не о д ина ко вым) изменением общего шага верхнего и нижнего несущих винтов. При не отклоненных педалях реактивные моменты винтов взаимно уравновешиваются (рис. 1.73). Если шаг одного винта
увеличить, а другого соответственно уменьшить, то при неизменной суммарной тяге равновесие реактивных моментов нарушится и вертолет начнет разворачиваться в сторону действия большего реактивного момента. Так, например, если нажать на правую педаль, то при этом увеличатся общий шаг и реактивный момент верхнего винта, имеющего левое вращение (если смотреть со стороны привода), а шаг и, следовательно, реактивный момент нижнего винта с правым вращением уменьшатся и вертолет развернется вправо.
П р о д о л ь на я с х ем а. Продольное управление

вертолетов этой схемы достигается наклоном силы тяги обоих винтов вперед или назад с дифференцированным изменением общего шага (рис. 1.74), а поперечное управление осуществляется наклоном силы тяги обоих винтов влево или вправо. Путевое управление дости- гается наклоном сил тяги переднего и заднего винтов в различные стороны (рис. 1.75), горизонтальные состав- ляющие Рг дают момент РТ1, разворачивающий вертолет относительно вертикальной оси.

Рис. 1.74. Продольное управление вертолетом продольной схемы
П о пе ре ч н а я сх е м а . Продольное управление осуществляется наклоном силы тяги обоих винтов вперед или назад. Поперечное управление осуществляется дифференцированным изменением общего шага винтов.
Путевое управление осуществляется продольным наклоном силы тяги несущих винтов в противоположные стороны
(рис. 1.76), вследствие чего получаются горизонтальные составляющие Р г , которые и создают момент Р Т 1 относительно путевой оси.

Отклоняя ручку управления и педали для обеспечения управления вертолетом, летчик прилагает определенные усилия, которые необходимы для преодоления моментов аэродинамических и инерционных сил лопастей относительно осевых шарниров. Величина усилия зависит от скорости полета вертолета, степени его устойчивости и центровки вертолета.
На статически устойчивом вертолете с увеличением скорости полета усилия на ручке возрастают. Это объясняется тем, что с ростом скоростей возрастают шарнирные моменты.
С увеличением степени устойчивости вертолета усилия на командных рычагах увеличиваются. Это объясняется тем, что устойчивость и управляемость в известной степени являются противоположными сторонами одного и того же
свойства. Действительно, если вертолет чрезмерно устойчив, то требуется больший ход командных рычагов для изменения режима полета.
При изменении центровки вертолета изменяется наклон фюзеляжа. Если в полете, например, центровка станет более задней, то увеличится угол тангажа. В этом случае, для того чтобы составляющая тяги вдоль траектории не
уменьшилась, летчику потребуется увеличить отклонение ручки вперед, что вызовет увеличение усилий на ручке.
На вертолетах для обеспечения нужного изменения усилий на ручке в проводке продольного и поперечного управления часто применяют пружины (загрузочные механизмы), загружающие ручку. На таких вертолетах для отклонения ручки летчик должен приложить определенное усилие.
Величина шарнирного момента лопасти зависит также от ее азимутального положения, поэтому на автомат перекоса действуют переменные по азимуту шарнирные моменты, вызывающие дерганье, вождение и тряску ручки управления, что ухудшает управляемость вертолета.
Предварительная затяжка пружин загрузочных механизмов дает возможность не ощущать на ручке возникающие
небольшие периодические силы. Для устранения вибраций на легких вертолетах в проводке управления ставятся (вблизи автомата перекоса) демпферы. Демпферы могут быть инерционного или гидравлического типа.
По мере увеличения диаметра несущего винта усилия на ручке управления возрастают и могут достигать больших величин, затрудняющих управление вертолетом.
§ 9. Гидроусилители (бустеры)
Для уменьшения усилий на командных рычагах, возникающих при управлении, на вертолетах в систему управления включают гидроусилители (бустеры).

Отклоняя ручку управления и педали для обеспечения управления вертолетом, летчик прилагает определенные усилия, которые необходимы для преодоления моментов аэродинамических и инерционных сил лопастей относительно осевых шарниров. Величина усилия зависит от скорости полета вертолета, степени его устойчивости и центровки вертолета.
На статически устойчивом вертолете с увеличением скорости полета усилия на ручке возрастают. Это объясняется тем, что с ростом скоростей возрастают шарнирные моменты.
С увеличением степени устойчивости вертолета усилия на командных рычагах увеличиваются. Это объясняется тем, что устойчивость и управляемость в известной степени являются противоположными сторонами одного и того же
свойства. Действительно, если вертолет чрезмерно устойчив, то требуется больший ход командных рычагов для изменения режима полета.
При изменении центровки вертолета изменяется наклон фюзеляжа. Если в полете, например, центровка станет более задней, то увеличится угол тангажа. В этом случае, для того чтобы составляющая тяги вдоль траектории не
уменьшилась, летчику потребуется увеличить отклонение ручки вперед, что вызовет увеличение усилий на ручке.
На вертолетах для обеспечения нужного изменения усилий на ручке в проводке продольного и поперечного управления часто применяют пружины (загрузочные механизмы), загружающие ручку. На таких вертолетах для отклонения ручки летчик должен приложить определенное усилие.
Величина шарнирного момента лопасти зависит также от ее азимутального положения, поэтому на автомат перекоса действуют переменные по азимуту шарнирные моменты, вызывающие дерганье, вождение и тряску ручки управления, что ухудшает управляемость вертолета.
Предварительная затяжка пружин загрузочных механизмов дает возможность не ощущать на ручке возникающие
небольшие периодические силы. Для устранения вибраций на легких вертолетах в проводке управления ставятся (вблизи автомата перекоса) демпферы. Демпферы могут быть инерционного или гидравлического типа.
По мере увеличения диаметра несущего винта усилия на ручке управления возрастают и могут достигать больших величин, затрудняющих управление вертолетом.
§ 9. Гидроусилители (бустеры)
Для уменьшения усилий на командных рычагах, возникающих при управлении, на вертолетах в систему управления включают гидроусилители (бустеры).

усилия от шарнирных моментов, переместится в направлении движения золотника.
На рисунке 1.77 показано включение гидроусилителя по так называемой необратимой схеме. Гидроусилитель состоит из силового цилиндра 1 с поршнем и распределительного золотникового устройства 2. Цилиндр гидроусилителя крепится к каркасу вертолета и штоком кинематически связан с проводкой управления автома- том перекоса. Ручка управления вертолета связана с золотником распределительного устройства. Летчик при отклонении ручки управления передвигает золотник, который перепускает жидкость в соответствующую полость цилиндра гидроусилителя. Под действием давления поступившей жидкости шток гидроусилителя, преодолевая
При включении гидроусилителя по необратимой схеме шарнирный момент полностью воспринимается гид- роусилителем и на ручку управления усилия не передаются. Для перемещения ручки летчиком прикладывается усилие, необходимое лишь для преодоления трения при перемещении золотника. Это усилие очень мало и не зависит от угла отклонения ручки и режима полета. Так как в этой схеме исключена передача пульсирующих нагрузок на ручку управления, то на таких вертолетах отпадает необходимость применения специальных демпферов в системе управления.
В связи с тем что изменение режима полета определяется летчиком по изменению усилий на командных
рычагах, отсутствие таких усилии лишает летчика возможности судить об изменении режима полета, Поэтому, чтобы летчик мог судить о характере изменения режима полета по усилиям на ручке, в систему управления вертолетом включают пружинные загрузочные механизмы.
Для удобства пилотирования необходимо, чтобы усилие, создаваемое загрузочным механизмом, с увеличением
отклонения командных рычагов возрастало.

