Итак, мы достигли наибольшего диапазона центровок на массе 9250-9625 фунтов, т.е. 4195-4377 кг, а дальше снова появились наклонные. Чем они обусловлены? Чтобы ответить на этот вопрос, нужно разобраться, а чем вообще обусловлены ограничения по центровке.
Первое ограничение - по запасу управления. То есть, вы, например, поднимаете вертолёт в воздух и для того, чтобы уравновесить смещение центровки, скажем, вперёд, вы должны отклонить ручку ППУ назад. И в какой-то момент вы упрётесь ручкой в ограничитель. Так вот, для безопасности, считается, что в любом случае у вас должен оставаться запас управления и он накладывает первое ограничение на центровки.
Однако, это никак не объясняет, остальные линии на приведённом графике. И тут вступает в силу устойчивость вертолёта в горизонтальном полёте. То есть, например, известно, что на некоей скорости при определённых центровках, начинается раскачка машины (нарушение требования норм лётной годности об устойчивости вертолёта в полёте). И в этом случае, у вас остаётся выбор - либо зарезать вообще центровки, либо найти те конфигурации положения центра масс, в которых можно безопасно летать и колебания не начнутся. Примерно так и поступают на Западе. Отсюда, мы видим сужение в верхней части графика.
Повторюсь, наши этими тонкостями не заморачиваются, поэтому, по документам получается, что на наших машинах разрешённый диапазон центровок уже, чем на буржуйских аналогах, но есть нюанс (c).
В маркетинговых материалах по S-76D, естественно, будет указан диапазон центровок по максимуму - т.е. по графику от 194 до 210 дюймов, т.е. 16 дюймов или 406,4 мм.
#Познавательное #Проектирование #Аэродинамика
Первое ограничение - по запасу управления. То есть, вы, например, поднимаете вертолёт в воздух и для того, чтобы уравновесить смещение центровки, скажем, вперёд, вы должны отклонить ручку ППУ назад. И в какой-то момент вы упрётесь ручкой в ограничитель. Так вот, для безопасности, считается, что в любом случае у вас должен оставаться запас управления и он накладывает первое ограничение на центровки.
Однако, это никак не объясняет, остальные линии на приведённом графике. И тут вступает в силу устойчивость вертолёта в горизонтальном полёте. То есть, например, известно, что на некоей скорости при определённых центровках, начинается раскачка машины (нарушение требования норм лётной годности об устойчивости вертолёта в полёте). И в этом случае, у вас остаётся выбор - либо зарезать вообще центровки, либо найти те конфигурации положения центра масс, в которых можно безопасно летать и колебания не начнутся. Примерно так и поступают на Западе. Отсюда, мы видим сужение в верхней части графика.
Повторюсь, наши этими тонкостями не заморачиваются, поэтому, по документам получается, что на наших машинах разрешённый диапазон центровок уже, чем на буржуйских аналогах, но есть нюанс (c).
В маркетинговых материалах по S-76D, естественно, будет указан диапазон центровок по максимуму - т.е. по графику от 194 до 210 дюймов, т.е. 16 дюймов или 406,4 мм.
#Познавательное #Проектирование #Аэродинамика
Небольшая иллюстрация-дополнение по центровкам.
Тут показан пример массива ограничений. Так, например, красные линии - это линии ограничения по запасу управления. Из схемы видно, что чем ниже мы опускаемся, тем шире у нас доступный диапазон центровок, соответственно, груз, который располагается на полу, смещает центровку вниз и поэтому позволяет расширить продольный диапазон.
В то же время жёлтым показано, как меняет центровку загрузка топливом, при заднем расположении баков - по выработке топлива она в этом случае движется справа-налево снизу-вверх. И эта же кривая перенесена вперёд-вниз, что демонстрирует, как расход топлива отгрызает переднюю центровку.
Светло-синяя линия показывает ограничения по устойчивости - когда центр масс опасно приближается к аэродинамическому фокусу вертолёта по Z-вой составляющей аэродинамических сил - устойчивость по My. Аналогично есть ограничение для аэродинамического фокуса по Y-составляющей - устойчивость по Mz, но её я тут не изобразил.
Есть также ограничения динамической устойчивости, когда положение фюзеляжа относительно условной оси шарнира отклоняется назад, зарезая при этом центровки на больших скоростях. В этом случае за рубежом принято делать пометки с ограничениями для скоростей, а у нас в этом случае тупо режут диапазон целиком.
Также стоит упомянуть, что иногда диапазоны центровок расширяются по средствам грузов, которые вешаются на хвостовой балке или наоборот в носу. В этом случае такая информация предоставляется в РЛЭ или, как у нас это бывает, в приложении к РЛЭ под названием РЗЦ - руководство по загрузке и центровкам.
В целом, очень часто ограничения в РЛЭ обусловлены спецификой правоприменения норм лётной годности в том или ином регионе и не всегда отражают реальные технические возможности машины.
#Познавательное #Аэродинамика #Проектирование
Тут показан пример массива ограничений. Так, например, красные линии - это линии ограничения по запасу управления. Из схемы видно, что чем ниже мы опускаемся, тем шире у нас доступный диапазон центровок, соответственно, груз, который располагается на полу, смещает центровку вниз и поэтому позволяет расширить продольный диапазон.
В то же время жёлтым показано, как меняет центровку загрузка топливом, при заднем расположении баков - по выработке топлива она в этом случае движется справа-налево снизу-вверх. И эта же кривая перенесена вперёд-вниз, что демонстрирует, как расход топлива отгрызает переднюю центровку.
Светло-синяя линия показывает ограничения по устойчивости - когда центр масс опасно приближается к аэродинамическому фокусу вертолёта по Z-вой составляющей аэродинамических сил - устойчивость по My. Аналогично есть ограничение для аэродинамического фокуса по Y-составляющей - устойчивость по Mz, но её я тут не изобразил.
