автореферат диссертации по транспорту, 05.22.14, диссертация на тему:Физические условия возникновения полетного резонанса вертолета МИ-8 и способы его устранения

Федеральная Авиационная Служба России Академия Гражданской Авиации

На правах рукописи . ' ~ ' УДК 629.7.015.3

НАТАЛЬИН Владимир Михайлович

ФИЗИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ

ВОЗНИКНОВЕНИЯ ПОЛЕТНОГО РЕЗОНАНСА ВЕРТОЛЕТА МИ-8 И СПОСОБЫ ЕГО УСТРАНЕНИЯ

Специальность 05.22. 14 — Эксплуатация воздушного транспорта

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Санкт-Петербург 1998

Работа выполнена в Академии гражданской авиации (г. Санкт-Петербург)

НАУЧНЫЙ РУКОВОДИТЕЛЬ: кандидат технических наук,

профессор МАТВЕЕВ Ю. И.

НАУЧНЫЙ КОНСУЛЬТАНТ: кандидат технических наук,

доцент КУКЛЕЕВ В. И.

ОФИЦИАЛЬНЫЕ ОППОНЕНТЫ: доктор технических наук,

профессор ЦИПЕНКО В. Г.

кандидат технических наук, старшин научный сотрудник

ВОЛОДЯГИН В. А.

ВЕДУЩАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ: Научно-исследовательский

испытательный технический центр Федеральной пограничной службы РФ (НИИТЦ ФПС РФ)

Защита диссертации состоится

-А? » ФеМ^^Л 199/г.

в 10 часов на заседании Диссертационного совета Д 072.03.01 в Академии гражданской авиации по адресу: 196210, Санкт-Петербург, Авиагородок, ул. Пилотов, 38, Академия гражданской авиации.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Академии ГА.

Автореферат разослан » тнЭФСт.^ 199^г

Ученый секретарь Диссертационного совета профессор О. И. Михайлов

1. ОБЩА ЯХАРАКТЕРИСТИКА ДИССЕРТАЦИИ

1.1 Актуальность работы.

Возрастами« роли армейской авиации.'в'сбщовойскогом бою и в решении широкого круга самостоятельных.задач обуславливает необходимость постоянного повышения эффактичности ее дейстпгп, совершенствование и изыскание новых топических приемов, неожиданных для противника, и разумного их применения, что можно осуществить лишь на основе глубокого знания летным составом физической сущности явлений, происходящих в полете, о.зако.Нбмер,частях движения вертолета, особенностях его маневренных и пилотажниу. учрзктсристик, взаимосвязи различных эксплуатационных, фзктороа. Эти знания необходимы в современных услопиях для формирования грамотных и эрудированных летчиков и дальнейшего ссвершенстеснамия их техники пилотирования. ;

Актуальность данной диссертационной работы обусловлена многочисленными случаями появления полетного, резонанса (вертикальных низкочастотных колебаний вертолетов Ми-8'есех модификаций), который возникает в замкнутом Контуре « несущий вшл- -- фюзеляж - летчик - система управления». Экипажи вертолетов, не имея четкого представления о физической сущности и способах выхода из режима полетного резонанса, действовали сообразуясь с обстановкой, которая приводила к различным последствиям, о том числе и к авиационным происшествиям. /

1.2 Цель и задачи исследования.

Целью настоящей работы является анализ условий возникновения а полете» вертикальных низкочастотных колебаний (полетного резонанса) вертолета ГИи-8 и всех его модификаций, особенностей азродинами-. ки, устойчивости и управляемости, возможных источников (возбудителей) и физических причин этих колебаний, существующих методов исследований и оценок динамических свойств вертолета, обоснование требований и рекомендаций по пилотированию и обеспечению безопасности полетов вертолетов типа Ми-8 при попадании в условия полетного резонанса, а также разработка предложений по устранению конструктивных недостатков вертолетов данного типа как на этапе проектирования, так и на этапах испытаний и доводки.

1.3 Методы исследования.

Поставленные в диссертации задачи решались методом математического моделирования полета вертолета, с ибпользованием теории надежности, натурного исследования, путем проведения летного эксперимента на вертолете Ми-8. Экспериментальная проверка полученных результатов осуществлена путем математического моделирования с и с-

пользованием вычислительных методов оптимизации и оценивания случайных процессов при воздействии неблагоприятныхфактороз.

1.4 Научная новизна.

Научная новизна работы зашоче-этся:

■ ч анализе особенностей аэродинамики полета вертолета Ми-8 и всех его модификаций при возникновении в полете особой ситуации -полегного резонанса (вертикальных низкочастотных колебаний);

- в постановке и решении проблемы исследования физических условии возникновения полетного резонанса на вертолетах Ми-8 всех модификации, источников (возбудителей) и причин этих колебаний; .

- в постановке и решении задачи обеспечения безопасности полетов, и надежного способз выхода из режима полетного резонанса (вертикальных низкочастотных колебаний вертолета Ми-8 в полете);

- в разработке эффективных методов пйлотирозания вертолетов Ми-8 и всех его модификаций в услозиях возникновения полетного резонанса; . . . . • .

- в разработке рекомендаций и пути дальнейшего конструктивного совершенствования вертолетов Ми-8 как на отапе проектирования,так и на этапе испытаний и доводок.

1.5 Практическая ценность работы.

Все теоретические методы исследования, летные испытания на вертолете ми-8 выполнены с целью' решения практической задачи аффективного и надежного способа выхода из режима полетного резонанса (вертикальных низкочастотных колебаний) и'Действиям летчика, при возникновении этой особой ситуаций в полете, которые могут быть использованы при подготовке летного состава авиаций различных ведомств и тем самым повысить безопасность полгтов...'

Достоверность полученных результатов подтверждается научно-обоснованными положениями и современными методами исследования, прошедшими экспериментальную проверку в потных испытаниях и моделирование по реальным данным с использованием ЭВМ,

1.6 Внедпегие результатов.

Результаты диссертационных исследований внедрены (подтверждены актами о внедрении): :

- при разработке изменения N25 к Инструкции экипажу.вертолетов Мк-8т, МИ-8МТ всех модификаций и Ми-14, М«-14ПС, БТ (Руководства по летной эксплуатации) в Разделы 6 "Особые.случаи в полете" пб. 17. Появление низкочастотных колебаний в полете. Книга I, Воениздат, М., 1982. Утверждено командиром войскозой чаС7И 22/¿7-Л А.Лкдроноаым 10.01.96 г.;

- при совершенствовании методики подготовки летного состава авиации Погранвойск ФПС РФ, плана и программ подготовки усовершенствования учебного процесса Академии Погранвойск ФПС РФ, Курганского военного авиационного института ПВ ФПС РФ, центрах боевой подготовки и переподготовки летного состава авиации ПВ ФПС РФ;

- в учебном фильме (видеофильм), используемом в учебных целях при сборовой подготовке и плановой боевой подготовке летного состава авиации ПВ ФПС РФ;

- при циркулярном распространении методических рекомендаций (в сентябре 1993 года) по выходу из режима вертикальных низкочастотных колебаний в полете на вертолете Ми-8 всех модификаций в Инструкцию экипажа (Руководство по латной эксплуатации) вертолета Ми-8 (Книга I, Воениздат, М., 1980.)

1.7 Апробация работы

Основные результаты исследований, полученные в хода работы, докладывались и обсуждались на:

научно-технических конференциях слушателей и научно-технических семинарах Академии ГА;

- первой Всероссийской • научно.-практической конференции "Безопасность полетов и государственное регулирование деятельности в гражданской авиации" (Санкт-Петербург, 1995);

- XXX Юбилейной научно-технической конференции студентов, аспирантов и молодых ученых (Санкт-Петербург, 1998).

В совместных работах автором лично:

- проведены исследования по теории возникновения условий развития в полете.вертикальных низкочастотных колебаний и г. етодикв действий летчика для эффективного выхода из создавшейся ситуации полетного резонанса на вертолете Ми-8,

- с инструкторским и руководящим летным составом авиации по' граничных войск ФПС РФ при сборовой и плановой подготовке, в процесса выполнения методических полетов, отработаны надежные и эффективные методы выхода из режима полетного резонанса, способы пилотирования вертолета Ми-8 при попадании экипажа вертикальные низкочастотные колебаний в поле ге.

По теме диссертации выпущен отчет:

- Научно-технический отчет о НИР " Вертикальнее киэ*оча<гготкы<-колебаиил вертолета Ми-8 а полете" НИИТЦ ФПС РФ, N9 • 3-9.1.

1 0 Струю -/па и of-ъац -работы.

Диссертация"состоит-уз введения, чишреч глав, основных выводов и. результатов работы, списка литературы; наименований) и

__приложений Работа .содержит страниц_основного текста,

37 рисунков и ¿>" таблиц. В приложениях на страницах приведены методика «"результаты экспериментальных исследований. Общий объем работы составляет страниц.

2. ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

2.1 Во введении обоснована актуальность темы, сформулирована цель работы,определены основные задачи, показана новизна и практическая значимость проведённых исследований,рассмотрены проблемы повышения безопасности прлетов при возникновении неблагоприятного фактора,при попадании экипажа вертолета в режим полетного резонанса. '."■'.'