Загрузочный механизм состоит из одной или нескольких пружин, которые летчик сжимает, отклоняя командный рычаг (рис. 1.78). Отклоняя ручку от себя, летчик сжимает левую пружину загрузочного механизма. При взятии ручки на себя летчик будет сжимать правую пружину.
Летчик всегда испытывает усилие на ручке, если она не
находится в нейтральном положении, так как в этом случае будет сжата одна из пружин загрузочного механизма. Чтобы
снять усилия с командных рычагов, в систему управления включают электромеханизм триммерного эффекта
(механизм триммера).
Принцип работы триммера заключается в следующем (рис. 1.78). Корпус загрузочного механизма через качалку соединен с механизмом триммерного эффекта. В зависимости от направления вращения электродвигателя шток механизма триммера может перемещаться влево или вправо, перемещая корпус загрузочного механизма. Перемещение корпуса загрузочного механизма изменяет натяжение пружины, и при нейтральном его положении усилие с командного рычага полностью снимается.
Для удобства пользования кнопка управления триммером ручного управления находится на ручке, а гашетку триммера ножного управления, как правило, располагают на педалях.
§ 10. Основные характеристики управляемости
Об управляемости вертолета судят по ряду показателей: эффективности управления, чувствительности к управлению, запаздыванию в управлении. Рассмотрим эти показатели.
Э ффе ктивно сть у п р а в л е н и я . По д эф фективностью управления понимают способность вертолета создавать

Загрузочный механизм состоит из одной или нескольких пружин, которые летчик сжимает, отклоняя командный рычаг (рис. 1.78). Отклоняя ручку от себя, летчик сжимает левую пружину загрузочного механизма. При взятии ручки на себя летчик будет сжимать правую пружину.
Летчик всегда испытывает усилие на ручке, если она не
находится в нейтральном положении, так как в этом случае будет сжата одна из пружин загрузочного механизма. Чтобы
снять усилия с командных рычагов, в систему управления включают электромеханизм триммерного эффекта
(механизм триммера).
Принцип работы триммера заключается в следующем (рис. 1.78). Корпус загрузочного механизма через качалку соединен с механизмом триммерного эффекта. В зависимости от направления вращения электродвигателя шток механизма триммера может перемещаться влево или вправо, перемещая корпус загрузочного механизма. Перемещение корпуса загрузочного механизма изменяет натяжение пружины, и при нейтральном его положении усилие с командного рычага полностью снимается.
Для удобства пользования кнопка управления триммером ручного управления находится на ручке, а гашетку триммера ножного управления, как правило, располагают на педалях.
§ 10. Основные характеристики управляемости
Об управляемости вертолета судят по ряду показателей: эффективности управления, чувствительности к управлению, запаздыванию в управлении. Рассмотрим эти показатели.
Э ффе ктивно сть у п р а в л е н и я . По д эф фективностью управления понимают способность вертолета создавать

моменты при отклонении командных рычагов. Так, например, при отклонении ручки на себя происходит наклон плоскости вращения винта и сила тяги несущего винта относительно центра тяжести создает момент управления, равный М упр = Та (рис. 1.79). При наклоне плоскости несущего винта с разнесенными горизонтальными шарнирами центробежные силы создают дополнительный момент, равный F ц.б С,и суммарный момент управления равен

Степень эффективности управления оценивается величиной момента управления, возникающего при отклонении тарелки автомата перекоса на 1°.Чем больше степень эффективности управления, тем меньший требуется угол отклонения тарелки автомата перекоса для получения нужного момента.

Раньше указывалось, что на величину отклонения ручки (тарелки автомата перекоса)большое влияние оказывает центровка вертолета. Если, например, центровка станет более задней, то для сохранения заданной скорости полета необходимо увеличить угол отклонения тарелки.

Так как тарелка автомата перекоса имеет предельные углы отклонения, то при некоторой задней центровке, превышающей предельно заднюю, тарелка упрется в упоры и управлять вертолетом станет невозможно.Для гарантии обеспечения эффективности управления вертолетом на всех режимах предельно возможные отклонения командных рычагов должны быть несколько больше максимально потребных.

Разница между предельно возможными и максимально потребными отклонениями органов управления называется запасом управления.При увеличении степени эффективности управления запас управления увеличивается, поэтому при данном диапазонеотклонения командных рычагов диапазон эксплуатационных центровок также увеличивается.

Из рисунка 1.79 видно, что эффективность управления вертолетом увеличивается с увеличением расстояния от винта до центра тяжести вертолета, а также с увеличением разноса горизонтальных шарниров.Большое влияние на эффективность управления оказывают обороты несущего винта, от которых зависит тягавинта.

Так, уменьшая обороты несущего винта приблизительно на 20%, уменьшаем эффективность управления до40%.Чу в с т в и т е л ь нос т ь к у п р а в л е н и ю . Н а ли чие моментов управления еще не свидетельствует о хорошей управляемости вертолета, так как при достаточной эффективности управления вертолет может очень вяло реагировать на отклонение командных рычагов.

Для характеристики скорости изменения положения вертолета в пространстве при отклонении командных рычагов вводят понятие чувствительности к управлению.Под чувствительностью к управлению вертолета понимается его способность приобретать определенную угловую скорость вращения при отклонении соответствующих командных рычагов.

При отклонении ручки появляется момент управления, под действием которого вертолет, преодолевая инерцию, начнет вращаться с постепенно возрастающей угловой скоростью. С увеличением угловой скорости вращения будет увеличиваться и противодействующий этому вращению демпфирующий момент.

Физический смысл возникновения этого момента заключается в том, что при вращении во всех точках вертолета возникают дополнительные составляющие скорости потока, направленные в противоположную сторону вращения. При наличии этих скоростей на различные части вертолета будут действовать дополнительные аэродинамические силы, которые относительно центра тяжести вертолета и создают демпфирующий момент, препятствующий его вращению.

При определенной угловой скорости вращения вертолета момент управления сравняется по величине с демпфирующим моментом, после чего вертолет начинает вращаться с постоянной скоростью, так как сумма моментов, действующих на вертолет, равна нулю. Эта установившаяся угловая скорость и характеризует чувствительность к управлению.

перекоса на 1°, т. е. отношением.
Из рассмотренного видно, что чем выше эффективность управления при неизменных демпфирующих свойствах
вертолета, тем больше чувствительность управления. Следует иметь в виду, что вертолет с высокой чувствительностью очень «строгий» в управлении и возможна его раскачка при пилотировании. Увеличение демпфирующих свойств вертолета при неизменной эффективности уменьшает чувствительность к управлению.
Значительное влияние на чувствительность к управлению оказывает момент инерции вертолета. Чем больше момент
инерции, тем больше требуется времени для достижения максимальной скорости вращения и чувствительность вертолета к управлению уменьшается.
3апаздывание в управлении. Вертолет реагирует на отклонение ручки управления с некоторым запаздыванием. Запаздывание в управлении объясняется тремя причинами.
Во-первых, наклон конуса вращения происходит не мгновенно, так как лопасти обладают большой инертностью и упругостью. Во-вторых, несколько запаздывает изменение направления воздушного потока, протекающего через несущий винт. В-третьих, во время наклона плоскости вращения воздушный поток, отбрасываемый винтом, становится более возмущенным, что приводит к дополнительному вихреобразованию, а значит, и к задержке установления нового направления силы тяги.
Так, например, при отклонении автомата перекоса вертолета Ми-4 тяга несущего винта займет новое установившееся положение лишь через 0,3 сек.
§ 11. Несоконусность лопастей и способы ее устранения
Под соконусностью лопастей понимается такая их работа, когда при вращении несущего винта каждая из. лопастей в одном и том же азимуте проходит на одинаковой высоте, т. е. все лопасти при вращении занимают положение образующих одного конуса.
Обычно установленный на вертолете несущий винт не имеет соконусности, и чтобы ее обеспечить, необходимо регулировать лопасти.
Причиной несоконусности является различие подъемных сил, создаваемых каждой из лопастей при вращении несущего винта. Неравенство подъемных сил приводит к смещению равнодействующей подъемных сил лопастей от оси несущего винта, что даже при осевом обтекании вызывает тряску вертолета.
Для проверки соконусности лопастей несущего винта вертолет закрепляется на привязи, концы лопастей окрашиваются в разные цвета. Запускается двигатель и пр и о пре д е л е нн ы х о б о р о т а х к не с у щ е м у в инт у (рис.
1.80) подносится штанга с прикрепленной к ее верхней части плотной бумагой, на которой отбиваются следы лопастей.