Есть также ограничения динамической устойчивости, когда положение фюзеляжа относительно условной оси шарнира отклоняется назад, зарезая при этом центровки на больших скоростях. В этом случае за рубежом принято делать пометки с ограничениями для скоростей, а у нас в этом случае тупо режут диапазон целиком.
Также стоит упомянуть, что иногда диапазоны центровок расширяются по средствам грузов, которые вешаются на хвостовой балке или наоборот в носу. В этом случае такая информация предоставляется в РЛЭ или, как у нас это бывает, в приложении к РЛЭ под названием РЗЦ - руководство по загрузке и центровкам.
В целом, очень часто ограничения в РЛЭ обусловлены спецификой правоприменения норм лётной годности в том или ином регионе и не всегда отражают реальные технические возможности машины.
#Познавательное #Аэродинамика #Проектирование
Лопасть НВ: Дополнение 5: Углы опережения управления.
Один из моментов, про которые я забыл упомянуть касательно несущего винта, это углы опережения управления.
Что это такое и с чем это едят. Самое простое, но не совсем точное описание этого процесса заключается в том, что вращающийся винт является своеобразным гироскопом и реакция на управляющее воздействие переносится на π/2 или 90 градусов. То есть, если мы хотим воздействовать на гироскоп так, чтобы вызвать усилие по Mz, нам нужно оказать управляющее воздействие по Mx.
Механически это выглядит так, что автомат перекоса наклоняется прямо, а поводок лопасти вынесен на угол опережения управления.
Однако, легко заметить, что на самом деле угол опережения управления не соответствует ровно π/2 или 90 градусам. Это вызвано тем, что помимо управляющего воздействия, есть ещё асимметрия обтекания винта при горизонтальном полёте, маховое движение лопасти, которое имеет своё инерциальное запаздывание, а также динамика нарастания угла атаки лопасти, которая также вносит свои коррективы.
Асимметрия вызвана тем, что на набегающей лопасти скоростной напор выше, чем на отступающей на величину двух скоростей полёта (на набегающей υлн=ωR+υ на отступающей — υло=ωR-υ). Это вызывает запаздывание движения лопасти, которая стремится отклониться относительно вертикального шарнира назад, что складывается с маховым движением относительно ВШ, вызванным кориолисовой силой от махового движения относительно ГШ. Причём скоростной напор растёт пропорционально квадрату скорости — то есть разница скоростных напоров на наступающей и отступающей лопасти по мере нарастания скорости полёта нарастает квадратично. Таким образом потребный угол опережения управления также слегка «плывёт».
Чтобы выравнять вертолёт на крейсерском режиме, как правило слегка заваливают несущий винт и выставляют угол опережения управления. В случае с соосной машиной, завал винта невозможен, поэтому ограничиваются углами опережения, выставляемыми для крейсерского режима.
Более-менее приличная визуализация механики углов опережения показана вот в этом видео. Если не понятно, могу дополнить своими иллюстрациями.
ОГЛАВЛЕНИЕ
#Познавательное #Аэродинамика
Один из моментов, про которые я забыл упомянуть касательно несущего винта, это углы опережения управления.
Что это такое и с чем это едят. Самое простое, но не совсем точное описание этого процесса заключается в том, что вращающийся винт является своеобразным гироскопом и реакция на управляющее воздействие переносится на π/2 или 90 градусов. То есть, если мы хотим воздействовать на гироскоп так, чтобы вызвать усилие по Mz, нам нужно оказать управляющее воздействие по Mx.
Механически это выглядит так, что автомат перекоса наклоняется прямо, а поводок лопасти вынесен на угол опережения управления.
Однако, легко заметить, что на самом деле угол опережения управления не соответствует ровно π/2 или 90 градусам. Это вызвано тем, что помимо управляющего воздействия, есть ещё асимметрия обтекания винта при горизонтальном полёте, маховое движение лопасти, которое имеет своё инерциальное запаздывание, а также динамика нарастания угла атаки лопасти, которая также вносит свои коррективы.
Асимметрия вызвана тем, что на набегающей лопасти скоростной напор выше, чем на отступающей на величину двух скоростей полёта (на набегающей υлн=ωR+υ на отступающей — υло=ωR-υ). Это вызывает запаздывание движения лопасти, которая стремится отклониться относительно вертикального шарнира назад, что складывается с маховым движением относительно ВШ, вызванным кориолисовой силой от махового движения относительно ГШ. Причём скоростной напор растёт пропорционально квадрату скорости — то есть разница скоростных напоров на наступающей и отступающей лопасти по мере нарастания скорости полёта нарастает квадратично. Таким образом потребный угол опережения управления также слегка «плывёт».
Чтобы выравнять вертолёт на крейсерском режиме, как правило слегка заваливают несущий винт и выставляют угол опережения управления. В случае с соосной машиной, завал винта невозможен, поэтому ограничиваются углами опережения, выставляемыми для крейсерского режима.
Более-менее приличная визуализация механики углов опережения показана вот в этом видео. Если не понятно, могу дополнить своими иллюстрациями.
ОГЛАВЛЕНИЕ
#Познавательное #Аэродинамика
YouTube
helicopter rotor control - phase delay
How a helicopter works
Helicopter aerodynamics and rotor control - phase delay
The concept of helicopter control phase delay is that the maximum aerodynamic force applied to a helicopter rotor blade takes some time before it manifests as a control input.…
Helicopter aerodynamics and rotor control - phase delay
The concept of helicopter control phase delay is that the maximum aerodynamic force applied to a helicopter rotor blade takes some time before it manifests as a control input.…
С учётом заблуждений насчёт видео выше, расскажу немного про динамические графики для различных машин.