2.2 В первой главе дается обзорный анализ литературных источников, в которых рассматриваются вопросы аэродинамики и динамики попета вертолета как весьма трудные дпя изучения, требующие ясного представления физической картины работы несущего винта. Отмечается тот факт, что в обширной библиографии, относящейся к вертолетам, насчитывается много работ отечественных и зарубежных авторов, посвященных отдельным частным проблемам аэродинамики и. динамики вертолета, и очень мало обобщающих работ, монографий, учебников по теории вертолета.

В данной главе рассматриваются вибрации вертолета, устранение которых разделяется надое сопряженных задачи; "

- выявление и расчет динамических сил, возбуждающих колебания;

- изучение восприимчивости различных элементов конструкции к возбуждениям, что сводится к определению собственных частотных и жесткоошых характеристик конструкции.

Рассмотрено весьма вожное значение для исследований вибраций, авгоколеСсШлй в^ртопати и борьбы с ними. Сложность физической картины процесса возникновения поле;того резонанса (вертикальных ииакочасуотных колебаний вертолета в полете) не позволяет с достаточной полнотой решить ton рос расчетным методом или проведением лаборагорных исследований, и только ре;;уныа,ы летных испытаний могут fl.iiь достаточное представление о вибрационных характеристиках того или иного ьиртолета "

Btipiorier как дннамическаи система обладает рядом особенно-

стей, к основным из которых можно отнасти следующие: с первую очередь необходимо отметить динамическую неустойчивость вертолета, затем - особенности несущей системы, отличающиеся тем, что она подвижна относительно фюзеляжа, выполняет функции управления, п том числе, непосредственно управление подъемной силой. К тому же несущая система представляет собой динамическую систему имеющую запаздывание, что приводит в определенных случаях к необходимости рассматривать вертолет как систему, состоящую из нескольких тел. Силы.н моменты, создаваемые несущей системой, которые являются определяющими среди аэродинамических сил и моментов, действующих на вертолет, не зависят от квадрата скорости полота, как у самопета, что не дает возможности при описании движения вертолета перейти к уравнениям с безразмерными коэффициентами. Кроме того, необходимо упомянуть и о проявляющимся на вертолете в значительной степени аэродинамическом взаимодействии продольного и бокового движений.

В итоге вертолет рассматривается как динамическая система состоящая из двух элементов. Первый - это фюзеляж как твердое тело, на которое действуют силы и моменты, создаваемые фю-' зеляжем, и равнодействующие, силы моментов несущего и хвостового винтов.

Математическая модель второго элемента описывает вращение звеньев несущей системы относительно вала, винта. Система дифференциальных уравнений, описывающих движение вертолета, будет состоять из уравнений, описывающих.движение фюзеляжа как твердого ■тела и уравнения моме.ттов относительно вала несущего винта. Эта система для связанных осей имеет вид: \

m(v j, + К к (')у - Vyi- аь) =fíx-G ■ sin v; nifyr, + V'xi- '(О,- lj:G>x) =Ry-G • cosv • cosy: m(i'¿c + Vyi ■ o)x - Vxk wy) = Rz + G ■ eosv ■ swy; [

+ CJ.-J^-c^au +J>7(ayü:-rír) =M<; Г (1 D ■ Jy„T + (Jx - J-) -újxÚ): - Jry((ОуСОц -Ь ,,,r) Aíy; Js*t + (Iy - JJ - ■ = J;~*Ü -М?.. '

Здесь Rx, Ry , Rx - составляющие равнодействующей аэродинамических сил, действующих на вертолет, a Myt - сумма крутящего момента, создаваемого лопастями несущего винта, и момента, создаваемого силовой установкой.

Так как фигурирующие а правых частях первых трех уравнений системы (1.1) проекции силы тяжести зависят от углов, определяющий.

ориентацию вертолета относительно земли, к системе (1.1) необходимо добавить известные соотношения, связывающие углы v, у, и у о угловыми скоростями со у и coz:

$ - й)у ■ siny + со2 ■ cosy;

у - ах - tgv (¿йу- cosy- шг ■ siny); V, (1.2)

у/ = (шу • cosy- тг ■ siny) /cosv;

Система объединяющая (1.1) и (1.2) , состоит из нелинейных дифференциальных уравнений и решать ее можно только численными методами на ЭВМ.

Опыт исследования динамик" движения вертолета показал, что для решения большого круга практических задач использование уравнений, учитывающих все нелинейности, нецелесообразно, а достаточно учитывать нелинейности, связанные с изменением одного из параметров движения. Например, при рассмотрении разгонов и торможений целесообразно учитывать нелинейности, связанные с большим изменением только одного параметра - скорости полета.

Механическое воздействие упругого тела и окружающей его воздушной среды может быть представлено с помощью функциональной диаграммы (Рис. 1). Тело обладающее в общем случав упругими, инврг : ционными и аэродинамическими свойствами, отражено на диаграмме четырьмя блоками соответствующими этим свойствам. При этом блок геометрических характеристик, необходимых для определения аэродинамических и инерционных сил, разделен на. два, соответствующих: один - ненагруженному состоянию и другой изменениям, вызванным действием нагрузок. Сочетаний этих свойств определяют возникающие при взаимодействии тела с воздухом и другими телами аэродинамические и инерционные силы и реакции. Эти силы в следствие податливости тела изменяют геометрические характеристики, поэтому изменяется в свою очередь и величины сил. Особый блок отражает управляющие воздействия пилота, также влияющие на величину сил и перемещений. .. . .

Основное внимание .уделено колебательным процессам, как наиболее характерным для вертолета..

Основные положения теории колебаний в применении к частному виду механической системы - вертолету и, учитывая известную аналогию механических и злектричеемх.колебаний и других/могут служить теоретической основой могодики латных испытаний., При.этом появляется также возможность использовать теоретический и,экспериментальный опыт, который накоплен при исследованиях явлений азро-упругости на самолетах. Однако применение многих методоо г«орин колебаний и методов, разработанных дня самолов невозможно

рис.1. Схема взаимодействия _ конструкции ввртолаха (Доформирувкого гвлч) . с окружавшей воздушной срздой

вследствиа наличия на вертолете вращающегося несущего винта. Это вызывает необходимость анализе соответствующих специфических особенностей системы с целью определения возможностей и путей применения общих положений теории колебаний.

Проблема исследования вибраций и обеспечения прочности вертолетов является весьма сложной и должна решаться на базе совокуп-. ности теоретических, расчетных и экспериментальных, в том числе -летных исследований При этом из всех видов экспериментальных исследований авиационной техники латные испытания наиболее полно раскрывают сложность процессов взаимодействия летательного аппарата, его агрегатов и систем, среды, в которой функционирует летательный аппарат, и человека,управляющего этим аппаратом.

На основании обзора литературных источников, а так же наблюдаемых случаев возникновения полетного резонанса вертолета Ми-8 можно сформулировать глвдугащеа:

1. Центральной задачей диссертационной работы является исследование физических условий возникновения полетного резонанса (вертикальных низкочастотных колебаний вертолета Ми-8 всех модификаций в полете) и способов его устранения, охватывающих сложную динамическую систему (несущий винт - фюзеляж - система управления -летчик), которая на сегодняшний день на была достаточно изучена, войду сложного характера образования переменных аэродинамических сил на несущем винте и применение математических методов исследования режимов автоколебаний было значительно затруднено.

2. Исследования традиционными методами математического и полунатурного моделирования не позволяют решать в полной мере весь комплекс исследований особенно при использовании максимальных возможностей и предельных значений параметров полета вертолёта. Это обстоятельство свидетельствует о том, что комбинация динамических взаимодействий фюзеляжа, несущего винта вертолета и воздушных масс имоег высокий порядок и движение относительно различных оаей взаимосвязанно. К тому же, система не квадратична, т.к. измере-. ний намного больше, чем управлений, что вызвало необходимость привлечения новых методов исследования динамики полета вертолета.

3. В целях наиболее полного исследования физических условий возникновения полетного резонанса Ми-8 и способов его устранения -необ/оцим комплексный подход в решении поставленной задачи, который может обеспечить получение правильного технического решения проводимого на баз« совокупности теоретических, расчетных и ысспе-римигггальных. и том числе летных исиледсккний. пр&дскмлмющих собой идиисш целой.

4. 1 луОошй предметным уна'н.з пуцронг.-лжи* №о6ииюстой иер-толыои к?.,: лаг;гоп;.ны/ опп-чрагов и сс-тг.югсткг-чно их аварийности

позволит уязснить характер возникновения и развития вертикальных низкочастотных колебаний вертолета Ми-0 всех модификаций в полете, оценить имеющиеся запасы и разра13отать достаточно эффективные меры по их устранению, успешно применять и профилактическое моделирование при обучении и подготовке летных экипажей.

5. Из всех видов экспериментальных исследований авиационной техники летные испытания наиболее полно раскрывают закономерности слогкных процессов взаимодействия летательного аппарата, среды в которой сн функционирует, и человека, управляющего этим аппаратом. Летные испытания не только важны сами по себе как средства проверки и отработки авиационной техники, без чего невозможно ее внедрение о практику, но и являются исключительно действенным средством, способствующим правильному формированию технической идеологии специалистов, занятых как разработкой так и эксплуатации летательных аппаратов так и научными исследованиями по обеспечению безопасности полетов.