По расстоянию между следами на бумаге судят о соконусности лопастей. Если это расстояние больше до- пустимого, его необходимо довести до нормы.
Очевидно, нижнюю отметку оставляет лопасть,
имеющая наименьшую подъемную силу, а верхнюю
— лопасть, развивающая наибольшую подъемную
силу.
это следующим.
Выравнивание подъемных сил производится изменением углов установки лопастей. Это достигается изменением длины тяг, идущих от поводка осевого шарнира к автомату перекоса.
Благодаря деформации лопастей соконусность, полученная на одних
оборотах, может перейти в несоконусность на других оборотах. Объясняется
Вследствие несовпадения центра давления лопасти с центром жесткости лопасть наряду с изгибом испытывает кручение. Кручение лопасти приводит к изменению угла устано вки, а следовательно , и подъемной с ил ы л о па с т и. С из м е н е н и е м р е ж им а ра б о т ы в ин та изменяется положение центра давления лопасти, меняется положение центра д ав лен и я ло п аст и , а з н ачи т , и величина крутящего момента. В случае неодинаковой жесткости лопастей углы установки их становятся различными. Поэтому отрегулированные лопасти на одном режиме работы могут дать несоконусность на других режимах..
Для у стр ан е ни я этого явления на концах лопастей современных несущих винтов устанавлива- ются специ-
альные тонкие пластинки, называемые аэродинамическими компенсаторами или триммерны- ми пластинками.
Отгибая триммерную пластинку, можно изменить величину крутящего момента лопасти. Так, например, если лопасть уходит от среднего положения вверх, то пластинку необходимо отогнуть вниз. Вследствие этого центр давления лопасти смещается назад, что увеличивает закрутку лопасти в сторону уменьшения установочного угла.
Таким образом, триммериая пластинка позволяет регулировать угол взмаха лопасти для получения окончательной
соконусности.
Определение несоконусности тяжелых вертолетов производится фотографированием лопастей при вращении в ин т а н а з е м л е и в п о л е т е . Д л я э т о г о с п е циальный фотоаппарат устанавливают в кабине так, чтобы его объектив был направлен на конец лопасти (рис. 1.82).
Относительное положение изображений концов лопастей на фотопленке позволяет определить необходимое регулирование для обеспечения соконусности несущего винта.
Для выбора наиболее рационального варианта регулирования в инструкции по эксплуатации данноговертолета приводятся рекомендации, определяющие потребные изменения длины тяг и угла отгиба триммерных пластинок.

По расстоянию между следами на бумаге судят о соконусности лопастей. Если это расстояние больше до- пустимого, его необходимо довести до нормы.
Очевидно, нижнюю отметку оставляет лопасть,
имеющая наименьшую подъемную силу, а верхнюю
— лопасть, развивающая наибольшую подъемную
силу.
это следующим.
Выравнивание подъемных сил производится изменением углов установки лопастей. Это достигается изменением длины тяг, идущих от поводка осевого шарнира к автомату перекоса.
Благодаря деформации лопастей соконусность, полученная на одних
оборотах, может перейти в несоконусность на других оборотах. Объясняется
Вследствие несовпадения центра давления лопасти с центром жесткости лопасть наряду с изгибом испытывает кручение. Кручение лопасти приводит к изменению угла устано вки, а следовательно , и подъемной с ил ы л о па с т и. С из м е н е н и е м р е ж им а ра б о т ы в ин та изменяется положение центра давления лопасти, меняется положение центра д ав лен и я ло п аст и , а з н ачи т , и величина крутящего момента. В случае неодинаковой жесткости лопастей углы установки их становятся различными. Поэтому отрегулированные лопасти на одном режиме работы могут дать несоконусность на других режимах..
Для у стр ан е ни я этого явления на концах лопастей современных несущих винтов устанавлива- ются специ-
альные тонкие пластинки, называемые аэродинамическими компенсаторами или триммерны- ми пластинками.
Отгибая триммерную пластинку, можно изменить величину крутящего момента лопасти. Так, например, если лопасть уходит от среднего положения вверх, то пластинку необходимо отогнуть вниз. Вследствие этого центр давления лопасти смещается назад, что увеличивает закрутку лопасти в сторону уменьшения установочного угла.
Таким образом, триммериая пластинка позволяет регулировать угол взмаха лопасти для получения окончательной
соконусности.
Определение несоконусности тяжелых вертолетов производится фотографированием лопастей при вращении в ин т а н а з е м л е и в п о л е т е . Д л я э т о г о с п е циальный фотоаппарат устанавливают в кабине так, чтобы его объектив был направлен на конец лопасти (рис. 1.82).
Относительное положение изображений концов лопастей на фотопленке позволяет определить необходимое регулирование для обеспечения соконусности несущего винта.
Для выбора наиболее рационального варианта регулирования в инструкции по эксплуатации данноговертолета приводятся рекомендации, определяющие потребные изменения длины тяг и угла отгиба триммерных пластинок.

В инструкции также указываются и нормы, характеризующие удовлетворительную соконусность.
РАЗДЕЛ II
УСТАНОВИВШИЕСЯ РЕЖИМЫ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЕТА



Для удобства изучения режимов полета вертолета их можно разделить на два вида: у с т а н о в и в ш и е с я и н е у с т а н о в и в ш и е с я . К установившимся режимам полета мы будем относить такие режимы, при которых скорость полета не меняется ни по величине, ни по направлению. В неустановившихся режимах полета скорость изменяется.
К установившимся режимам относятся следующие режимы: висение, вертикальный набор высоты, вертикальное снижение, горизонтальный полет, набор высоты по наклонной траектории, планирование с работающим двигателем и планирование при самовращении несущего винта.
Следует заметить, что «чистого» установившегося режима полета не существует, ибо в перечисленных режимах есть небольшие изменения скорости, связанные с перемещением воздушных масс и с другими факторами , но мы их учит ывать не б удем.
Г л а в а 1
РЕЖИМ ВИСЕНИЯ
§ 1. Балансировка вертолета на режиме висения
На рисунке II.1 показаны силы и моменты, действующие на вертолет на режиме висения.

Основные силы и моменты будут следующие: сила веса G, сила тяги несущего винта Т, сила тяги рулевого винта ТРВ , аэродинамическая сила стабилизатора R CТ , реактивный момент несущего винта M Р , моменты от осевых (центробежных )

си л лопастей, вызванн ые разносом горизонтальных шарниров М ГШ и М Г.ШzУсловиями неподвижного висения являются:1. Y=G — условие постоянства высоты (силу RСТ не учитываем из-за малых ее значений);

2. TZ G 2 = TРВ — условие отсутствия сноса;

3. Tz b M ГШ =ТРВ h — условие отсутствия поворота относительно продольной оси;

4. Ya=RCТLCT М ГШ —условие отсутствия поворота относительно поперечной оси;

5. М р = Трв. Lр. в — условие отсутствия поворота относительно путевой оси.На одновинтовых вертолетах ось рулевого винта обычно расположена ниже плоскости вращения втулки несущего винта, что дает некоторое уменьшение длины концевой балки. В результате балансирование вертолета на висении возможно лишь при небольшом правом крене.

Это видно из того, что выполнение условия 3 требует, чтобы TP ,B >TZ (ибо b>h), поэтому для выполнения условия 2 необходимо наличие силы G 2 .

Следует также заметить, что сила R CT , возникающая при обдуве на висении, создает ощутимый кабрирующий момент.

В поступательном полете из-за наклона силы тяги несущего винта вперед фюзеляж вертолета наклоняется, что увеличивает его лобовое сопротивление. Поэтому для уменьшения лобового сопротивления фюзеляжа, как правило, ось вала несущего винта конструктивно наклоняется вперед на 4—6°. Это требует на режиме висения наклона плоскости вращения несущего винта * не только вправо (для уравновешивания тяги рулевого винта Тр . в ), но иногда назад. Степень наклона назад зависит от центровки вертолета.
При более передней центровке вертолет висит с опущенным носом, при более задней — с приподнятым носом. Но так
как для обеспечения режима висения необходимо, чтобы сила тяги несущего винта была направлена вертикально, то при более передней центровке наклон плоскости вращения несущего винта назад увеличивается.
Наклон плоскости вращения обеспечивается ручкой циклического шага (ручкой управления), поэтому по расходу
ручки управления (для обеспечения режима висения) можно судить о центровке вертолета. При отклонении ручки происходит сжатие пружин загрузочных механиамов. Так как в процессе балансировки вертолета триммерами усилия на ручке и педалях дово дятся до нуля, то понятно, что чем больше отклонена ручка или педаль, тем больше требуется перемещение механизма триммера для снятия усилий с командного рычага. Поэтому в конечном итоге о нормальной центровке вертолета можно судить по расходу триммеров для балансировки вертолета на режиме висения.
Для каждого вертолета в инструкции указывается, на какие деления должны быть отклонены соответствующие триммеры при балансировке вертолета с данной центровкой на режиме висения.
§ 2. Потребная мощность при висении
Мощность, необходимая для совершения данного режима, называется п отр е бн ой .
Потребная мощность при висении (NBИС ) вертолета складывается из индуктивной мощности (N инд ) и про- фильной мощности (Nnp ), расход мощности на трансмиссию и рулевой винт для упрощения не учитывается. Индуктивной м о щ н о с т ь ю называется мощность, необходимая для создания силы тяги несущего винта. Для создания силы Т (рис. II. 1) воздуху необходимо сообщить индуктивную скорость подсасывания u1 , при этом затрачивается мощность