Для примера привожу график от Robinson R66, т.к. под рукой не оказалось графика для AW119 или его одноклассника с одним двигателем.
Итак, этот график показывает экипажу, в каких условиях обеспечивается безопасное прерывание полёта для данного конкретного типа.
Что нам говорит график, о порядке взлёта: оторвались, повисли в зоне влияния земли на высоте до 2,5 метров, разогнались до скорости в 45 узлов (83,3 км/ч) и дальше пошли набирать высоту. При посадке желательно осуществлять всё то же самое в обратном порядке.
Высота в данном случае указывается до поверхности, поэтому приведено две границы - от уровня моря и от высоты 7800 футов или 2377 метров, как для максимальной разрешённой высоты посадочной площадки.
То есть, если вертолёт висит на высоте 500 футов (152 метра) над площадкой на уровне моря, то у экипажа будет достаточно времени, чтобы безопасно перейти на авторотацию и посадить машину, а если будет висеть на 100 метрах - то с большим шансом схватит полный рот земли.
Этот график для своего типа желательно помнить наизусть, чтобы выполняя операции чётко знать, в какой зоне ты находишься и на сколько обеспечивается безопасность полёта в случае нештатных ситуаций.
По разбору на зарубежных сайтах, где сидят лётчики, которые летают на данных типах, AW119 из видео выше, находился как раз в заштрихованной зоне, в которой безопасное прерывание полёта не гарантировано.
При этом, машина обеспечила выживаемость всех 6 находящихся на борту человек, так что данное авиационное происшествие не является катастрофой (и идёт в копилочку AW119 с точки зрения безопасности - обеспечения выживаемости людей на борту).
#Познавательное #Аэродинамика
Для примера привожу график от Robinson R66, т.к. под рукой не оказалось графика для AW119 или его одноклассника с одним двигателем.
Итак, этот график показывает экипажу, в каких условиях обеспечивается безопасное прерывание полёта для данного конкретного типа.
Что нам говорит график, о порядке взлёта: оторвались, повисли в зоне влияния земли на высоте до 2,5 метров, разогнались до скорости в 45 узлов (83,3 км/ч) и дальше пошли набирать высоту. При посадке желательно осуществлять всё то же самое в обратном порядке.
Высота в данном случае указывается до поверхности, поэтому приведено две границы - от уровня моря и от высоты 7800 футов или 2377 метров, как для максимальной разрешённой высоты посадочной площадки.
То есть, если вертолёт висит на высоте 500 футов (152 метра) над площадкой на уровне моря, то у экипажа будет достаточно времени, чтобы безопасно перейти на авторотацию и посадить машину, а если будет висеть на 100 метрах - то с большим шансом схватит полный рот земли.
Этот график для своего типа желательно помнить наизусть, чтобы выполняя операции чётко знать, в какой зоне ты находишься и на сколько обеспечивается безопасность полёта в случае нештатных ситуаций.
По разбору на зарубежных сайтах, где сидят лётчики, которые летают на данных типах, AW119 из видео выше, находился как раз в заштрихованной зоне, в которой безопасное прерывание полёта не гарантировано.
При этом, машина обеспечила выживаемость всех 6 находящихся на борту человек, так что данное авиационное происшествие не является катастрофой (и идёт в копилочку AW119 с точки зрения безопасности - обеспечения выживаемости людей на борту).
#Познавательное #Аэродинамика
Ну и напоследок, насчёт оборотов винта и запаса энергии для авторотации.
Обороты несущего винта - величина вторичная в аэродинамике, т.к. важна окружная скорость - та скорость, с которой лопасть движется относительно воздушного потока, ведь подъёмная сила создаётся скоростным напором, а он зависит от линейной, а не угловой скорости.
Так, в основном окружная скорость винтов вертолётов колеблется в диапазоне от 180-230 м/с. Эта скорость с одной стороны ограничена срывом на лопасти на режиме висения или на отступающей лопасти в горизонтальном полёте, а с другой - звуковым барьером на наступающей лопасти. И уже из этой окружной скорости, равно ωR путём деления на R получают угловую скорость ω, которую можно преобразовать в обороты.
Так, например, радиус винта Robinson R66 из того же РЛЭ - 198" или 5,0292 метров, то есть, окружная скорость задана в диапазоне 189-227,5 м/с на авторотации.
Для Ми-8 диапазоны будут примерно такими же по окружной скорости, но, естественно, из-за большего радиуса винта - обороты будут меньше.
Как это влияет на авторотацию? Да практически никак, потому, что запас энергии винта складывается из двух основных компонентов - момента инерции винта и частоты вращения. То есть, винт проектируется под заданную массу для обеспечения безопасной авторотации, а не наоборот. Вы можете его сделать тяжелее и он будет иметь больший запас энергии при меньших оборотах, а можете наоборот.
Это решают конструктора при проектировании. И это часть той самой параметрической увязки вертолёта, которую я старательно пропагандирую среди авиационных инженеров-конструкторов.
UP: Похоже часть народу не разобралось о чём я пишу в данном посте. Речь идёт не о самой авторотации, как процессе снижения на самовращении, а о двух переходных режимах:
1) Переход на авторотацию - это параграф требований безопасности о том, что критическая ситуация на борту не может развиваться быстрее, чем реагирует лётчик. То есть на практике, от момента отказа двигателя до перевода вертолёта на авторотацию должен быть запас не мене чем в 3 секунды. За это время обороты НВ не должны упасть ниже критических (вон у Робинсона не ниже 88% от номинала), иначе маховое движение на винте превысит допустимые ограничения и машина срубит хвост (а соосники получат схлёст).