2,3 Во второй глаое рассматриваются вопросы физических особенностей образования нестандартных аэродинамических сил- в системе "вертолет - несущий винт", а также анализ экспериментальных исследований нестандартных аэродинамических характеристик крыльев на дозвуковых скоростях.

Установлено, что явление статического гистерезиса связано с образованием короткого "пузыря" в районе передней кромки крылп, при этом пол нее восстановление течения происходит на меньших углах атаки. Все это з полной мере относится к аэродинамике несущего винта вертолета.

Отмечается, что при отсутствии короткого пузыря происходят срыв с оздней кромки, гистерезис отсутствует, изменение основных аэродинамических характеристик С „(а), тг(а) происходит плавно. Иестзцио-нарность обтекания (движение летательного аппарате, порывы ветра, скосы потока) совместно со срывом потока приводит к существенному усложнению физики обтекания несущей поверхности.

Показано образование переднего "пузыря" нп аэродинамическое сопротивление крыла, которое складывается (без учета волнового сопротивления) из двух видов:

- индуктивное сопротивление; обусловленное конечностью размаха; /:

- сопротивление, возникающее от неполной реализации подсасывающей силы.

В соответствии с теоремой Н.Е. Жуковского подъемная сила тонкого профиля направлена перпендикулярно скорости набегающего потока.

В случае образования замкнутого "пузыря" эта подсасывающая сила приложена к нему и для всей системы "пузырь - крыло" условия теоремы выполнены полностью (рис. 2).

На бесконечно тонкой плоской пластинке (рис. 3) нормальная к поверхности аэродинамическая сила дает аэродинамической сопротивление:

С' д- = С и ■ а ~ С т • а ,

равное величине подсасывающей силы.

Эта подсасывающая сила в случае безотрывного обтекания прокладывается по теореме Н.Е. Жуковского в передней кромке профиля для обеспечения условия 5„±сг

При реальном обтекании (обтекание передней кромки с конечной скоростью) вблизи нее образуется вихрь - передней "пузырь", к которому приложена сила, направленная вперед. На рис. 3 представлен случай не реализации подсасывающей силы на .тонком профиле с выполнением успооия у дпя всей системы "вихрь - крыло".

Таким образом, пр" нестационарном обтекании возникают условия резкого изменения силы сопротивления крыла, что может язиться при-данптепьно ¡: несущему винту вертолета причиной дополнительного возбуждения колебаний его попэотей.

Таи как попасть представляет крыл© большого удлинения, то 2 случае нерезлизации подсасывающей силы оелнчика коэффициента лобоосго сопротивления, которая равна ■ , .'

может в несколько раз превосходить сопротивление при стационарном обтекании. Некоторые результаты исследований нестационарных аэродинамических характеристик для . вертолетных профилей представлены на рис. 4,6, откуда видно, что при некоторых условиях исчезает демпфирование.

Это означает, что появляется возможность возбуждения автоколебании лспастн несущего' винта, с "заборе?,f энергии из обтекающего потока. . Результаты исследования аэродинамики о рабочем диапазоне амплитуд колебаний (/; - ^) в диапазоне Ю-15", представленные на рис. 6 наглядно демонстрируют реальность возникновения областей отрицательного демпфирования (антидемпфирования) и возникновения петлеобразных зависимостей ь коэффициенте лобового сопротивления, что под-тиерчздает в физическом смысле приведенные, выше. лред-сжюления о не реализации подсасывающей сипы, при обра-

?3io.¿» ü)>üö.4i& »• ;u>u ЙХ.ВМП оОразушаьйЛ ttptwutauuwoiuu ЗАЗ луикач^ог.« лт; as-asa

Рис.З. Cxbjcu cópuaoutiiiMa исАсио^ишлцоИ bJjlOAKll&MHHBCKûM сили I-СНИОИ профиле

кршы

Рис.'и , Схема дииженяя лопад?и з длоокооха ирацеашк носящего вкща :

а- сход слода по нижний пзверхносги npc-филя (Движение

лоласгв шиз); ;

б- .сход слода пс верхней поверхности профиля (дв;шшив ЛЬПВОУИ виврх.)

Ст \

\ V -С.1 \ з '2. 15 /3 22 сС°

-Ц2 Ч Я' с2>о ш

-цз ш — //■///А Щ ь-

-0,4 / Ст йтт$с Л/

-0,5 ■

■ -

I

I—1

С\ I

рис. 5. зависимость коэффициента продольного момента профиля "т ¿гг."9 атаки -

зовании и раззрвитии переднего вихря.

Накопленный экспериментальный материал по нестационарным аэродинамическим характеристикам просриле указывает на . весьма сложную, меняющуюся картину обтекани;. в зависимости от амплитуды, угла атаки, частоты, числа Яе Тем не менее, он позволяет сделать некоторые выводы, которые выявляют возможные аэродинамические причины возникновения автоколебаний лопастей несущего винта вертолета.

Динамический срыв потока с профиля характеризуется следующими особенностями:

1. При возрастании углов атаки (а> 0) происходит затягивание срыва потока на большие, по сравнению со статическим случаем, углы атаки при обратном ходе в колебании (¿<0)-- срыв переходит на меньшие углы атаки, что реализуется в петлеобразных зависимостях в аэродинамических характеристиках С^а), тг(а) , показанных на рис. 7 , 8.

2. Сход вихрей с передней кромки приводит к образованию пиков э этих зависимостях, а также образованию петель в Сх(а).

3. Очень важным является то обстоятельство, что явление динамического срыва и петлеобразное протекание Су, Сх, тг(а) приводит к возникновению отрицательного демпфирования, когда колеблющийся 'профиль потребляет энергию из н ¡бегающего потока, что может приводить к возбуждению колебаний профиля.

Отрицательное демпфирование может привести к крутильным колебаниям лопастей вертолета типа "предельного цикла", а в отдельных случаях к их разрушению, очевидно его влияние на возбуждение маховых движений лопасти, возникновению переманных аэродинамических сил. о перекачкой энергии от поступающего потока к лопасти, возбуждеь нию автоколебаний в системе "несущий винт - вертолет".

Рассмотрено аэродинамическое воздействие на вертолет при возбуждений колебаний несущего винта, основные причины изменения аэродинамики лопасти при маховом движении.

При анагизе причин возникновения и развития колебаний вертолета можно выделить явления, которые связанны, с такой характеристикой как величина перемещения. Эти процессы представляют собой вибрации конструкции вертолета. Исследование вибраций производится н связи с их роэдействием на экипаж и пассажиров, а при выходе их зэ определенные пределы - представляют инторве с точки зрения прогноза.

При этом наблюдение самого экипажа, их отзывы о виброобстановке на борту вертолета и необычных явлениях могут предотвратить возможность появления опасных типов колебаний при массовой эксплуатации вертолетов. •

-а-

рио,?., , зивасимоови Су (ос», à. ) i- дкнсиика } '¿- oranijce

0 ö 10 15 20 25 3D

, joiíaotíMoosK С (tóa, <á ) ц tn¿ c¿ )

.. В настоящее время установпены различны* колебание о.ортсл-ггз, связанные с действием переменных сил, характерных для различных режимов работы несущего и рулевого винтов.

Изменяющиеся при работе винта аородинамчч^екие силы припо-дят к нормально обусловленным вибрациям, которые характеризуются периодами частотных колебаний:

и> — тк аI н ,

где (оп - угловая скорость винта,

к - количество лопастей,

т ~ 1, 2, ...., периодичность процесса колебаний их усилением с уменьшением скорости и торможением.

Автоколебания в системе "фюзеляж - управление - винт" с периодическим движением штоков бустероз возникают вследствие перемещения бустеров при деформации их места крепления,'дополнительные сигналы датчиков автопилота при упругих колебаниях фюзеляжа.

Вертолет обладает упругими, инерционными, аэродинамическими свойствами, сочетание которых определяют при взаимодействии вертолета со средой аэродинамические и инерционные силы. Блок управления также влияет на величину этих сип.

Если на колебательную систему воздействует Р , зависящая от

скорости у в направлении ее действия, то при Уу - 0 полная механическая энергия системы во времени увеличивается с увеличением интенсивности колебательного процесса. В- системе происходит потеря знарпш при наличии работы сил сопротивления. При избыткЬ энарпш происходит рост колебаний.

Применительно к вертолету поступление энергии для развития ав токопебапий происходит через блок "аэродинамические силы - среда". С узеличепием размаха колебаний начинают проявляется нелинейные факторы, ограничивающие их дальнейший рост и приводящие к установлению предельного цикла, т.е. установившиеся автоколебания.

Характерным для них является существование порога возбуждения. Это означает, что автоколебания могут возникнуть при достаточно большом начальном возмущении.

Здесь уместно ответить, что при летных испытаниях вертолета на "земной резонанс" возбуждение колебании достигается посредством серии периодических отклонений ручки управления с различной частотой создание маховых движений лопастей относительно ¡оризошальны* шарнирез, при эгом появляются кориолисовы сипы а плосгоош вращения и движения вокруг вертикальных шарниров, чгс снижает порог аоз-Суждения.