В поступательном полете из-за наклона силы тяги несущего винта вперед фюзеляж вертолета наклоняется, что увеличивает его лобовое сопротивление. Поэтому для уменьшения лобового сопротивления фюзеляжа, как правило, ось вала несущего винта конструктивно наклоняется вперед на 4—6°. Это требует на режиме висения наклона плоскости вращения несущего винта * не только вправо (для уравновешивания тяги рулевого винта Тр . в ), но иногда назад. Степень наклона назад зависит от центровки вертолета.
При более передней центровке вертолет висит с опущенным носом, при более задней — с приподнятым носом. Но так
как для обеспечения режима висения необходимо, чтобы сила тяги несущего винта была направлена вертикально, то при более передней центровке наклон плоскости вращения несущего винта назад увеличивается.
Наклон плоскости вращения обеспечивается ручкой циклического шага (ручкой управления), поэтому по расходу
ручки управления (для обеспечения режима висения) можно судить о центровке вертолета. При отклонении ручки происходит сжатие пружин загрузочных механиамов. Так как в процессе балансировки вертолета триммерами усилия на ручке и педалях дово дятся до нуля, то понятно, что чем больше отклонена ручка или педаль, тем больше требуется перемещение механизма триммера для снятия усилий с командного рычага. Поэтому в конечном итоге о нормальной центровке вертолета можно судить по расходу триммеров для балансировки вертолета на режиме висения.
Для каждого вертолета в инструкции указывается, на какие деления должны быть отклонены соответствующие триммеры при балансировке вертолета с данной центровкой на режиме висения.
§ 2. Потребная мощность при висении
Мощность, необходимая для совершения данного режима, называется п отр е бн ой .
Потребная мощность при висении (NBИС ) вертолета складывается из индуктивной мощности (N инд ) и про- фильной мощности (Nnp ), расход мощности на трансмиссию и рулевой винт для упрощения не учитывается. Индуктивной м о щ н о с т ь ю называется мощность, необходимая для создания силы тяги несущего винта. Для создания силы Т (рис. II. 1) воздуху необходимо сообщить индуктивную скорость подсасывания u1 , при этом затрачивается мощность

* Под плоскостью вращения несущего винта мы будем понимать плоскость вращения концов лопастей. верхность.

Ранее было показано, что при висении

Nинд=Ти1/75л.с.

Из. формулы видно, что с увеличением высоты висения и увеличением удельной нагрузки индуктивная скорость возрастает. Большую индуктивную скорость при данных оборотах можно создать, лишь увеличив шаг винта. Поэтому для увеличения высоты висения необходимо увеличивать общий шаг.
Аналогично изменению индуктивной скорости u1 меняется и индуктивная мощность (Nинд). Таким образом, индуктивная мощность растет с увеличением высоты, удельной нагрузки и температуры (при повышении температуры падает плотность воздуха).
П р о ф ил ь но й м о щ но сть ю называется мощность, необходимая для преодоления профильного со-
противления лопастей при вращении винта. Профильное сопротивление лопасти при висении в основном зависит от
угла ее атаки и плотности воздуха (скорость вращения принимается постоянной). С увеличением высоты висения угол атаки возрастает вследствие роста потребной индуктивной скорости, необходимой для сохранения постоянной тяги, при уменьшающейся плотности воздуха. Профильная мощность от высоты висения практически не зависит, так к ак и з м е н ен и е у гл а ат ак и с высотой компенсируется изменением плотности воздуха.

Учитывая, что NBИC = Nинд Nпр, ВИДИМ, ЧТО ПО требная мощность висения с поднятием на высоту увеличивается (рис. II.2). Аналогично изменяется NBИC при повышении температуры, ибо температура влияет на плотность воздуха. Поэтому летом потребная мощность висения больше, чем зимой.
§ 3. Работа рулевого винта при висении
Для преодоления момента сил сопротивления несущего винта к винту подводится крутящий момент от силовой установки, равный
Учитывая, что NBИC = Nинд Nпр, ВИДИМ, ЧТО ПО требная мощность висения с поднятием на высоту увеличивается (рис. II.2). Аналогично изменяется NBИC при повышении температуры, ибо температура влияет на плотность воздуха. Поэтому летом потребная мощность висения больше, чем зимой.
§ 3. Работа рулевого винта при висении
Для преодоления момента сил сопротивления несущего винта к винту подводится крутящий момент от силовой установки, равный
где п — число оборотов несущего винта в минуту.

Реактивный момент, приложенный к вертолету, равен крутящему моменту М р = М кр , но противоположен по направлению. Реактивный момент M р уравновешивается моментом тяги рулевого винта (рис. 11.1)
Так как с увеличением высоты висения и взлетного веса вертолета растет потребная мощность (Nвис ) и реактивный момент, значит, должна расти и тяга рулевого винта. Поэтому, чем больше высота висения и взлетный вес, тем больше и нагрузка на рулевой винт, а следовательно, больше расход педали.
§ 4. Влияние «воздушной подушки» на тягу несущего винта и потребную мощность висения
При работе винта в непосредственной близости земли плотность воздуха под винтом несколько повышается, что дает возможность получить необходимую тягу при меньшей мощности двигателя или при имеющейся мощности развить большую тягу.
Увеличение тяги несущего винта, связанное с влиянием близости земли, называется эффектом «воздушной подушки». На рис. II.3 показано изменение относительной тяги несущего винта в зависимости от относительной

высоты висения, где:То — тяга несущего винта без учета влияния «воздушной подушки»;

Н — высота висения;

D — диаметр несущего винта.

Из графика видно, что практически влияние «воздушной подушки» наблюдается при работе винта на расстоянии от земли, меньшем, чем диаметр несущего винта.

§ 5. Устойчивость и управляемость вертолета при висении

§ 5. Устойчивость и управляемость вертолета при висении

На режиме висения вертолет обладает статической устойчивостью. Причина этого заключается в следующем. Если, например, фюзеляж получит крен (рис. II.4, позиция 1), то возникнет составляющая веса, которая будет перемещать вертолет в сторону крена. При этом перемещении возникнут маховые движения лопастей, которые приведут к завалу конуса вращения несущего винта и наклону фюзеляжа в обратную сторону. Составляющая веса G 2 (рис. П.4, позиция 2) теперь будет направлена в противоположную сторону. Вертолет начнет двигаться обратно, но снова завал конуса вращения несущего винта наклонит фюзеляж в противоположную сторону (рис. П.4, позиция 3) и
т. д. Такое суммарное действие восстанавливающих свойств сил веса и несущего винта оказывается слишком большим, и колебания становятся
незатухающими. Вертолет раскачивается подобно маятнику. При этом мы не учитываем изменение тяги рулевого винта, вызванное движениями
в сторону крена, которое приводит еще и к разворотам вертолета.
Аналогичная картина получается при изменении угла тангажа.
Таким образом, на режиме висения вертолет не обладает динамической устойчивостью. Поэтому для восстановления нарушенного равновесия необходимо вмешательство летчика.
Для обеспечения висения одновинтового вертолета ручка управления удерживается наклоненной вправо, сильно подается правая педаль и ручкой общего шага поддерживается необходимая высота висения.
Так как на положение вертолета при висении влияет центровка вертолета, то для обеспечения висения при различных центровках требуется разный продольный ход командного рычага.
Наименьший запас управления на себя получается при висении с предельно передней центровкой и ветре сзади. Наименьший запас путевого управления вправо получается при увеличении взлетного веса, высоты висения и ветра с
правой стороны.
Влияние ветра объясняется следующим. При ветре справа уменьшается секундная масса воздуха, проходящая через рулевой винт слева направо. В результате падает тяга рулевого винта и вертолет под действием реактивного момента начинает разворачиваться влево. Для устранения этого разворота требуется дополнительная подача правой
педали, чтобы увеличить тягу рулевого винта.
В заключение следует указать, что висение производится против ветра. Объясняется это тем, что при предельно передней центровке и ветре сзади может полностью использоваться запас хода ручки на себя. В этом случае не будет расхода ручки для парирования внезапных порывов ветра. Из этих же соображений висение с боковым ветром допускается только при ограниченной скорости ветра (до 10 м/сек).
Г л а в а 2
РЕЖИМ ВЕРТИКАЛЬНОГО НАБОРА ВЫСОТЫ
§ 1. Схема сил, условия выполнения и избыток мощности для вертикального набора высоты
Силы и моменты, действующие на вертолет при вертикальном наборе высоты, те же, что и при висении (рис.
11.1). Однако подъемная сила несущего винта Y должна быть больше веса вертолета G (рис. 11.5) на величину Q Bp .Y=G Qвр
где QBp — лобовое сопротивление фюзеляжа при обдуве сверху.
Мощность, потребная для висения, с увеличением высоты возрастает (рис. 11.2). При вертикальном наборе высоты несущий винт должен создавать подъемную силу большую, чем при висении. Поэтому для выполнения режима вертикального набора высоты необходимо на каждой высоте иметь мощность большую, чем на режиме висения.
Превышение мощности, идущей на вертикальный набор высоты, над мощностью, потребной для висения, называется

избытком мощности. Если избыток мощности равен нулю, то вертолет висит, если же избыток мощности больше нуля, то вертолет перемещается вверх, Избыток мощности затрачивается на вертикальное перемещение вертолета и чем он больше, тем интенсивнее подъем.
Рис 11.5. Схема сил при вертикальном наборе высоты.
Для определения максимально возможного избытка мощности необходимо взять располагаемую мощность двигателя и вычесть из нее мощность, потребную для висения:
N = Nрасп — NBис .
С поднятием на высоту располагаемая мощность двигателя изменяется согласно высотной характеристике двигателя. На рис. 11.6 показаны кривые располагаемых и потребных мощностей для вертолетов с поршневым (а) и
Рис. 11.6- Изменение избытка мощности по высоте:

а — для вертолета с поршневым двигателем; б — для вертолета с Т В Д.