2) Режим подрыва у земли - авторотация происходит с довольно быстрой вертикальной скоростью - часто это десяток метров в секунуд. Если с такой скоростью войти в землю - мало не покажется. Поэтому выполняется подрыв, то есть увеличение общего шага винта перед землёй, в процессе чего расходуется кинетическая энергия вращающегося винта на создание подъёмной силы.
Вот эти две фазы авторотации и определяются инерциальными характеристиками лопасти (напомню, что энергия вращения это E=(I*ω^2)/2 где I - момент инерции, т.е. в случае лопасти произведение массы на квадрат плеча до центра масс)
#Познавательное #Аэродинамика
Обороты несущего винта - величина вторичная в аэродинамике, т.к. важна окружная скорость - та скорость, с которой лопасть движется относительно воздушного потока, ведь подъёмная сила создаётся скоростным напором, а он зависит от линейной, а не угловой скорости.
Так, в основном окружная скорость винтов вертолётов колеблется в диапазоне от 180-230 м/с. Эта скорость с одной стороны ограничена срывом на лопасти на режиме висения или на отступающей лопасти в горизонтальном полёте, а с другой - звуковым барьером на наступающей лопасти. И уже из этой окружной скорости, равно ωR путём деления на R получают угловую скорость ω, которую можно преобразовать в обороты.
Так, например, радиус винта Robinson R66 из того же РЛЭ - 198" или 5,0292 метров, то есть, окружная скорость задана в диапазоне 189-227,5 м/с на авторотации.
Для Ми-8 диапазоны будут примерно такими же по окружной скорости, но, естественно, из-за большего радиуса винта - обороты будут меньше.
Как это влияет на авторотацию? Да практически никак, потому, что запас энергии винта складывается из двух основных компонентов - момента инерции винта и частоты вращения. То есть, винт проектируется под заданную массу для обеспечения безопасной авторотации, а не наоборот. Вы можете его сделать тяжелее и он будет иметь больший запас энергии при меньших оборотах, а можете наоборот.
Это решают конструктора при проектировании. И это часть той самой параметрической увязки вертолёта, которую я старательно пропагандирую среди авиационных инженеров-конструкторов.
UP: Похоже часть народу не разобралось о чём я пишу в данном посте. Речь идёт не о самой авторотации, как процессе снижения на самовращении, а о двух переходных режимах:
1) Переход на авторотацию - это параграф требований безопасности о том, что критическая ситуация на борту не может развиваться быстрее, чем реагирует лётчик. То есть на практике, от момента отказа двигателя до перевода вертолёта на авторотацию должен быть запас не мене чем в 3 секунды. За это время обороты НВ не должны упасть ниже критических (вон у Робинсона не ниже 88% от номинала), иначе маховое движение на винте превысит допустимые ограничения и машина срубит хвост (а соосники получат схлёст).
2) Режим подрыва у земли - авторотация происходит с довольно быстрой вертикальной скоростью - часто это десяток метров в секунуд. Если с такой скоростью войти в землю - мало не покажется. Поэтому выполняется подрыв, то есть увеличение общего шага винта перед землёй, в процессе чего расходуется кинетическая энергия вращающегося винта на создание подъёмной силы.
Вот эти две фазы авторотации и определяются инерциальными характеристиками лопасти (напомню, что энергия вращения это E=(I*ω^2)/2 где I - момент инерции, т.е. в случае лопасти произведение массы на квадрат плеча до центра масс)
#Познавательное #Аэродинамика
Аэродинамика. Часть 8.1 Одновинтовая схема с рулевым винтом
Итак, первой аэродинамической схемой, которую мы рассмотрим, будет схема с одиночным несущим и рулевым винтами.
В чём секрет того, что по этой схеме построено большинство вертолётов в мире? Ответ и прост и сложен и не совсем однозначен. Вкратце — это первая стабильная схема, которая позволяла добиться управляемого полёта без лишних выкрутасов и чрезвычайной сложности. Одиночный винт не требовал сложных конструкций с разнесением несущих агрегатов, которые вызывали целую кучу разных резонансов, которые в те времена считать попросту не умели, а в горизонтальном полёте при наличии вертикального и горизонтального шарниров, этот винт обеспечивал высокую стабильность с минимальным количеством управляющих воздействий со стороны лётчика. Висение при этом хоть и требовало дополнительных движений для парирования перекрёстных связей, всё-же не вызывало особых проблем.
С точки зрения аэродинамики, одиночный винт имеет ряд недостатков, главными из которых являются закручивание потока в осевой вихрь с потерей эффективности на режиме висения и наличие паразитного агрегата — рулевого винта, не выполняющего несущей функции.
Затраты энергии на рулевой винт легко оценить для любого вертолёта, зная пропускаемую мощность, обороты НВ и плечо, на котором располагается рулевой винт. Так, реактивный момент на несущем винте равен Mнв=N/ω (мощности, делённой на угловую скорость вращения), то есть, скажем, для современных Ми-8 с двигателями мощностью 2х1837,5 кВт за вычетом всех потерь в ~15% это 3123/20=155 кН*м момента, который нужно компенсировать. На плече рулевого винта в 12,7 метра, это сила величиной в 155/12,7=12,2 кН или 1244 кгс. Это, естественно, предельная сила, но при этом рулевой винт всё равно должен быть способен её обеспечить. И на это съедается порядка 10-15% от располагаемой мощности.
К потерям на рулевой винт на висении добавляются также потери от осевого индуктивного вихря, который съедает энергию и уменьшает углы притекания на лопастях, в результате чего ухудшается эффективность работы НВ ещё на 10-15%.
При горизонтальном полёте, обе проблемы практически исчезают — осевой вихрь ломается набегающим потоком одновременно и на несущем и на рулевом винте и вертолёт даёт весьма приличные скоростные характеристики. Сопротивление на самом несущем винте в этом случае минимально, за счёт относительно компактной втулки одиночного винта.