На pи¿. 9 показаны распределения индуктивных скоросI ой несущего вит-л вдоль размаха его лопасгей при у - ПО" и 270'' . Вид.м суще иьенная неравномерность подъемной сипы и нерааноимрчы.гь в с*од*

Y = 270e

"рис. У. распределение индуктиыюй скорости по uoHupxHocïtf ьрвдвиия а горизонтальном аи.чега

Pl,n* 1(1. Распределение углов а:'аки сечений допасти по позерхаооги, омогаомои несучим вин-тии при ¿pai'ioHiiH в горизолгалз,чок полою

свободных вихрен На рис. 10 показано распределение угпоз атаки лопаете.' d горизонтальном полете, которое характеризуется высокой иергр.мсмернс:ть:о В зоне угпоз р* 2/0" ... 300" образуется зона, где у т.: зтг:-.:: достигают максимальных з.гачзмис при которых возможен срыз по тога, кат. гокаэаг'эла рис. 11 и 12 . ■

Тагим образом, исходя из аэродинамических представлений, все виды воздействия внешней среды представляется существенно нестационарными и периодическими, что естественными образом приводит к условиям возбуждения колебаний вертолета как целого, так и его частей, как упругих тел.

Отмечены особенности динамики поведения вертолета с грузом на внешней подвеске, взаимодействие груза и струи от несущего вита. Установлено, что колебания груза могут иметь следующие формы: вертикальные о направлении троса внешней подвески;

- маятнш'.овыо относительно точки подвеса троса на фюзеляже вертолета;

вращение груза относительно оси, совпадающей с тросом внешней подвески.

Все эти когебания груза отличаются как механизмом возникновения, таг, и способом борьбы с ними.

Вертикальные колебания груза возникает вследствие продольных упругих деформаций троса внешней подвески при совпадении' собственной частоты колебаний системы "груз-трос" с обратной частотой сращения несущего винта или лопастной частотой, разной произведению оборотов на число лопастей. Переменные напряжения «растяжение - сжатия», действующие в. центральном канале подвесной системы, при рассматриваемых колебаниях, максимальны на режимах перемещений у земли и разгона вертолета, и почти не зависят от скорости горизонтального полета. Возбуждающая нагрузка обусловлена, в основном, срывом потока с транспортируемого груза.

. Возникновению вертикальных колебаний способствует вращение груза относительно троса внешней подвески при этом резонансное состояние вертикальных колебаний наблюдается при критической угловой скорости вращения груза 100 - 150 °/с (большая цифра относится к ве[>-толету Ми-8).

Возникновение одного из рассмотренных видов колебаний груза и подвесной сиотемы часто вызывает другой вид колебаний, при этом связанные колебания могут стать самовоэбуждающи-мися, а динамическая система "вертолет - груз" становится неустойчивой

Таким образом, длг парирования подобных эволюции необходимы соответствующие запасы управления, что предусмотрено ограничениями н,' массу груз-! и параметры подвески, а также своевременные коор-

Рлс.. ir. Зависимость компонентов михоиого ивилиьмк от азимутального положения лопииги

-28-i80c

Рис. 12. пригичиокий аииы о'глжаиил hJCj/щего виига j гиризоыилыьок поли".-» . ьиртилига

динзционные управляющие действия пилота.

На основании проведенного анализа причин возникновения нестационарных аэродинамических сил в системе «свертопэт - несущий винт -груз» можно сделать следующие выводы:

1. При работе несущего винта в силу специфики работы лопастей несущего винта при их круговом движении всегда возникают в полете условия для нестационарного силового воздействия на упругую систему «вертолет - несущий винт», которые могут приводить к возбуждению автоколебаний.

2. Язленкю полетного резонанса гложет способствозать возникновение гиотерсзисных петель в протекании основных аэродинамических характеристик лопасти при их маховом движении, связанных с различными услозияг/и схода потопа с профиля лопасти, местными срысами потока, поведением профиля из критических угла:: атаки.

3. Накопленный экспериментальный материал по нсс^зндзртным аэродинамическим хараетеристрикам профилей указывает на весьма сложную меняющуюся картину обтекания а зависимости от амплитуды, ■угла атаки, частоты, числа Ре , приводящую к автоколебаниям, возникновению антидемпфирования, когда происходит потребление энергии из набегающего потока и поддержание процесса колебаний..

4. Применительно-к вертолету поступление энергии для развития, автоколебаний происходит по линии системы с аэродинамические силы -соеда», причем с увеличением размаха колебаний начинают проявляться нелинейные факторы, ограничивающие их дальнейший рост и приводящие. к установлению предельного цикла с существованием порога возбуждения.

5. Дополнительным воздействием, способствую^;.« возникновению переменных сил, приложенных к системе ¿вертолет - несущий винт» является колебание груза на внешней подвс-ско да ¡режимах разгона, торможения, изменения, скорости полета, .которые 'требуют активного вмешательства пилота в управление,. а ¡следовательно, при определенных условиях, к возбуждению явледая полетного резонанса.

■ 6. Ввиду сложного характера образования переменных .аэродинамических сил на несущем винте и большого разнообразия видов воздействия на них (колебаний лопастей, изменена режимов полета, управляющие воздействия, колебания груза) прямемомие математических методов исследований режимов автоколебаний £ деохолщее вр&мя не представляется возможным.

Для изучения процесса полетного резонанса .^ертдоета требуется проведение специального летного эксперимента для .выработки реко- ■ мендаций по его прекращению.

• 2.4 3 третьей главе приведены результаты экспериментальных ис-

следований (л^мных испытаний) вертолета Ми-8 в условиях полетного резонанса, цепи летных испытаний, объект испытаний, контрольно-испытательная аппаратура и регистрируемы/: параметры, а также методика проведения испыт?*ЗД. в условиях розникнозения вертикальных низкочастотных колебаний вертолета в полете.

Летные испытания вертолета Ми-8 проводились в условиях предприятия п/я В-2323, по программе № 13-93 сотрудниками ЛИИ им. М.М. Громова, МВ'л им. M.JI. Миля, НИИ 1Ц ФПС М,

Целями испытаний ставились:

1. Уточнение условий взода вертолета в редаи полетного резонанса.

2. Исследование влияния на автоколебания вертолета различных эксплуатационных факторов, вариантов установки элеме»ггов автопилота и изменение их отдельных параметров.

3. Проверка возможности предотвращения автоколебаний введением дополнительного корректирующего звена автопилота - блока производных угловых скоростей. ' .

А. Разработка мероприятий по устранению полетного резонанса в различных эксплуатационных условиях.

.Краткая характеристика

Объектом испытаний явились вертолеты Ми-8 (-№ 0435, № 4906).

Взлетный вес вертолета в. ходе испытаний изменялся от 9.0 , 11.1 до 12.0 т.е.

Взлеуные центровки вертолета менялись в диапазоне -»0.0213 -г 0.162 м.

Дополнительно к платному оборудованию на вертолета устанавливались;

1. Четыре пары датчиков угловых скоростей тангажа и крена, расположенные (с учетом штатных) а районах 1, 13, 21, 56, 126 шпангоутов.

2. Блок фильтров, обеспечивающих подключение в сигнальные цепц датчиков угловых скоростей тангажного и кранового каналов одного

или двупэреодичеешх фильтров. Постоянная времени Т одного них составляла D.6 , 0.1 е., постоянная времени Tus второго фильтра установлена 0.03, 0.06, 0.08, 0.12, 0.18 секунд. j

3 Блок производных , обеспечивающий электрическое дифференцирование сигналов углоз крена и тангажа. Полученные в результате дифференцирования сигналы соответствуют сигналам датчиков угловых скоростей крена и тангажа

4 Шесть вубродятчико» для измерения перегрузок в продольной плоское »и вертолета, установленных в местах расположения Д/С-те и о раион<> >' шллннэугя.

5. Коммутирующая аппаратура, обеспечивающая работу автопилота АП-34Б с любым расположением ДУСов крена и тзн(&>;;а. подключение и отключений различных фильтров а сигнальные цепи ДУСов, д также подключение "игналов блока производных взамен сигналов крепового и тангажного ДУСов.

В процессе летных испытаний вертолета выполнялся ввод а режим автоколебаний. Он как правило, производился летчиком путем периодических управляющих воздействий ручкой циклического шага и рычагом "шаг - гзз" а продольном и поперечном направлениях с достаточно большой амплитудой хода ручки управления (ii ..10 мм) с частотой 34 Гц для провоциров ¡Нип наступления резонанса.

Отработка методики ввода и вывода ис; режима автоколебаний на вертолете Ми-8 со взлетной массой 9 0 -10.0 т с выполнялась на высоте полета 300 м, на скоростях полета 150, 200, 250 км/ч.