турбовинтовым (б) двигателями. Из график ов в идно , ч то и з быт ок мо щн ос ти и зме н яе тся с поднятием на высоту.Высота, на которой избыток мощности равен нулю,называется ст ат и ч е ск и м потолком Нст . Иначе, ста-тическим потолком вертолета называется та максималь-ная высота, которую вертолет может достичь при вер-тикальном наборе.

С увеличением веса вертолета и повышением темпе- ратуры воздуха статический потолок уменьшается из-за роста потребной мощности висения.§ 2. Вертикальная скорость набора высотыИзбыток мощности AN при вертикальном наборе затрачивается на вертикальное перемещение вертолета

ном наборе высоты для вертолета с поршневым двигателем а и для вертолета с турбовинтовым двигателем б. Так как при вертикальном наборе избыток мощности невелик, то максимальные вертикальные скорости оказываются небольшими. Режим вертикального набора высоты является невыгодным из-за малой скорости набора высоты и малого статического потолка вертолетов. Кроме того, при вертикальном наборе высоты устойчивость вертолета плохая, вследствие чего значительно усложняется его пилотирование на этом режиме. Движения ручкой управления должны быть особенно точными и соразмерными для предупреждения стремления вертолета сместиться в какую-либо сторону. Поэтому основным режимом набора высоты является набор высоты с поступательной скоростью. Однако вертикальный набор высоты может быть использован при наличии препятствий. Следует заметить, что для кон- кретного вертолета вертикальная скорость набора значительно зависит от веса вертолета. Вертолет может быть так сильно загружен, что вертикальный набор будет вообще невозможен.
Г ла в а 3
РЕЖИМ ВЕРТИКАЛЬНОГО СНИЖЕНИЯ
§ 1. Схема сил и условия выполнения вертикального снижения
Силы и моменты, действующие на вертолет при верт ика л ь но м с ниж е нии , т е ж е , ч т о и п р и в ис е н и и (рис. II.1), но подъемная сила меньше, чем сила веса (рис. 11.8). При постоянной скорости снижения Y = G — QBP , где Qвр — лобовое сопротивление при обдуве снизу.
Для выполнения вертикального снижения необходимо уменьшить общий шаг несущего винта, при этом соответственно уменьшатся подъемная сила и мощность, потребляемая винтом. Уменьшение мощности, подводимой к винту, уменьшает и реактивный момент винта, поэтому уменьшается потребная тяга хвостового винта. Одновременно с уменьшением общего шага несущего винта дается левая нога.

ном наборе высоты для вертолета с поршневым двигателем а и для вертолета с турбовинтовым двигателем б. Так как при вертикальном наборе избыток мощности невелик, то максимальные вертикальные скорости оказываются небольшими. Режим вертикального набора высоты является невыгодным из-за малой скорости набора высоты и малого статического потолка вертолетов. Кроме того, при вертикальном наборе высоты устойчивость вертолета плохая, вследствие чего значительно усложняется его пилотирование на этом режиме. Движения ручкой управления должны быть особенно точными и соразмерными для предупреждения стремления вертолета сместиться в какую-либо сторону. Поэтому основным режимом набора высоты является набор высоты с поступательной скоростью. Однако вертикальный набор высоты может быть использован при наличии препятствий. Следует заметить, что для кон- кретного вертолета вертикальная скорость набора значительно зависит от веса вертолета. Вертолет может быть так сильно загружен, что вертикальный набор будет вообще невозможен.
Г ла в а 3
РЕЖИМ ВЕРТИКАЛЬНОГО СНИЖЕНИЯ
§ 1. Схема сил и условия выполнения вертикального снижения
Силы и моменты, действующие на вертолет при верт ика л ь но м с ниж е нии , т е ж е , ч т о и п р и в ис е н и и (рис. II.1), но подъемная сила меньше, чем сила веса (рис. 11.8). При постоянной скорости снижения Y = G — QBP , где Qвр — лобовое сопротивление при обдуве снизу.
Для выполнения вертикального снижения необходимо уменьшить общий шаг несущего винта, при этом соответственно уменьшатся подъемная сила и мощность, потребляемая винтом. Уменьшение мощности, подводимой к винту, уменьшает и реактивный момент винта, поэтому уменьшается потребная тяга хвостового винта. Одновременно с уменьшением общего шага несущего винта дается левая нога.

Величина вертикальной скорости снижения зависит от степени
уменьшения общего шага, т. е. от степени дросселирования двигателя.
Рис. 11.8. Схема сил при вертикальном снижении..
§ 2. Образование вихревого кольца при вертикальном снижении
Особенностью вертикального снижения является возможность образования вихревого кольца. Причина образования вихревого кольца заключается в следующем. При вращении винта воздух отбрасывается вниз и взаимодействует с воздухом, притекающим снизу при снижении вертолета.Притекающий воздух подтормаживается под винтом, огибает ометаемую поверхность и сразу же подсасывается винтом сверху (рис. 11.9). Таким образом, по границам ометаемой поверхности образуется

циркуляция воздуха — так называемое вихревое кольцо. Наибольшей интенсивности вихревое кольцо достигает при скоростях снижения V у = 5-:-7 м/сек. При больших скоростях снижения и переводе винта на малый шаг винт входит в режим самовращения и вихревое кольцо прекращается, так как весь воздух, притекающий снизу, проходит через винт.
Режим вихревого кольца сопровождается тряской вертолета, падением тяги и ухудшением управляемости причем,
чем больше интенсивность вихревого кольца, тем больше тряска вертолета. Для вывода из этого опасного режима необходимо перевести его в режим самовращения несущего винта, а затем плавным отклонением ручки управления от себя перевести вертолет в поступательный полет. Во избежание вихревого кольца вертикальное снижение допускается с малыми вертикальными скоростями (Vу не более 3 м/сек).
При вертикальном снижении устойчивость вертолёта плохая, пилотирование вертолета на этом режиме значительно затруднено. Усугубляет трудности в пилотировании и тряска, которой сопровождается вертикальное снижение с работающим двигателем.
Все перечисленные явления делают режим вертикального снижения невыгодным, поэтому основным режимом
снижения является режим наклонного снижения, в котором допускаются и большие вертикальные скорости, чем в режиме вертикального снижения. Однако режим вертикального снижения может быть использован в особых случаях при наличии препятствий.Г л а в а 4
РЕЖИМ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА
§ 1. Балансировка вертолета в горизонтальном полете
Основные силы и моменты, действующие на вертолет в горизонтальном полете, показаны на рис. 11.10.
Рис.

циркуляция воздуха — так называемое вихревое кольцо. Наибольшей интенсивности вихревое кольцо достигает при скоростях снижения V у = 5-:-7 м/сек. При больших скоростях снижения и переводе винта на малый шаг винт входит в режим самовращения и вихревое кольцо прекращается, так как весь воздух, притекающий снизу, проходит через винт.
Режим вихревого кольца сопровождается тряской вертолета, падением тяги и ухудшением управляемости причем,
чем больше интенсивность вихревого кольца, тем больше тряска вертолета. Для вывода из этого опасного режима необходимо перевести его в режим самовращения несущего винта, а затем плавным отклонением ручки управления от себя перевести вертолет в поступательный полет. Во избежание вихревого кольца вертикальное снижение допускается с малыми вертикальными скоростями (Vу не более 3 м/сек).
При вертикальном снижении устойчивость вертолёта плохая, пилотирование вертолета на этом режиме значительно затруднено. Усугубляет трудности в пилотировании и тряска, которой сопровождается вертикальное снижение с работающим двигателем.
Все перечисленные явления делают режим вертикального снижения невыгодным, поэтому основным режимом
снижения является режим наклонного снижения, в котором допускаются и большие вертикальные скорости, чем в режиме вертикального снижения. Однако режим вертикального снижения может быть использован в особых случаях при наличии препятствий.Г л а в а 4
РЕЖИМ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА
§ 1. Балансировка вертолета в горизонтальном полете
Основные силы и моменты, действующие на вертолет в горизонтальном полете, показаны на рис. 11.10.
Рис.