В то же время, рулевой винт играет роль мощного демпфера путевых колебаний — при малейшем отклонении угла скольжения, углы атаки на лопастях растут и на РВ появляется сила, направленная противоположно отклонению. Это, конечно, палка о двух концах — если надо отклонить вертолёт в полёте по курсу — это будет сделать крайне непросто по тем же причинам.
<продолжение следует>
#Аэродинамика #Познавательное
Итак, первой аэродинамической схемой, которую мы рассмотрим, будет схема с одиночным несущим и рулевым винтами.
В чём секрет того, что по этой схеме построено большинство вертолётов в мире? Ответ и прост и сложен и не совсем однозначен. Вкратце — это первая стабильная схема, которая позволяла добиться управляемого полёта без лишних выкрутасов и чрезвычайной сложности. Одиночный винт не требовал сложных конструкций с разнесением несущих агрегатов, которые вызывали целую кучу разных резонансов, которые в те времена считать попросту не умели, а в горизонтальном полёте при наличии вертикального и горизонтального шарниров, этот винт обеспечивал высокую стабильность с минимальным количеством управляющих воздействий со стороны лётчика. Висение при этом хоть и требовало дополнительных движений для парирования перекрёстных связей, всё-же не вызывало особых проблем.
С точки зрения аэродинамики, одиночный винт имеет ряд недостатков, главными из которых являются закручивание потока в осевой вихрь с потерей эффективности на режиме висения и наличие паразитного агрегата — рулевого винта, не выполняющего несущей функции.
Затраты энергии на рулевой винт легко оценить для любого вертолёта, зная пропускаемую мощность, обороты НВ и плечо, на котором располагается рулевой винт. Так, реактивный момент на несущем винте равен Mнв=N/ω (мощности, делённой на угловую скорость вращения), то есть, скажем, для современных Ми-8 с двигателями мощностью 2х1837,5 кВт за вычетом всех потерь в ~15% это 3123/20=155 кН*м момента, который нужно компенсировать. На плече рулевого винта в 12,7 метра, это сила величиной в 155/12,7=12,2 кН или 1244 кгс. Это, естественно, предельная сила, но при этом рулевой винт всё равно должен быть способен её обеспечить. И на это съедается порядка 10-15% от располагаемой мощности.
К потерям на рулевой винт на висении добавляются также потери от осевого индуктивного вихря, который съедает энергию и уменьшает углы притекания на лопастях, в результате чего ухудшается эффективность работы НВ ещё на 10-15%.
При горизонтальном полёте, обе проблемы практически исчезают — осевой вихрь ломается набегающим потоком одновременно и на несущем и на рулевом винте и вертолёт даёт весьма приличные скоростные характеристики. Сопротивление на самом несущем винте в этом случае минимально, за счёт относительно компактной втулки одиночного винта.
В то же время, рулевой винт играет роль мощного демпфера путевых колебаний — при малейшем отклонении угла скольжения, углы атаки на лопастях растут и на РВ появляется сила, направленная противоположно отклонению. Это, конечно, палка о двух концах — если надо отклонить вертолёт в полёте по курсу — это будет сделать крайне непросто по тем же причинам.
<продолжение следует>
#Аэродинамика #Познавательное
Вместе с тем рулевой винт является и самой проблемной частью большинства вертолётов. Так, помимо очевидной опасности зацепить препятствия при посадке, у рулевого винта есть два различных условия потери тяги.
Первый — это вихревое кольцо. Так, если вы начнёте разворачиваться в сторону отбрасываемой индуктивной струи со скростью, сопостовимой с создаваемой винтом потоком (а она зависит от нагрузки рулевой винт), то этот же поток затянет в рулевой винт и сформирует тороидальный вихрь, что вызовет потерю тяги и самовращение.
Это накладывет ограничение на скорость разворота в сторону противоположную вращению несущего винта (на наших вертолётах это «левое вращение»).
Разворот в направлении вращения винта ограничен в свою очередь просадкой мощности (РВ начинает отъедать мощность от НВ и нужно добавлять газу, или вертолёт просядет по высоте). Наличие таких вот перекрёстных связей делает управление одновинтовым вертолётом одним из самых сложных. По этой же причине нормальной САУ этот тип вертолётов обзавёлся только в этом веке (до этого были попытки, но чаще всего автопилот вёл себя не совсем адекватно, допуская раскачку и с трудом обрабатывая множество всяких полётных ситуаций).
Помимо вихревого кольца есть и ещё один тип вращения, о котором я говорил вот в этой части цикла. В отчётах ICAO его можно увидеть, как LTE (Loss of Tail-rotor Effectiveness). Его так или иначе ловил каждый пилот одновинтового вертолёта в своей карьере, а для нескольких экипажей каждый год это становится причиной катастрофы.
Риск попадания в этот режим можно снизить, если тщательно следить за направлением ветра и скольжения при торможении, однако не во всех условиях получается выдержать режим. Конфигурация местности может провоцировать воздушные течения в близи земли, которые могут стать причиной попадания в этот режим. Также эта проблема обуславливает выбор направление вращения рулевого винта — оно должно быть противоположным направлению тороидального индуктивного вихря.
В некоторых случаях также рулевой винт наклоняют по отношению к плоскости вращения несущего винта. Такая конфигурация позволяет за счёт вертикальной составляющей немного расширить диапазон задних центровок. Однако, это добавляет ещё одну перекрёстную связь в управление, что ограничивает безопасный угол наклона.