В последующих полетах с нормальной взлотной'массой (11.1 т.е.) вертолета;

- на высоте полета Н = 1000 м и скорости V = 150 200, 250 км/ч;

- на высоте полета Н = 2000 м и скорости V = 150, 200 км/ч;

- на высоте полета Н = 3000 м и скорости V = 150, 200 км/ч;

- на высоте полета Н = 4000 м и скорости V - 100, 150 км/ч,

- на высоте полета Н = 5000 м и скорости V - 100, 150 км/ч;

3 процессе летных испытаний на вертолете Ми-8 № 4306 выполнялся набор высоты до 3000 метров с нормальной взлетной массой 11 1 т.е., скоростью полета V-130 км/ч, переходя на режим сам*-вращения несущего винта (РСНВ), производя ввод и вывод из режима'автоколебаний на снижении до высоты полета 1000 м.

Проверялось поведение вертолета на висении и перемещениях на малых скоростях и малых высотах, а также при его маневрировании в вертикальной и горизонтальной плоскостях.

1. Определение возможности устранения аьтоколебаний путем изменения расположения датчиков угловых скоростей капало:, крена и тангажа проводилось следующим образом :

на вертолете со взлетной массой 11.1 т.е. производится лопат с иключенным автопилотом (каналы крена, тангажи) со иншиым риспо-ложннием ДУСсз по следующему профилю'

а) висение на высоте 10-15 м,

б) резгог до скорости ! СО км/ч и пьравод в напор высоты при ьзпегной мощности двигателей,

в) набор высоты со скоростью 140 км/ч и перевод в горизонтальный полет при взлетной мощности дшитеигй.

|) гершонтальнк .й полет на скоростях 150, 22.it и :->5(» шЫ, высоте 100 и 200 м .

д) авторотацин.на скорости 140 км/ч;

е) моторное планирование на скорости 140 км/ч;

ж) торможение и зависание,

При качественной оценке летчика и анализу полетных материалов определялся режим, на котором наблюдались наиболее интенсивные колебания. Далее на атом режиме исследовалось влияние различного места положения ДУСов каналов креня и тангажа на амплитуду колебаний фюзеляжа путем сопоставления амплитуд колебаний тангажного ДУСа, измеренных в одной и той же точке - пятой' в этой же точке измерения упрощались из-за наибольршей амплитуды колебаний. Наиболее благоприятное сочетание ДУСов, определонное на выбранном режиме, проверялось затем на других режимах полета.

В результате летного эксперимента установлено, что вертолеты с "мягким" управлением и моментом трения в системе управления t-%ш = 4-6 кг/м - легко вступают в низкочастотные колебания в полете, а вертолеты с так называемым "жестким" упразланиам и fJlwp =10-15 кг/м - могут не вступить а вертикальные низкочастотные колебания.

При выполнении испытаний, наряду с измерением вибраций в кабине пилотов, целесообразно измерять ходы штокоз бустеров. В значительной мере возникновение таких вибраций, при появлении автоколебаний в системе "фюзеляж - управление - летчик - несущий винт" определяется величиной зон нечувствительности золотникового устройства {в пределах обычных допусков) и поэтому можзт быть обнаружено не на каждом вертолете данного типа.

На основании анализа результатов летных испытаний можно сформулировать следующей:

1. При выполнении режима набора'высоты на взлетной мощности двигателай со скоростью полета 140 км/ч, при взлетном весе 9.0 тонн и включенном автопилоте после провоцирующих возмущений ручкой управления с амплитудой As, - 6 мм с частотой 3-4 Гц возникают слабо затухающие (время затухания до 10 секунд) колебания фюзеляжа и органов управлении с частой 1 = 3.5 Гц.

2. При включении автопилота (АП-34Б) ь контур управления на определенных режимах полета появляются а&токолебания си-С1емы 'вертолет - автопилот".

3. НьиойХшШиЯ вероятность всшикнойпния аьтог.олчбаний в си-стомо~"аертолет - автопилот'1 наблюдается и режиме набора вы-coibi со скоростью полета 140 км/ч при шпеннрй мощности двигателей

•i Перенос ДУСа крена из штатного рнешкгсжиния ^первый шпангоут) ь районы 13. 21. SB, i2f> i ил»'? 'ГО;/1 о') ДУСа 1&н1»жа (13-й шпатоу г} н районы 1, 21, 6Б, 12Б и*: инту >*>•:. и > умраниот воа-МОМКЧЧИ ниНЖОЛиб-'НИИ СИСТЕМЫ "t) -ip I i. 'iv ' ■ щьлылут'

Ь 11римй»!аний an-jKij/WMWd.jx ш,-low* ti.i:J4 р.;ль>;кн« а сигьальных

цспях штатных датчиков ДУСов крена и тангажа с постоянными времени Тт = 0.12 с и Тк = 0.03 с является достаточно эффективным средством предотвращения автоколебаний вертолета со взлетной массой 11.1 и 12.0 т.е. без ухудшения характеристик системы «вертолет ■■ автопилот». Однако, при взлетной массе вертолета равной 9.0 т.е., указанные фильтры становятся недостаточно эффективными.

0. В ходе натурных исследований выявлены две оснсйпыс причины попадания вертолета Ми-8 в режим полетного резонанса:

а) н-з координированное вмешательство пило1а в управление вертолетом с большой амплитудой и частотой в продольно« и поперечном отношении, при развитии режима автоколебаний;

б) несоразмерные управляющие действия пилота при пилотировании вертолета с включенным автопилотом в условиях воздействия различных возмущающих факторов;

7. Основным способом сыЕюда вертолета МИ- 3 из опасного режима полетного резонанса яаляются - отключение азтепилота и управление вертолетом с зажатой ручкой управления, а токжа ос&обождейие ручки управления (с целью разрыва уст сносившегося замкнутого контура в системе «несущий ыпгг - фюээйяж - система управления - летчик»), страхуя ее от непроизвольных перемещений о продольном и поперечном от-

■ нешоини.

Материалы результатов експериментального исследования вертолета №¡¡-3 представлены в разделе «Приложение» диссертационной работы.

' 2.5 Цгтг>з ттпя глава посвящена моделированию действий пилота а условиях возникновения полетного резонанса, их возможная схематизация, а также моделирование.управляющих действий пилота, оценки безопасности полета при воздействии неблагоприятного фактора 'и определение располагаемо/о аремени пилота,при возникновении вертикальных низкочастотных колебаний вертолета и способов выхода из него.

Пкпот (экипаж) оказывает на безопасность полета очень большое влияние, но'.-чем оно дрояк.о: с одной стороны, он п-ариру«т последствия возникающих не по его вине в полете не благоприятных фякторов и знш самым повышает безопасность полета; с другой - пилот может долус-кать в полете ошибки, последствия которых он парирует не всегда и этим самым оказывает отрицательное воздействий на безопасность полета. Вполне естественно, что успешность действий пи пот» как при парировании неблагоприятных факторов, так и собственных ошипок за»ч-

сит от его располагаемых возможностей в условиях особых ситуаций. Эти ситуации создают для пилота в общем случае стрессозые условия, отличительными признаками которых являются: внезапность случившегося, неопределенность информации о создавшейся ситуации и чимит времени на принятие решения о необходимых действиях.

Статистические показатели безопасности полетов, базирующиеся на использовании данных массовой эксплуатации летательных аппаратов, интегрально учитывают возможности пилотов по парированию отрицательных последствий неблагоприятных факторов. При оценке влияния на безопасность полета отдельных неблагоприятных факторов (возникновение полетного резонанса) или их совокупности расчетными методами с использоознием вычислительной техники или без нее необходимо располагать моделью действий пилота, представляющей в формализованном виде его возможности по парированию последствий неблагоприятных факторов.

В данной главе рассмотрено структура моделей действий пилота и ее характеристики для особой ситуации (возникновения вертикальных низкочастотных колебаний вертолета Ми-0 в полете), при которой наблюдается быстрое изменение параметров движения вертолета, и при этом но исключена возможность в случае неудачных действий пилота выхода одного или нескольких'параметров'за установленные эксплуатационные ограничения. • Для парирования последствий рассматриваемой ситуации требуется не только своевременное вмешательство пилота а управление, но и в ряде случаев успешная стабилизация им возмущенного движения вертолета. Из рассматриваемых действий пилота в служившейся ситуации можно выделить три этапа; первый - запаздывание по времени с вмешательством в управление (пилот вмешивается в управление отклонением ручки управления Х>, - спустя время га = 0.3 с после возникновения неблагоприятного фактора); второй -парирование нарастания параметров движения фа и у (отклонш ручку управления пилот выдерживает ее в отклоненном положении до тех пор, пока угол крена но начал изменяться в сторону возвращения, к исходному значению): третий - стабилизация параметров движения (корректирующие движения ручки управления направлены на стабилизацию нулевых сначений угловой скорости и угла крена). Указанным закономерностям в двигательных реакциях пилота соответствует модель действий, схема которой приведена на рис. 13.

Входом модели является отклонение параметра движения Ах Р1 заданного значения, в нашем случае, отклонение от заданного углг тангажп или. заданного угла крена, выходом - отклонение Хп ручю управления. Модель включает три звена: 1-е учитывает запаздывани< вмешательство пилота в управление I - ; 2-е характеризуй парамет ры первой двигательной реакции пилота (Ха, ки), направленной н,

прекращение нарастания параметров движения (А'„, Хп cooтf¿eт-ственно отклонение ручки и ее скорость), 3-е характеризует ^Йиамиче-ские свойства пилота при стабилизации им заданных параметров 'Движения и представляется квазилинейной передаточной функцией \Л/ц(0).