11.10. Схема сил и моментов, действующих на вертолет при горизонтальном полете
С и ла т я ги не суще го ви н та Т р аск ладывае т ся н а силу Р, обеспечивающую поступательный полет, подъемную силу Y и боковую силу Tz , силу лобового сопротивления Q, силу тяги рулевого винта Тр .в , аэродинамическую силу стабилизатора R ст , боковую силу фюзеляжа Zф, реактивный момент несущего винта М р и моменты осевых сил лопастей, вызванные разносом горизонтальных шарниров МГ.Ш х и МГШz
Условиями горизонтального полета являются:
1. Y=G — условие постоянства высоты;
2. P = Q — условие постоянства скорости;

3. TРВ = Tz Zф — условие отсутствия сноса;

4. РУ Т МГШ z Qf= YxT R CТ Lст— условие отсутствия поворота относительно поперечной оси;

5. TРВ h = Tz b M Г.Шx — условие отсутствия поворота относительно продольной оси;

6. М Р ZфLф = TРВ Lр.в — условие отсутствия поворота относительно вертикальной оси.Сила Zф — боковая составляющая сопротивления фюзе ля жа верт о лета (пр и по лете со ско ль жен ием). При отсутствии Zф вертолет будет сносить влево. Для получения силы Zф горизонтальный полет совершается со скольжением влево.

Как правило, в поступательном полете снос ликвидируется одновременным наличием крена и скольжения.
Для увеличения скорости горизонтального полета необходим рост силы Р (рис. 11.10), который получается вследствие
увеличения наклона плоскости вращения несущего винта вперед. Рост скорости вызывает и увеличение силы Q.
Рис. 11.12. Изменение угла тангажа от скорости полета

Как правило, в поступательном полете снос ликвидируется одновременным наличием крена и скольжения.
Для увеличения скорости горизонтального полета необходим рост силы Р (рис. 11.10), который получается вследствие
увеличения наклона плоскости вращения несущего винта вперед. Рост скорости вызывает и увеличение силы Q.
Рис. 11.12. Изменение угла тангажа от скорости полета

В результате растет суммарный пикирующий момент, действующий на вертолет:
Мпик = РуТ Qf.
Сертолет начинает опускать нос, уменьшая угол тангажа v. Уменьшение угла тангажа вызывает рост силы R СТ и рост плеча х т , в результате чего начинает возрастать кабрирующий момент

Мкаб=Yхт RстLст

который уравновешивает пикирующий.
Таким образом, с увеличением скорости угол тангажа уменьшается (рис. 11.12). На угол тангажа сильно влияет центровка. При более задней центровке
угол тангажа относительно возрастает.
Nдв .
§ 2. Потребная мощность для горизонтального полета
Потребная мощность для горизонтального полета складывается из индуктивной мощности NИНД , профильной мощности Nпр и мощности движения
Индуктивная м о щ н о с ть — это мощность, идущая для создания подъемной силы.
Как было показано ранее, индуктивная скорость в поступательном полете меньше, чем при висении, и с увеличением скорости полета падает, а с увеличением высоты возрастает. Аналогично изменяется и индуктивная мощность. График зависимости индуктивной мощности от скорости и высоты полета показан на
рис. 11.13.
Профильная м о щ но с ть — это мощность, идущая для преодоления сил сопротивления вращению.

Рис. 11.13. Зависимость
индуктивной мощности от скорости и высоты полета
Рис. 11.13. Зависимость
индуктивной мощности от скорости и высоты полета
От высоты полета профильная мощность практически не зависит.

Мощность д в иж е н ия —это мощность, затрачиваемая на поступательное перемещение вертолета:
С увеличением высоты полета кривая потребной мощности на малых скоростях сдвигается вверх из-за влияния
N ИНД , а на больших скоростях сдвигается вниз в результате влияния NДВ (рис. 11.17).
Мощность д в иж е н ия —это мощность, затрачиваемая на поступательное перемещение вертолета:
С увеличением высоты полета кривая потребной мощности на малых скоростях сдвигается вверх из-за влияния
N ИНД , а на больших скоростях сдвигается вниз в результате влияния NДВ (рис. 11.17).
§ 6. Ограничение максимальной скорости горизонтального полета
При работе несущего винта в условиях косой обдувки угол атаки лопасти в азимуте 270° больше, чем в других азимутах.
С увеличением скорости полета в азимуте 270° возрастает скорость взмаха вниз, в результате угол атаки с
увеличением скорости возрастает.

скорость горизонтального полета.
Рис. 11.25. Распространение зоны срыва потока
Поэтому при определенной скорости начинается срыв потока, что приводит к вибрациям и крену вертолета. При дальнейшем увеличении скорости зона срыва распространяется на большие участки несущей поверхности (рис. 11.25). Падает подъемная сила, вертолет теряет устойчивость и управляемость и начинает совершать беспорядочные движения. Срыв потока

V=220 км/час V=240км/час

V=250км/час ограничивает максимальную

К срыву потока может привести и уменьшение оборотов несущего винта, ибо и в этом случае угол атаки возрастает (рис. 1,1.26). Поэтому, чем больше число m полета (m = — ), тем больше угол атаки лопасти в азимуте 270° и тем больше вероятность срыва потока.
С увеличением веса полет приходится совершать на большем шаге, поэтому срыв потока будет возникать раньше. На рис. 11.27 показано ограничение шага по срыву потока в зависимости; от числа m.
С увеличением высоты полет совершается на большем шаге, поэтому и срыв потока возникает на меньшей скорости полета. К срыву могут привести также вертикальные потоки в облаках или проваливание вертолета при чрезмерном уменьшении скорости на высотах более статического потолка.

Как вертикальные потоки, так и проваливание приводят к дополнительному обдуву винта снизу, что увеличивает угол атаки лопасти и способствует срыву потока.
Появление срыва потока не опасно для вертолета, так как летчик может легко его прекратить уменьшением шага винта и скорости полета.

Как вертикальные потоки, так и проваливание приводят к дополнительному обдуву винта снизу, что увеличивает угол атаки лопасти и способствует срыву потока.
Появление срыва потока не опасно для вертолета, так как летчик может легко его прекратить уменьшением шага винта и скорости полета.