Естественным образом проявляется и асимметрия обтекания несущего винта в горизонтальном полёте. Во время продольного установившегося полёта от воздействия избыточной силы на заднюю часть диска винта, за счёт запаздывания на π/2 от гироскопических сил, несущий винт заваливает поперёк направления полёта в сторону отступающей лопасти, а возникающие при этом кориолисовы силы вызывают отклонение плоскости вращения назад. При этом, естественно, вертикальные перемещения вызывают изменение углов атаки на наступающей и отступающей лопасти, что требует от лётчика парирования этого воздействия путём отклонения ручки циклического шага в сторону наступающей лопасти. Чтобы частично нивелировать этот эффект в крейсерском режиме полёта, несущий винт одновинтового вертолёта часто заведомо устанавливают с небольшим наклоном.
На текущий момент это самая изученная и «выжатая» схема и крупных прорывов тут не предвидится. Что, в прочем, не мешает многим продолжать строить в ней современные вертолёты.
Конец ч. 8.1
#Аэродинамика #Познавательное
Первый — это вихревое кольцо. Так, если вы начнёте разворачиваться в сторону отбрасываемой индуктивной струи со скростью, сопостовимой с создаваемой винтом потоком (а она зависит от нагрузки рулевой винт), то этот же поток затянет в рулевой винт и сформирует тороидальный вихрь, что вызовет потерю тяги и самовращение.
Это накладывет ограничение на скорость разворота в сторону противоположную вращению несущего винта (на наших вертолётах это «левое вращение»).
Разворот в направлении вращения винта ограничен в свою очередь просадкой мощности (РВ начинает отъедать мощность от НВ и нужно добавлять газу, или вертолёт просядет по высоте). Наличие таких вот перекрёстных связей делает управление одновинтовым вертолётом одним из самых сложных. По этой же причине нормальной САУ этот тип вертолётов обзавёлся только в этом веке (до этого были попытки, но чаще всего автопилот вёл себя не совсем адекватно, допуская раскачку и с трудом обрабатывая множество всяких полётных ситуаций).
Помимо вихревого кольца есть и ещё один тип вращения, о котором я говорил вот в этой части цикла. В отчётах ICAO его можно увидеть, как LTE (Loss of Tail-rotor Effectiveness). Его так или иначе ловил каждый пилот одновинтового вертолёта в своей карьере, а для нескольких экипажей каждый год это становится причиной катастрофы.
Риск попадания в этот режим можно снизить, если тщательно следить за направлением ветра и скольжения при торможении, однако не во всех условиях получается выдержать режим. Конфигурация местности может провоцировать воздушные течения в близи земли, которые могут стать причиной попадания в этот режим. Также эта проблема обуславливает выбор направление вращения рулевого винта — оно должно быть противоположным направлению тороидального индуктивного вихря.
В некоторых случаях также рулевой винт наклоняют по отношению к плоскости вращения несущего винта. Такая конфигурация позволяет за счёт вертикальной составляющей немного расширить диапазон задних центровок. Однако, это добавляет ещё одну перекрёстную связь в управление, что ограничивает безопасный угол наклона.
Естественным образом проявляется и асимметрия обтекания несущего винта в горизонтальном полёте. Во время продольного установившегося полёта от воздействия избыточной силы на заднюю часть диска винта, за счёт запаздывания на π/2 от гироскопических сил, несущий винт заваливает поперёк направления полёта в сторону отступающей лопасти, а возникающие при этом кориолисовы силы вызывают отклонение плоскости вращения назад. При этом, естественно, вертикальные перемещения вызывают изменение углов атаки на наступающей и отступающей лопасти, что требует от лётчика парирования этого воздействия путём отклонения ручки циклического шага в сторону наступающей лопасти. Чтобы частично нивелировать этот эффект в крейсерском режиме полёта, несущий винт одновинтового вертолёта часто заведомо устанавливают с небольшим наклоном.
На текущий момент это самая изученная и «выжатая» схема и крупных прорывов тут не предвидится. Что, в прочем, не мешает многим продолжать строить в ней современные вертолёты.
Конец ч. 8.1
#Аэродинамика #Познавательное
Вертолётики
Аэродинамика. Часть 8.1 Одновинтовая схема с рулевым винтом Итак, первой аэродинамической схемой, которую мы рассмотрим, будет схема с одиночным несущим и рулевым винтами. В чём секрет того, что по этой схеме построено большинство вертолётов в мире? Ответ…
К слову, если у вас появились вопросы или я что-то забыл рассказать - пишите, я дополню подробностями. Это же касается и всех остальных статей цикла #Аэродинамика
Вертолётики
Аэродинамика. Часть 8.1 Одновинтовая схема с рулевым винтом Итак, первой аэродинамической схемой, которую мы рассмотрим, будет схема с одиночным несущим и рулевым винтами. В чём секрет того, что по этой схеме построено большинство вертолётов в мире? Ответ…
В связи с возникшими вопросами по причинам потерь на висении связанных с индуктивным осевым вихрем.
На первый взгляд картина потерь не очевидна - ну увеличился угол притекания, ну мы взяли да добавили шагу, то есть затрат на этот вихрь прибавиться не должно было бы.
Однако, поле скоростей в этом вихре отличается от линейного распределения окружных скоростей на винте — из-за вращения воздуха, в центре вихря падает давление и растёт скорость потока, в результате чего рисуется неравномерное поле скоростей, которое вычитается из линейного распределения окружных. Как результат - растёт неравномерность протекания воздуха через винт, а следовательно падает относительный КПД винта и на создание той же подъёмной силы приходится тратить больше энергии. При этом дельта уходит на подпитку этого вихря.
#Аэродинамика #Познавательное
На первый взгляд картина потерь не очевидна - ну увеличился угол притекания, ну мы взяли да добавили шагу, то есть затрат на этот вихрь прибавиться не должно было бы.