К выходу звена 3 приложен "шум" модели пилота ¡¡¡.(¡), являющейся той частью его двигательной реакции, которая не определяется передаточной функцией М/л(Ц):

нп«) = ха(0-хави).

"Шум" в модели учитывает нестационарность, дискретность и нелинейность моторных действий пилота. Переключение1 «одели со звена 1 на звено 2 происходит в момент времени t = tв,co звена 2 на звено 3

- в момент времени « - 1В+АТ, здесь лТ~ ^ - время отклонения ручки управления при первой двигательной реакции пилота.

На рис. 14 показаны возможные модификации рассматриваемой модели в зависимости от варианта ее использования.

Разработаны способы, обеспечивающие надежный выход- из режима вертикальных низкочастотных колебаний. Летчикам, знающих причины и сущность происходящих в полете явлений, как. правило, удается предпринять правильные и своевременные меры по успешному выходу из создавшейся особой ситуации.

Для выхода из режима вертикальных низкочастотных колебаний, о любом случае, необходимо разорвать создавшийся контур автоколебаний: несущ..й винт - фюзеляж - летчик - система управления. Это может сделать летчик, изменив свою роль в замкнутом контуре по пгцд»¡ржанию колебаний, передавая .через органы управления дестабилизирующее изменение углов атаки лопастей несущего винта

Действия летчика пр11 появлении вертикальных низкочастотный • колебаний определень' специальном изменением о действующую "Инструкцию экипажу (РЛЭ) вертолета Ми 3":

- застопорить оычаг общего шага (отпустить кнопку фрикциона, если она была нажа.а),

ослабить усилия на ручку управления (или освободить е». если позволяет обстановка}, страхуя ее от Непроизвольных перемещений ир крану и тангажу.

Примечании:

Если в течеьие 2 - 3 секунд посла освобождения колебании н« чихают, то необходимо.

■ выключить автопилот;

© &х(1)

О;

о ¿£ а

®

I ХпЮ .

1 /

1 ! * ■£

Щ(В) КпоЮ

•

■ХМ

©

АХ(1) ШтЮ /

! 1гп(£) '

йо

Рис. 14. Схемы возможных модификаций моделей дейстаий пилота

- энергично уменьшить общий шаг на 2 - 3 градуса;

- уменьшить скорость полета на 30 - 40 км/ч.

посла исчезновения колебаний включить автопилот и продолжить выполнение задания. Скорость полета в этом случае выдерживать на 30 - 40 км/ч меньше той, на которой возникли колебания.

Указанные способы являются активными, которые полностью позволяют прекратить 50?никшие колебания в полете, действиями летчика.

До попного исключения указанных колебаний необходимо принять конструктивные меры, которые могут быть следующими:

1. Определенна оптимального демпфирования проводки системы управления, его регламентация и возможность регулирования при наземном обслуживании.

2. Определение оптимального значения зоны нечувствительности золотников гидроусилителей, их регламентация и установка на агрегат.

9. Изменение конструкции кресла летчиков.

Указанные в данной главе действия летчика при проведении испытательных полетов показали их высокую эффективность. При освобож- • дении органов управления во всех случаях колебания затухали полностью з^ 1 -2 секунды.

При проведении профилактических мероприятий по безопасности полетов в авиационных частях и подразделениях, используг штатные средства объективного контроля можно определить режим вертикальных низкочастотных колебаний вертолета Ми-8 по линии'общего шага на пленке САРПП. Размыв линии'общего шага с частотой около 3.5 Гц будет зафиксирован на пленке. САРПП лишь в том случае, когда во время колебаний летчик нажимает кнопку фрикциона общего шага.

Аналитические методы исследования урооня безопасности полетов, рассмотренные в данной главе, предполагают для сао«й реализации создание математического списания функционирования исследуемой системы; т/е! модели:

■ 1. Аналитические решения, как правило, дают возможность выявить зависимости показателей.безопасности полета от параметров исследуемой системы, от условий ее применения и воздействующих на систему нвблагопр! лтных-факторов. Но эти методы, как правило, реализуемы при существенных' упрощениях исследуемой системы и известней автоматизации исследутмоги явления. Это огомничивлчт сферу ее применения При этом испытаниям подвергло гол иг шло* зь,>.<,</.у гсго контура "пилот - система управления ■ летательный аппарат' е условиях возможного воздействии ин<л иной среды.

2 Звенья зтога контура и воздействия вмешнт": среды предстаз льются соошетсшующими мигомшичеемми моделями. - модулы--.-динамики полета в виде полной системы диффаренциапьмых урлаие

ний, система упрсвп'?ни>1 - моделью передач управляющих действий пилота с командных рычагов управления в виде дифференциальных уравнении, пилог - моделями различней сложности ч зависимости отрешаемой задачи 1атая «полнея» модель пилота достаточно сложна гаг по свс ?му форм?л'/зовэи!'.ому предстплению с необходимыми количественны:,"!! хпраетерист.ллами, так и п£> реализации на ЭВМ.

злклюмеы^е.

В результате диссертационных мсспедрвдш&у&танэолеио* что;

1. Актуальность данной диссертационной- работы обусловлена многочисленными ^луаями появления полетного резонанса (вертикальные низкочастотных колебаний вертолетов. Ш<ЬЗ всех.- модификаций), ксторый возникает п замкнутом контуре счносущий.винт- фюзеляж -летчик ■ систем;? управления».

2. В ходе проведения работы были исследованы. причины, сущность возникновения полетного резонанса.на.вертолете Ми-3, проведены летные испытания для пооверш эффективности .предложенных способов выхода из рэжима вертикальных низкочастотных колебаний в полете, пути дальнейшего конструктивного совершенствования вертолета Ми-8 всех модификаций, результаты которых могут быть использованы в дальнейшем вертолетостроении в нашей стране.

Кроме того, получены следующие основные результаты имеющие теоретическое и прикладное значение:

1. Проведены летные испытания на вертолете Ми-8 в результате, которых установлено, что факторами, способствующими возникновению полетного резонанса являются:

• собственные незначительные упругие колебания фюзеляжа вертолета, которые воспринимаются датчиками автопилота, и через органы' управления воздействуют на фюзеляж, увеличивая колебания вертолете;

. - собственные вертикальные колебания фюзеляжа вертолета, которые чсоез пол кабины экипажа - кресла - руку летчика приводят к иепрелшог .»ному продольному перемещению ручки управления (при нажатой кнопке фрикциона и к перемещению рычага общего шага), что ¡¡возбуждает» проводку управления и усиливает колебания иертолетэ.

2. Теоретическими.исследованиями. установлено, что в данном случае имеет место резонанс первого упругого слпбодемпфированого тона •■ собственных изгионых колебаний фюзеляжа в вертикальной плоскости с аэродинамическими силами и моментами несущего винта При пилотировании, особенно энергичном, летчик совершает импульсные, ступенчаты« или близкие к синусоидальным перемещения орт у ков

управления несущим винтом. Поскольку фюзеляжные тона колебаний слабодемпфированы, "то даже небольшая по величине энергия возбуждения может вызвать значительные колебания на резонансной частоте. > 3. Результаты математического моделирования позволили выявить последствия воздействия на вертолет различных неблагоприятных факторов, количественно оценить возможность пилота по парированию последствий режима полетного резонанса.

4. Разработанная методика способов выхода из режима вертикальных низкочастотных колебаний вертолета Ми-8 в полете, позволила оценить возможности устранения этих колебаний и эффективности ее применения в целях обеспечения безопасности полетов при обучении летного состава авиации всех ведомств, как военной, тек и гражданской.

5. Подготовлено и внедрено Изменение № 5 к "Инструкции экипажу . (РЛЭ) вертолета Ми-8" всех модификаций (раздел 6. Особые случаи а

полете, п.п. 6.17. Появление низкочастотных колебаний в полете. Книга I, Воениздат, 1982) установленным порядком, утвержденное командиром войсковой части 22737-Л от 10.01.96 года.

6. Предложены следующие конструктивные меры по исключению колебаний, которые могут быть:

- определение оптимального демпфирования, проводки системы управления, его регламентация и возможность регулирования при наземном обслуживании; * , .

- определение оптимального значения зоны нечувствительности золотников гидроусилителей, чх регламентация и установка не агрегат;

- изменение конструкции кресла летчиков. '

7. По результатам исследовательской работы снят видеофильм, который мсжвТ' использоваться в учебных целях при организации сборов командно-летного состава и плановой боевой подготовке авиации различных ведомств, в том числе летного состава гражданской авиации

• ФАС России.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ АВТОРА ПО ТЕМП ДИССЕРТАЦИИ

.Нагальин В.М., Бурдун И.Е., Серебряков П.Н. Иммитационноо моделирование посадки вертолета Ми-8 в условиях горного аэродрома -Отраслевой сборник научных трудов,Риш.РКИИГА, 1991. Нагальин В М . Гаврилов Н.Ф Шатохин Ю И Вертикальные низкочастотные колеиания оергилета Ми-8 в полете - Научно-технич, ут-чет, №и.93. НИИ1Ц. ФПС РФ №.. 1994

.Нагальин ВМ, Матвеев 10.И. Особенности практической аэродинамики вертолетов при поездке а условиях образгзания снежного вихря

- В сб. трудов 1-я Все российская н.пракг. конференция - С.Петербург; АГА, 14-15 ноября 1995.