§ 7. Пути увеличения максимальной скорости горизонтального полета
Увеличение скорости горизонтального полета вертолетов является одной из актуальнейших задач вертолетостроения, так как повышение скорости положительно сказывается и на экономичности перевозок, и на дальности полета, и на повышении тактических возможностей вертолета. Максимальные скорости современных вертолетов находятся в пределах 170—300 км/час.
Основной причиной, ограничивающей скорость полета, является возникновение зоны срыва потока в азимуте
270°.
При данной конструкции несущего винта срыв потока наступает при вполне определенном числе m, обычно при m =
0,27-:-0,35. Если увеличить обороты (угловую скорость со), то срыв возникает при боль-
шей скорости V.
Однако увеличение оборотов приводит к увеличению скорости обдува лопасти в азимуте 90°, где окружная скорость суммируется со скоростью полета W = wR V. В результате в этом азимуте начинает проявляться сжимаемость воздуха, резко уве- личивается лобовое сопротивление лопасти, что приводит к сильной тряске и делает полет невозможным.
Таким образом, увеличивая обороты несущего винта для увеличения скорости начала срыва потока в азимуте 270°, можно попасть в условия волнового кризиса в азимуте 90°. На рис. 11.28 показан способ выбора оптимальных оборотов для достижения максимально допустимой скорости полета. Сначала увеличение оборотов позволяет увеличить скорость полета, ибо ограничения по срыву отодвигаются в зону больших скоростей, но после достижения определенных оборотов допустимая скорость начинает уменьшаться из-за ограничивающего влияния волнового кризиса. Точка пересечения линий ограничения дает оптимальные обороты «опт, на которых при данной конструкции винта можно достичь максимальной скорости.
Выбор оптимального числа оборотов дает лишь возможность наиболее рационально (с точки зрения достижения наибольшей скорости полета) использовать данную
конструкцию несущего винта. Но существуют также и специальные способы, при помощи которых можно ощутимо увеличить скорость полета. Эти способы можно
разбить на две группы. Во-первых, способы, позволяющие совершать полет на меньшем шаге несущего винта, и, во-
вторых, способы, связанные с совершенствованием конструкции несущего винта. Рассмотрим некоторые из них.
Для возможности выполнения горизонтального полета на меньшем шаге несущего винта можно применить следующее:
Уменьше ние в р е д н о г о с о п р о т и в л е н и я . У современных вертолетов еще очень велико вредное сопротивление. С увеличением скорости полета влияние вредного сопротивления будет сказываться еще существенней. Уменьшение вредного сопротивления при неизменной подъемной силе Y приводит к уменьшению силы тяги несущего винта Т, ибо для полета с данной скоростью требуется меньшая сила Р (рис. 11.10). Уменьшение потребной силы Т
позволит уменьшить шаг, а значит, и угол атаки лопасти, поэтому срыв потока оттягивается на большие скорости полета.
Пути уменьшения вредного сопротивления могут быть такие: улучшение аэродинамической формы фюзеляжа, применение убирающегося шасси и установка обтекателя на втулку несущего винта. При наличии обтекателя не только значительно уменьшается собственное сопротивление втулки, но и уменьшается неблагоприятная интерференция (взаимовлияние) между потоками у втулки и фюзеляжа, что снижает общую величину вредного сопротивления.
П р им енение д о п о л н и т е л ь н ы х движителей. Если на вертолете наряду с несущим винтом применить дополнительные движители (например, тянущие или толкающие винты или ТРД), то это приведет к возможности уменьшения силы Р, а следовательно, силы тяги несущего винта Т и потребных углов атаки лопастей несущего винта. Это также (как и при уменьшении вредного сопротивления) будет способствовать увеличению допустимой скорости полета за счет оттягивания начала срыва потока на большие скорости.
П рим ен ен ие к ры л а . У с т а но в ка на в е рт ол е т е крыла дает возможность частично разгрузить несущий винт от силы Y в горизонтальном полете. В результате появляется возможность уменьшить шаг несущего винта и ,
следовательно , оттян уть ср ыв потока с лопасти в сторону больших скоростей полета.
Применение большого крыла нерационально, так как при чрезмерной разгрузке несущего винта допустимая скорость ограничивается не срывом в азимуте 270°, а волновым кризисом в азимуте 90°. Поэтому применяют небольшое крыло (рис. 11.29), разгружающее несущий винт от подъемной силы на 20—25%. Но и это дает ощутимый прирост
максимальной скорости полета (до 30%) Следует заметить, что применение крыла и дополнительных движителей одновременно может повысить скор ос ть в е р тол е та д о 400—450 км/час, что и осуществляется на винтокрылах.

шей скорости V.
Однако увеличение оборотов приводит к увеличению скорости обдува лопасти в азимуте 90°, где окружная скорость суммируется со скоростью полета W = wR V. В результате в этом азимуте начинает проявляться сжимаемость воздуха, резко уве- личивается лобовое сопротивление лопасти, что приводит к сильной тряске и делает полет невозможным.
Таким образом, увеличивая обороты несущего винта для увеличения скорости начала срыва потока в азимуте 270°, можно попасть в условия волнового кризиса в азимуте 90°. На рис. 11.28 показан способ выбора оптимальных оборотов для достижения максимально допустимой скорости полета. Сначала увеличение оборотов позволяет увеличить скорость полета, ибо ограничения по срыву отодвигаются в зону больших скоростей, но после достижения определенных оборотов допустимая скорость начинает уменьшаться из-за ограничивающего влияния волнового кризиса. Точка пересечения линий ограничения дает оптимальные обороты «опт, на которых при данной конструкции винта можно достичь максимальной скорости.
Выбор оптимального числа оборотов дает лишь возможность наиболее рационально (с точки зрения достижения наибольшей скорости полета) использовать данную
конструкцию несущего винта. Но существуют также и специальные способы, при помощи которых можно ощутимо увеличить скорость полета. Эти способы можно
разбить на две группы. Во-первых, способы, позволяющие совершать полет на меньшем шаге несущего винта, и, во-
вторых, способы, связанные с совершенствованием конструкции несущего винта. Рассмотрим некоторые из них.
Для возможности выполнения горизонтального полета на меньшем шаге несущего винта можно применить следующее:
Уменьше ние в р е д н о г о с о п р о т и в л е н и я . У современных вертолетов еще очень велико вредное сопротивление. С увеличением скорости полета влияние вредного сопротивления будет сказываться еще существенней. Уменьшение вредного сопротивления при неизменной подъемной силе Y приводит к уменьшению силы тяги несущего винта Т, ибо для полета с данной скоростью требуется меньшая сила Р (рис. 11.10). Уменьшение потребной силы Т
позволит уменьшить шаг, а значит, и угол атаки лопасти, поэтому срыв потока оттягивается на большие скорости полета.
Пути уменьшения вредного сопротивления могут быть такие: улучшение аэродинамической формы фюзеляжа, применение убирающегося шасси и установка обтекателя на втулку несущего винта. При наличии обтекателя не только значительно уменьшается собственное сопротивление втулки, но и уменьшается неблагоприятная интерференция (взаимовлияние) между потоками у втулки и фюзеляжа, что снижает общую величину вредного сопротивления.
П р им енение д о п о л н и т е л ь н ы х движителей. Если на вертолете наряду с несущим винтом применить дополнительные движители (например, тянущие или толкающие винты или ТРД), то это приведет к возможности уменьшения силы Р, а следовательно, силы тяги несущего винта Т и потребных углов атаки лопастей несущего винта. Это также (как и при уменьшении вредного сопротивления) будет способствовать увеличению допустимой скорости полета за счет оттягивания начала срыва потока на большие скорости.
П рим ен ен ие к ры л а . У с т а но в ка на в е рт ол е т е крыла дает возможность частично разгрузить несущий винт от силы Y в горизонтальном полете. В результате появляется возможность уменьшить шаг несущего винта и ,
следовательно , оттян уть ср ыв потока с лопасти в сторону больших скоростей полета.
Применение большого крыла нерационально, так как при чрезмерной разгрузке несущего винта допустимая скорость ограничивается не срывом в азимуте 270°, а волновым кризисом в азимуте 90°. Поэтому применяют небольшое крыло (рис. 11.29), разгружающее несущий винт от подъемной силы на 20—25%. Но и это дает ощутимый прирост
максимальной скорости полета (до 30%) Следует заметить, что применение крыла и дополнительных движителей одновременно может повысить скор ос ть в е р тол е та д о 400—450 км/час, что и осуществляется на винтокрылах.

Совершенствование конструкции несущих винтов может идти по следующим путям.
У в е ли че н и е к о э ф ф и ц и е н т а з а пол не ния . Коэффициент заполнения а равен отношению суммы площадей лопастей несущего винта к
ометаемой площади. Расчеты показывают, что средняя по диску величина коэффициента подъемной силы су обратно пропорциональна величине коэффициента заполнения
Таким образом, увеличение коэффициента заполнения уменьшает среднюю величину коэффициента подъемной силы, а это приводит к тому, что граница срыва потока на лопасти смещается в сторону больших ско- ростей полета (до 350—370 км/час), ибо достижение Cу mах соответствующее срыву, наступает позже.
Повысить коэффициент заполнения можно как увеличением площади лопастей, так и увеличением числа лопастей. У современных вертолетов встречаются винты с шестью и более лопастями.
Отрицательной стороной этого способа является то, что увеличение коэффициента заполнения ведет к снижению КПД винта, т. е. для создания одной и той же тяги приходится затрачивать большую мощность двигателя.
Снижение КПД винта объясняется тем, что при увеличении коэффициента заполнения обтекание лопастей ухудшается, так как каждая лопасть работает в более завихренной зоне спутной струи предыдущей лопасти.
У пр ав л я ем о е отклоне н ие л о п ас т ей о тн о си – те л ь но в ер ти к ал ь н о г о ша р нир а . Если при поступательном полете осуществить дополнительное отклонение лопасти относительно вертикального шарнира в азимуте 90° назад по вращению, а в азимуте
270° впере д п о вращению (р ис. 11.30), то этим можно уменьшить асимметричность обтекания лопастей потоком. В результате уменьшится скорость обтекания лопасти в азимуте 90° и волновой кризис сместится на большие скорости полета. В азимуте 270° срыв потока наступит такжезначительно позже из-за уменьшения скорости махового движения.
Расчеты показывают, что при данном способе можно значительно повысить скорость вертолета. Недостатком этого
метода является усложнение втулки несущего винта.
Существуют и другие способы увеличения максимальной скорости вертолета, часть из которых сводится к превращению вертолета в поступательном полете в самолет уборкой лопастей несущего винта или поворотом винтов вместе с крылом (конвертопланы).
§ 8. Устойчивость в горизонтальном полете
Рассмотрим сначала статическую устойчивость вертолета в горизонтальном полете. Статическая устойчивость складывается из устойчивости несущего винта и
устойчивости фюзеляжа со стабилизатором. В свою очередь каждый из перечисленных агрегатов обладает разной
статической устойчивостью по скорости и по углу атаки.