Однако, поле скоростей в этом вихре отличается от линейного распределения окружных скоростей на винте — из-за вращения воздуха, в центре вихря падает давление и растёт скорость потока, в результате чего рисуется неравномерное поле скоростей, которое вычитается из линейного распределения окружных. Как результат - растёт неравномерность протекания воздуха через винт, а следовательно падает относительный КПД винта и на создание той же подъёмной силы приходится тратить больше энергии. При этом дельта уходит на подпитку этого вихря.
#Аэродинамика #Познавательное
Хвостовой винт AW-189.
Не смотря на отсутствие циклического шага на рулевом винте, на нём всё ещё присутствуют маховые движения за счёт разницы в скорости обдувки наступающей и отступающей лопастей, а также гироскопического момента при манёврах. В связи с чем на них делают горизонтальные шарниры (по отношению к плоскости винта) с компенсатором взмаха, а для парирования кориолисовых сил - и вертикальные шарниры, которые требуют в свою очередь демпферов для снижения вибраций в плоскости вращения, вызванных смещением центра масс винта.
#Познавательное #Аэродинамика
Не смотря на отсутствие циклического шага на рулевом винте, на нём всё ещё присутствуют маховые движения за счёт разницы в скорости обдувки наступающей и отступающей лопастей, а также гироскопического момента при манёврах. В связи с чем на них делают горизонтальные шарниры (по отношению к плоскости винта) с компенсатором взмаха, а для парирования кориолисовых сил - и вертикальные шарниры, которые требуют в свою очередь демпферов для снижения вибраций в плоскости вращения, вызванных смещением центра масс винта.
#Познавательное #Аэродинамика
Дополнение 1 к части 8.1: Х-образные рулевые винты.
Все вы скорее всего видели, что на современных вертолётах часто ставят скрещивающиеся рулевые винты. Это такие винты, на которых 4 лопасти установлены в форме буквы Х, при этом представляя собой два двухлопастных винта сложенных один на другой. Естественным образом, у вас возникали вопросы, зачем это сделано и что это даёт.
Итак, даёт это сразу несколько вещей:
1. Небольшой прирост тяги при сохранении общих габаритов. Этот эффект аналогичен «бипланному» крылу — между плоскостями двух винтов подсасывает дополнительный воздух, а концевые вихри за счёт интерференции гасят друг друга, снижая концевые потери.
2. Снижение вероятности попадания в режим вихревого кольца. Это связано с интерференцией концевых вихрей от ближайших лопастей, что мешает сформироваться устойчивому единому ядру вихря, увеличивая скорость при которой образуется вихревое кольцо.
3. Снижает вибрации от рулевого винта. Тут, как показано на графике выше аэродинамическое воздействие от лопастей происходит не через равные промежутки времени, как на обычном РВ, а попарно, от чего общая частота снижается, а двойные пики не дают возникнуть резонансу по этим нижним частотам.
Таким образом, несложным изменением конструкции (а с технологической точки зрения — вообще её упрощением), получается целый ряд полезных эффектов.
Оглавление
#Аэродинамика #Познавательное
Все вы скорее всего видели, что на современных вертолётах часто ставят скрещивающиеся рулевые винты. Это такие винты, на которых 4 лопасти установлены в форме буквы Х, при этом представляя собой два двухлопастных винта сложенных один на другой. Естественным образом, у вас возникали вопросы, зачем это сделано и что это даёт.
Итак, даёт это сразу несколько вещей:
1. Небольшой прирост тяги при сохранении общих габаритов. Этот эффект аналогичен «бипланному» крылу — между плоскостями двух винтов подсасывает дополнительный воздух, а концевые вихри за счёт интерференции гасят друг друга, снижая концевые потери.
2. Снижение вероятности попадания в режим вихревого кольца. Это связано с интерференцией концевых вихрей от ближайших лопастей, что мешает сформироваться устойчивому единому ядру вихря, увеличивая скорость при которой образуется вихревое кольцо.
3. Снижает вибрации от рулевого винта. Тут, как показано на графике выше аэродинамическое воздействие от лопастей происходит не через равные промежутки времени, как на обычном РВ, а попарно, от чего общая частота снижается, а двойные пики не дают возникнуть резонансу по этим нижним частотам.
Таким образом, несложным изменением конструкции (а с технологической точки зрения — вообще её упрощением), получается целый ряд полезных эффектов.
Оглавление
#Аэродинамика #Познавательное
Теоретическая поверхность и аэродинамика.
В свете возникающих иногда вопросов о влиянии гладкости поверхности на аэродинамику у инженеров-конструкторов, занимающихся теоретическими поверхностями, решил осветить этот вопрос.
Итак, что нужно понимать при формировании поверхности летательного аппарата? Первое - это то, что эта самая поверхность с точки зрения движения сплошной среды является математической функцией траектории. То есть, воздух не может проникнуть в твёрдую поверхность летательного аппарата, а значит вынужден двигаться вдоль этой самой поверхности, меняя свою траекторию.
А это в свою очередь, означает, что мы можем продифференцировать эту поверхность-траекторию и получить скорость потока по поверхности. А продифференцировав ещё раз - получить ускорение на этой поверхности, а если повторить процедуру - получим рывок на этой поверхности.
Что это всё нам даст, спросите вы? Фактически это даёт нам две вещи - во-первых это показывает потенциальные силы и моменты на поверхности с позиции ламинарного течения. Ну то есть, если бы наш вертолёт обдувался равномерным нетурбулентным потоком без срывов, то это дало бы нам полноценные аэродинамические характеристики этой поверхности. Но, так как поток турбулентный, да ещё и со срывами, то мы можем извлечь немного другие вещи из этой занимательной математики - когда и где эти срывы и локальная турбулизация потока наступают.
И для этого мы должны оценить гладкость поверхности.