4. Натальин В.М., Матвеев Ю.И. Особенности практич. азродинамщ вертолетов при взлете в условиях образования снежного (пыльного) вихря. - В сб. трудов 1-я Все российская н.практ. конференция > С.Петербург: АГА, 14-15 ноября 1995.

5. Натальин В.М., Матвеев Ю.И. Особенности поведения вертолета Ми-8 на некоторых режимах полёта. - В сб. трудов XXX юбилейно^ НТК,-С.Петербург: АГА, 18-23 мая 1993 года.

6. Натальин В.М., Матвеев Ю.И. Особенности пилотирования вертолет«» Ми-8 при возникновении низкочастотных колебаний. - В сб. трудов XXX юбилейной НТК, - С.Петербург АГА, 18-23 мая 1998 года.

7. Натальин В.М., Матвеев Ю.И. Основные причины и физические условия возникновенияя полетного резонанса на вертолете Ми-8. - В сб, научных трудов аспирантов и молодых ученых, т.1, - С.Петербург: АГА, 1998 г. \ ■ ' 1

8. Натальин В.М.] Матвеев .Ю.И. Аэродинамические особенности возникновения автоколебаний на вертолете Ми-8 и методы их устранения. - В сб. научных трудов аспирантов и молодых ученых, т.1, -С.Петербург: АГА, 1998 г.„ / :

Подписано к печати 23.09.98 г Формггт бумаги 60 х 84 1/16. Ксерокс Типография КВИ ФПС РФ. 23С022 г. Калининград

61 У Ч~ о МгР

Федеральная Авиационная Служба России Академия Гражданской Авиации

На правах рукописи УДК 629.7.015.3

Экз. №_

НАТАЛЬИН Владимир Михайлович

ФИЗИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ ВОЗНИКНОВЕНИЯ ПОЛЕТНОГО РЕЗОНАНСА ВЕРТОЛЕТА МИ-8 И СПОСОБЫ ЕГО УСТРАНЕНИЯ

Специальность 06.22.14 - Эксплуатация воздушного транспорта

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель: к.т.н., профессор Матвеев Ю.И.

^ Научный консультант.

к.т.н., доцент Куклеев В.И.

Санкт-Петербург 1998

Введение

За последние десятилетия вертолеты заняли достойное место как в гражданской , так и в военной авиации

Решение многих народнохозяйственных задач; в настоящее вроля немью-лимо без применения вертолетов. Об уникальных возможностях вертолета как летательного аппарата (ЛА) овцдетеш>ствует его успешное использование на сельхозработах, геологической и ледовой разведки, на строитеэтшо-монтажных работах, с ограниченных шюгадцок кораблей, при спасении людей из горящих объектов, высотных зданий и тп Рассматривая вертолет как боевую летательную машину, весьма эффективною на театре военных действий, ведущие епщиа--листы как в России, так и за рубежом утверждают, что "вертолеты становятся такими же необходимыми военньлхш машинами, какитанкивтвнеобеахечшия эффективности ведения наступательных боевых действий" и что "лучшее свидетельство защиты от вертолета - другой вертолет" [6] Объем задач, вьяюлняемых на вертолетах эевисит от динамических характеристик и свойств ЛА, а также точностных характеристик управления аппаратом особенно в условиях тюхой погоды, при полетах на малых высотах Непрерывное раашфение сферы и уаю-вий применения вертолетов в народном хозяйстве и на театре военных действий требует дальнейшего повышения эффективности летной эксплуатации и уровня безопасности полетов вертолетов. Эффективность и безопаакюсть их полета не-раврьшно связаны между собой и зависят от качества вертолета и пилота, управлякжарго им Бели говорить о таком типе летательного аппарата как верто-

лет, то его квнества характеризуются, прежде всего, устойчивостью, упраашье-мостью и меневреадюсшю, надежной и безотказной работой конструкции, двигателей и систем В свою очередь, качества пшюта определяются его теоретической и практической подготовкой, пониманием диншяики движения вертолета в различных ситуациях, его гфофессиональньм мастерством и знанием соответствующих инстр>тащй по летной экишуишиии [2], [6], [37].

Вертолет как динамическая система обтацает рядом особенностей, к чищу которых, в первую очередь» следует отнести динамическую неустойчивость вертолета и особенности его несущей системы, подвижной относительно фюзеляжа и выполняющей функции управления* в том числе и непосредственное управле^ рме подъемной сшюй. Гфи этом несущая система представляет собой динамическую систему, имеющую запаздывание, что приводит в общем случае к необходимости рассматривать вертолет, как систему, состоящую из нескольких таи Оады и момшты, созд аваемые несущей системой, являются определяющими среди аэродииаушческих сил и моментов, действующих на вертолет, и имеют более сложную зависимость от скорости по сравнению с самолетом, что в общем случае не позволяет при описании движения вертолета перейти к уравнениям с безразмерными коэффициентами. Необходимо отметить и проявляющиеся на вертолете в зшчтежиой степени аэродинамическое взшмодействие продольного и бокового движений. Указанные особенности требуют всестороннего изучения характеристик устойчивости и управляемости каждого вновь созданного вертолета, чтобы убедиться в отсутствии небшгоприятных особенностей в

его пшютажных свойствах и установить соответств*1е его характеристик техническому заданию и существующим нормам.

Поскольку вопросы устойчивости, управляемости и безопасности шлета для воздушных судов (ВС) являются важнейшими и тесно связаны меязду собой, то методы как теоретических, тж и экспериментальных иссгкаований обешече-ния хорешшх покшаггежй этих качеств ВС, относятся к числу весьма сложных проблем [б], [32], [30].

бое трудности в изучении и понимании этих гцюбдем вытекают, с одной стороны, из большого чист параметров и эксплуатационных ограничений, указанных пююту в инструкции вертолета, определяют преиелънью режимы пшюта, пшютарование на которых требует повышенного внимания. Поэтому в некоторых случаях полета из-за ошибок (погрешностей) в пигогоровании возможно попадание вергошта на критические режимы псхжта, которью могут усугубляться сложными метеорологическими условиями, отказами функциональных систем вертолета, влиянием упругих колгбжий элементов конструкции (несущего винта, фюзеляжа) и т.п. Все это приводит к дополнительным трущюстям в зксплуа-тации вертолетов к снижению их лгтао-технических свойств и уровня безопасности. действующие в настоящее время нормы лгтной годности самоштов и вертолетов охватывают широкий круг проблем, решение которых в процессе разработки, сертификации и внедрения летательного аппарата в экошуатацию обеспечивают в основном безопасность полета ЛА в ожидаемых условиях экс-плуатздии. Методы определения соответствуют нормам включают широкий круг

методов исследований (стендовых, лабораторных) и летных испьпаний на которых базируется сертификация летательных шшратов. Аншмз методов определения соответствия показывает, что при сертификации ЛА определяющим методом являются летные испытания (ЛИ), в то время как наземные методы иссгкио-вания (расчетные, .шбораторные» стендовые) используются в большей части на этапах его разработки.

Окту соответствия нормам на этше сертификации в ожщ**мых >^юви-ях эксплуатации (эксплуатационные факторы, факторы воздействия, режимы полета) при функциональных отказах, обычно удается прошвесш при воздействии отдельных факторов, так как подобные испытания связаны с большими трудностями и требуют затрат средств и времени поиске необходимых неблагоприятных факторов. Очевидно, проведение на этапе сертификшдаи летных испьпаний для оценки соответствия нормам, при воздействии нескольких факторов и» тем более, при возможном выходе ЛА за пределы ограничений осуществить практически невозможно. ГЪэтому все особенности ЛА, приводящие при опредежн-ных условиях и небонгоприятных сочетаниях факторов к у^дцвению устойчивости и управляемости, выходу ЛА за пределы ограничений, выявляются в процессе ее эксплуатации и являются зачастую причиной тяжелых авиационных происшествий (АП).

Это свидетсгахлвует о необходимости комплексного подхода к решению проблем соответствия вертолета нормам летной годности; на базе совокупности

теоретических расчетных и эксперимштальных данных, в том числе - лзгных ш> акдований, представляющих собой единое цегюе.

Р&звише и внедрение современных наземных методов исследования (ис-сштования в аэродинамических трубах и методы математического моделирования) по оценке летно-технических характеристик, характеристик устойчивости и управляемости, наряду с совершеисгвовением ЛА, позволяет баше полно использовать их в качестве методов определения соответствия на различных этапах разработки и внедрения новых типов ЛА. Однако проблемы, связанны? с получением достаточно полной информации о динамических и прочностных свойствах вертожта сохраняются и в настоящее время, так как возможности каждого отдельного метода, входящего в этот комплекс* ограничены его физическим существом, то есть непршюжными физическими зжонами, уровнем его развития, целесообразносшо применения и экономическими хврштчжетшнми [2].