Если, например, полет происходит с постоянной скоростью и какая-либо причина привела к увеличению угла атаки несущего винта, то увеличится степень маховых движений лопастей. В результате плоскость вращения несущего винта отклонится назад, а это приведет к увеличению угла тангажа фюзеляжа, наклону вала несущего винта, а значит, и к большему увеличению угла атаки несущего винта. Таким образом, несущий винт по углу атаки неустойчив.
Если, например, увеличивается скорость полета, то вследствие увеличения степени маховых движений лопастей плоскость вращения несущего винта отклоняется несколько назад, что уменьшает силу Р несущего винта (рис. 11.31), а следовательно, и скорость полета. Таким образом, несущий винт обладает статической устойчивостью по скорости.

Фюзеляж вертолета со стабилизатором обладает статической устойчивостью по углу атаки. Так, если увеличится угол тангажа на v, то на стабилизаторе появится дополнительная сила AR СТ , вызывающая пикир у ющи й мо ме нт , ко т о рый

у мен ь ши т у го л т ан гажа (рис. 11.32).
Если же увеличить скорость полета, то возрастет пикирующий момент силы Q, который приводит к опусканию носа
вертолета, а значит, и к увеличению силы Р несущего винта (рис. 11.33). В результате скорость будет еще больше увеличиваться, значит, фюзеляж неустойчив по скорости.

Вообще степень устойчивости фюзеляжа по скорости зависит от точки приложения результирующей силы лобового сопротивления Q. Если сила Q приложена ниже центра тяжести (что бывает чаще), то фюзеляж неустойчив по скорости, если выше, то устойчив, и, наконец, если сила Q приложена в. центре тяжести, то фюзеля ж нейтрален. Р улевой винт практически не влияет на продольную статическую устойчивость.
Из рассмотренных примеров видно, что влияние различных агрегатов на статическую устойчивость различно.
На продольную статическую устойчивость вертолета по углу атаки положительно влияет фюзеляж со стабилизатором, отрицательно — несущий винт.
Практика показывает, что влияние несущего винта на статическую устойчивость по углу атаки, как правило, менее значительно, чем влияние фюзеляжа со стабилизатором, поэтому вертолет оказывается устойчивым по углу
атаки.
На продольную статическую устойчивость вертолета по скорости положительно влияет несущий винт и отрицательно
— фюзеляж.
Вообще степень устойчивости фюзеляжа по скорости зависит от точки приложения результирующей силы лобового сопротивления Q. Если сила Q приложена ниже центра тяжести (что бывает чаще), то фюзеляж неустойчив по скорости, если выше, то устойчив, и, наконец, если сила Q приложена в. центре тяжести, то фюзеля ж нейтрален. Р улевой винт практически не влияет на продольную статическую устойчивость.
Из рассмотренных примеров видно, что влияние различных агрегатов на статическую устойчивость различно.
На продольную статическую устойчивость вертолета по углу атаки положительно влияет фюзеляж со стабилизатором, отрицательно — несущий винт.
Практика показывает, что влияние несущего винта на статическую устойчивость по углу атаки, как правило, менее значительно, чем влияние фюзеляжа со стабилизатором, поэтому вертолет оказывается устойчивым по углу
атаки.
На продольную статическую устойчивость вертолета по скорости положительно влияет несущий винт и отрицательно
— фюзеляж.
Степень влияния различных агрегатов на устойчивость вертолета по скорости зависит от величины самой скорости полета. На малых скоростях вертолет устойчив, на средних — нейтрален или неустойчив, и на больших скоростях он снова становится устойчивым. Степень устойчивости по скорости увеличивается с уменьшением оборотов несущего винта, так как с уменьшением обо- ротов увеличивается степень маховых движений лопастей.
Рис. 11.33. Зависимость статической устойчивости фюзеляжа от скорости
Центровка мало влияет на продольную статическую устойчивость в горизонтальном
полете.
В динамическом отношении картина выглядит так: на тех режимах, где вертолет статически устойчив, появляются слабые незатухающие колебания, ибо вертолет в продольном отношении имеет малую динамическую неустойчивость. Колебания эти легко парируются летчиком. В боковом отношении вертолет динамически неустойчив.
Для облегчения пилотирования вертолета на нем устанавливается автопилот, который гасит колебания вертолета, связанные с динамической неустойчивостью.
§ 9. Управляемость в горизонтальном полете
В реальных условиях продольная, поперечная и путевая управляемость тесно связаны. Но для удобства изучения рассмотрим их отдельно.
П р о д о л ь н а я у п р а в л я ем о ст ь . Для увеличения скорости полета необходимо обеспечить рост силы Р
(рис. 11.10), который достигается путем наклона плоскости вращения несущего винта вперед (ручка от себя).
При нейтральном положении ручки кольцо автомата перекоса конструктивно устанавливается наклоненным вперед на 2—3°, в результате чего на крейсерских режимах отклонение ручки от нейтрального положения невелико, что облегчает пилотирование вертолета на крейсерских скоростях. Наименьший запас продольного управления от себя имеет место при полете на больших скоростях с предельно задней центровкой. Этот запас еще более уменьшается при уменьшении оборотов несущего винта, ибо с уменьшением оборотов растут маховые движения лопастей и для компенсации завала плоскости вращения необходима дополнительная подача ручки от себя.
При превышении предельно задней центровки может вообще не хватить хода ручки, а следовательно, и наклона автомата перекоса для достижения максимальной’ скорости горизонтального полета.
П о п ер еч н ая у пр ав л я е м о сть . Для одновинтового вертолета характерна ассиметрия поперечного управления, которая объясняется следующим.
Для балансировки вертолета в поперечном отношении на режиме висения необходимо наличие силы Tz (рис. II.1), которая уравновешивает тягу рулевого винта Т РВ . При поступательном полете необходимость в силе Тг не отпадает (рис.
11.10).
При висении сила Т г получается за счет наклона ручки вправо. При горизонтальном полете вследствие маховых движений лопастей плоскость вращения заваливается назад и вправо. Степень завала зависит от скорости полета. На
больших скоростях завал оказывается настолько эффективным, что ручку управления приходится перемещать влево.
Таким образом, с увеличением скорости полета ручк а уп р авления до лжн а пере мещать ся спр ава н але во. В
этом и проявляется асимметрия поперечного управления.
При нейтральном положении ручки кольцо автомата перекоса конструктивно устанавливается наклоненным влево
на 1—2°, поэтому на крейсерском режиме не требуется отклонения ручки, что облегчает пилотирование вертолета.
Наименьший запас поперечного управления влево имеет место в горизонтальном полете при максимальной скорости полета и при асимметричной загрузке вертолета на правый борт. Запас поперечного управления вправо в горизонтальном полете невелик, и его можно не учитывать.
П у т ев ая у п р а в л я ем о ст ь . Н а в с е х с корос т ях горизонтального полета требуется расход правой педали. На малых скоростях расход правой педали большой, на крейсерских скоростях педали находятся почти нейтрально, а на больших скоростях снова появляется необходимость в расходе правой педали. Расход правой педали на больших скоростях может быть уменьшен, если вертолет имеет киль с фиксированным рулем (рис. 11.20). При поступательном полете запас путевого управления вправо, несмотря на скольжение влево, значительно больше, чем при висении.
Изменение продольной центровки практически не сказывается на поперечной и путевой управляемости вертолета. Таким образом, для перевода вертолета из. режима висения в горизонтальный полет и набора нужной скорости ручка
управления подается вперед и влево и одновременно убирается правая педаль, Ручка «шаг — газ» сначала опускается (до
экономической скорости), а затем снова подымается.
§ 6. Вертикальная скорость при планировании на режиме самовращения
Вертикальная скорость снижения на режиме самовращения зависит в основном от скорости поступательного полета, ибо шаг винта практически остается постоянным и близким к минимальному значению. Зависимость вертикальной скорости снижения от скорости полета и шага приводится в указательнице глиссад планирования (рис. 11.54).
В связи с тем что на высотах ниже 2000м самовращение осуществляется практически при неизменном минимальном шаге Фmin=l—3°, на рис. 11.54 приводится одна кривая.
Из графика видно, что при вертикальном снижении вертикальная скорость доходит до 15—18 м/сек, поэтому этот
режим снижения опасен при посадке. По графику можно определить скорость полета V1, при которой вертикальная
скорость минимальна Vуmin . V современных вертолетов Vуmin = 7-:-9 м/сек.