Гладкость - это такая характеристика, которая показывает насколько плавно один участок поверхности переходит в другой. Её мы тоже можем продифференциировать и получить гладкость по первой, второй и третьей производной, то есть по скорости, ускорению и рывку.
Но как сказать "достаточная ли гладкость вот у этой конкретной поверхности или нет?" спросите вы. И ответ на этот вопрос лежит в физических ограничениях накладываемых на среду.
Первая производная - скорость и её ограничение - скорость звука. Если где-либо на поверхности перепад скорости достигает скорости звука - значит в этом месте гарантированно будет срыв, турбулентность и шум.
Вторая производная - ускорение. Тут чуть сложней. Если мы вспомним, что ускорение домноженное на массу даёт силу, то мы можем понять, что величина перепада ускорения определит скачки в силе инерции воздуха и в зонах, где эта сила превысит силы молекулярного притяжения воздуха, произойдёт отрыв потока от поверхности, а следовательно - мы получаем ещё один критерий срыва на аэродинамической поверхности (особенно это критично для жидкостей, где на этой границе по ускорению наступает кавитация).
И наконец, самая тёмная лошадка - рывок или скорость нарастания ускорения. Этот неочевидный параметр влияет на волновые процессы в воздухе, будучи неспособным вызвать отрыв потока от поверхности, он вызывает пульсации в пограничном слое воздуха и провоцирует срыв потока.
Таким образом, при проектировании аэродинамических поверхностей на инженере-конструкторе лежит ответственность по анализу гладкости и её влиянию на аэродинамические характеристики планера летательного аппарата. Простыми изменениями кривизны можно существенно повлиять на силы и моменты, воздействующие на летательный аппарат и, например, проще достигнуть аэродинамической устойчивости аппарата у существенно улучшить его лётные характеристики.
К сожалению, практика показывает, что в последние годы мало кто из тех, кто занимается профессионально вопросами построения теоретических поверхностей вертолётов не то что заморачивается такими деталями, но и вообще знает про физику этого процесса.
UP: Подправил в статье ошибку, скачки по рывку вызывают пульсацию в погранслое, приближающую срыв, а не турбулизацию, которая в масштабах вертолёта присутствует всегда.
Оглавление.
#Аэродинамика #Проектирование
В свете возникающих иногда вопросов о влиянии гладкости поверхности на аэродинамику у инженеров-конструкторов, занимающихся теоретическими поверхностями, решил осветить этот вопрос.
Итак, что нужно понимать при формировании поверхности летательного аппарата? Первое - это то, что эта самая поверхность с точки зрения движения сплошной среды является математической функцией траектории. То есть, воздух не может проникнуть в твёрдую поверхность летательного аппарата, а значит вынужден двигаться вдоль этой самой поверхности, меняя свою траекторию.
А это в свою очередь, означает, что мы можем продифференцировать эту поверхность-траекторию и получить скорость потока по поверхности. А продифференцировав ещё раз - получить ускорение на этой поверхности, а если повторить процедуру - получим рывок на этой поверхности.
Что это всё нам даст, спросите вы? Фактически это даёт нам две вещи - во-первых это показывает потенциальные силы и моменты на поверхности с позиции ламинарного течения. Ну то есть, если бы наш вертолёт обдувался равномерным нетурбулентным потоком без срывов, то это дало бы нам полноценные аэродинамические характеристики этой поверхности. Но, так как поток турбулентный, да ещё и со срывами, то мы можем извлечь немного другие вещи из этой занимательной математики - когда и где эти срывы и локальная турбулизация потока наступают.
И для этого мы должны оценить гладкость поверхности.
Гладкость - это такая характеристика, которая показывает насколько плавно один участок поверхности переходит в другой. Её мы тоже можем продифференциировать и получить гладкость по первой, второй и третьей производной, то есть по скорости, ускорению и рывку.
Но как сказать "достаточная ли гладкость вот у этой конкретной поверхности или нет?" спросите вы. И ответ на этот вопрос лежит в физических ограничениях накладываемых на среду.
Первая производная - скорость и её ограничение - скорость звука. Если где-либо на поверхности перепад скорости достигает скорости звука - значит в этом месте гарантированно будет срыв, турбулентность и шум.
Вторая производная - ускорение. Тут чуть сложней. Если мы вспомним, что ускорение домноженное на массу даёт силу, то мы можем понять, что величина перепада ускорения определит скачки в силе инерции воздуха и в зонах, где эта сила превысит силы молекулярного притяжения воздуха, произойдёт отрыв потока от поверхности, а следовательно - мы получаем ещё один критерий срыва на аэродинамической поверхности (особенно это критично для жидкостей, где на этой границе по ускорению наступает кавитация).
И наконец, самая тёмная лошадка - рывок или скорость нарастания ускорения. Этот неочевидный параметр влияет на волновые процессы в воздухе, будучи неспособным вызвать отрыв потока от поверхности, он вызывает пульсации в пограничном слое воздуха и провоцирует срыв потока.
Таким образом, при проектировании аэродинамических поверхностей на инженере-конструкторе лежит ответственность по анализу гладкости и её влиянию на аэродинамические характеристики планера летательного аппарата. Простыми изменениями кривизны можно существенно повлиять на силы и моменты, воздействующие на летательный аппарат и, например, проще достигнуть аэродинамической устойчивости аппарата у существенно улучшить его лётные характеристики.
К сожалению, практика показывает, что в последние годы мало кто из тех, кто занимается профессионально вопросами построения теоретических поверхностей вертолётов не то что заморачивается такими деталями, но и вообще знает про физику этого процесса.
UP: Подправил в статье ошибку, скачки по рывку вызывают пульсацию в погранслое, приближающую срыв, а не турбулизацию, которая в масштабах вертолёта присутствует всегда.
Оглавление.
#Аэродинамика #Проектирование