К числу таких проблем можно отнести проблему возникновения опасных вибраций и автоколебаний вертолета, которые могут привести к разрушению конструкции, нарушению управляемости вертолета и к тяжелым авиационным происшествиям [22], [2], [17], [32], [11], [13], Осшми, возбуждающими колебания, могут был» аэродинамические, массовые (инерционные) и внутренние упругие силы» изменяющиеся циклически либо по величине, либо по направлению. Источниками вибраций обычно являются несущий и хвостовой винш, силовая установка и другие части вертолета, находящиеся в воздушном потоке. Амгимтуда обычных вибрщий на единиц величины возбуждающей силы может изменяться в широких пределах в зависимости от соотноше-

ний параметров в системе частоты возбуждающей силы. Особую опасность представляют самовозбуждающиеся вибрации, динамическая система находится в неустойчивом состоянии и любое небольшое возмущение может вызвать колебания со все возрастающей амплитудой со всеми вытекающими последствиями. Примерами таких колебаний могут служить явления земного резонанса, воздушного резонанса или флаттер лопастей [17], [32], [6], {2], [22].

Полная оценка вибраций вертолета, особенно в условиях полета, очень трудна. Подробный расчет даже одних аэродинамических сил весьма сложен и трудоемок [6].

Необходимо определять и силы инерции лопастей, а они зависят от реакции лопастей на периодическое воздействие, для расчета которой может потребоваться учет нескольких гармоник. Наконец» вибрация отдельной часта конструкции определяется реакцией всей конструкции на воздействие, приложенное к втулке, и на другое виды нагрузок, определение которых из-за сложности конструкции фюзеляжа весьма затруднительно. Таким образом, невозможно дать общий метод оценки вибраций вертолета [6].

Цель работы, научная новизна

Целью настоящей работы является анализ условий возникновения в полете вертикальных низкочастотных колебаний (полетного резонанса) вертолета Ми-8 и всех его модификаций, особенностей аэродинамики, устойчивости и управляемости, возможных источников (возбудителей) и физических причин этих колебаний, существующих методов исследований и оценок динамических свойств вер*

лета, обоснование требований и рекомендаций по пилотированию и обеспечению безопасности полетов вертолетов типе Ми-8 при попадании в услэвия поляною резонанса, а также разработка предложений по усгршшию конструктивных недостатков вертолетов данного типа как на этапе проектирования, так и на этапах испытаний и доводки.

№учнвя новюнв работы заключается:

- в анализе особенностей аэродинамики полета вертолета и всех его модификаций при возникновении в гкшете особой ситуации - полетного резонанса (вертикальных низкочастотных колебаний),

- в постановке и решении проблемы исследования физических условий возникновения полетного резонанса на вертолетах Ми-8 всех модификаций, источников (воэбудитеикй) и гджчинэтихколебашй,

- в постановке и решении задачи обеспечения безопасности полетов, и надежного способа выхода из режима полетного резонанса (вертикальных низкочастотных колебаний вертолета Ми-8 в полете),

- в разработке эффективных методов пшютирования вертолетов Ми-8 и всех его модификаций в услэвиях возникновения полетного резонанса и действия летчика в этой особой ситуации;

- в разработке рекомендаций и пути дальнейшего конструктивного совершенствования вертоштов Ми-8 как на этапе проектирования, так и на этапе испытаний и доводок.

Практическая ценность работы

Вое теоретические методы исследования, летные испытания на вертолете Ми-8 вьтолнены с целью решения практической задачи эффективного и надежного способа выхода из режима полетного резонанса (вертикальных низкочастотных колебаний) и действиям летчика, при возникновении этой особой ситуации в полете, которые могут быть жпсиьзованы при подготовке летного состава авиации различных ведомств и тем сачьм повысить безопасность полетов.

Достоверность полученных результатов подтверждается научно-обоснованными положениями и современными методами исследования, прошедшими экспериментальную проверку в летных испытаниях и моделирование по реальным данным с использованием ЭВМ

Внедрение результатов работы

Разработки и исследования, отраженные в диссертации, осуществлены в соответствии с "Г|юграммой развития гражджкжой авиационной техники России до 2000 года", утвержденной Министерством науки, высшей школы и технической политики Российской Федерации, Министерства транспорта и ГЪствновлэ-нием правительства РФ № 776 от 11.10.92 г.

Результаты диссертационных игслвдований внедрены (подтверждены актами о внедрении);

- при разработке изменения №5 к «Р^клрукции экипажу вертолетов Ми-8г, Ми-8МТвсехмоди4*1кшшй и Ми-14, Ми-14ГС, БТ (Руководства по жтной эксплуатации)» в Р&здешл 6 "Особые случаи в полете" п. 6.17. ГЬявление ншкочвс-

тотных колебаний в полете. [Книга I» Воениэдаг, М, 1982]. Утверждено командиром войсковой части 22737-Л А Андроновым 10.01.96 г.;

- при совершенствовании методики подготовки летного состава авиации Погранвойск <Н~С РФ, плана и программ подготовки усовершенствования учебного процесса Академии Погранвойск ДОХ РФ, Курганского военного авиационного института ПВ ФГС РФ, вдшрах боевой подготовки и переподготовки летного состава авиации ПВ ФПГ РФ,

- в учебном фильме (видеофильм), используемом в учебных целях при сборовой подготовке и плановой боевой подготовке жпюго состава авиации ПВ ФГСРФ,

- при циркулярном распространении методических рекомендаций (в сентябре 1993 года) по выходу из режима вертикальных низкочастотных колебаний в полете на вертолете Ми-8 всех модификаций в №струкцию экипажа (Руководство по летной эксплуатации) вертолета №-8 (Книга I, Воениздаг, М, 1980.)

Апробация работы

Основные результаты исследований, полученные в ходе работы, докладывались и обсуждались на;

- научно-технических конференциях слушателей и научно-технических семинарах Академии ГА;

- первой Воероссийсзссш шучно-праюической конференции "Безопасность полетов и пх^дарсшеяное регулирование деятельности в гражданской авиации" (Санкт-ГЪтербург, 1995);

- XXX Юбшкйной научно-технической конференции студентов, аспирантов и молодых ученых (Санкт-Петербург, 1998),

В совместных работах автором лично;

- проведены исследования по теории возникновения устювий развития в пожте вертикальных низкочастотных колебаний и методике действий летчика дш эффективного выхода из создавшейся ситуации палгтного резонанса на вертолете Ми-8,

- с инструкторским и руководящим летньву! составом авиации пограничных войск ФГС РФ при сборовой и гогеювон подготовке, в процессе выполнения методических полгтов, отработаны наоежньк и эффективные методы выхода из режима палгтного резонанса, способы пилотирования вертолета Ми-8 при попадании экипажа в режим вертикальных низкочастотных колэбаний в поикте.

По теме диссертации выпущен отчет;

- №учш-техш1ческий отчет о НИР " Вертикальные низкочастотные кол^ б0НИЯверто1ютШ-8 в полете". №ИГЦФГС РФ, № 13-93,1994.

Глава 1

Обзор материалов и постановка задачи

1.1 Обзор литературы

Аэродинамика и динамика вертолета являются весьма трудными для изучения предметами и требуют ясного представления физической картины работы несущего винта (HB) и полета вертолета. Этим в значительной мере объясняется тот факт, что в обширной библиографии, относящейся к вертолетам, насчитывается много работ зарубежных и отечественных авторов, посвященных отдельным, частным вопросам (проблемам) аэродинамики и динамики вертолета и очень мало обобщающих работ, монографий, учебников по теории вертолета.

Среди последних следует выделить работы А.Гессоу, Г.Мейерса "Аэродинамика вертолета" (1954 г.) [17]; A.M. Загордана 'Элементарная теория вертолета" (I960 г.) (22]; П.Р. Пейна "Динамика и аэродинамика вертолета" (1963 г.) [32]; О.М. Алаяна, ВФ. Ромасевича, B.C. Совгиренхо "Аэродинамика и динамика полета вертолета" (1973 г.) [3]; В.Ф. Ромасевича, Г.А. Самойлова "Практическая аэродинамика вертолетов" (1980 г.) [37]]; А.И. Акимова, A.M. Берестова, P.A. Михеева "Летные испытания вертолетов" (1980 г.) [2]; А.Р.С. Брам-велла "Динамика вертолетов" (1982) [6]; У.Джонсона "Теория вертолетов" (1983 г.) [20]; A.M. Володко "Основы летной эксплуатации вертолетов" (1984 г.) [13] и других авторов.

В работе А.Гессоу и Г.Мейерса [17], авторы в достигнутой форме сумели раскрыть физическую картину работа несущего винта, устойчивости и управляв-

мости, а также физическую сущность вибрации вертолета. Приведенные в ней уравнения определяющие характеристики ИВ, можно применить для расчета характеристик вертолета, его устойчивости, определения напряжений и изучения вибраций.

Для правильного использования приведенных уравнений в каждом отдельном случае необходимо звать принятые допущения, так как допущения, приемлемые при использовании уравнений для одних целей, могут стать непригодными при применении уравнений для других целей. Например, допущение о равномерности потока, вполне приемлемое при вычислении характеристик вертолета, приводит к недостаточно точным результатам при определении вибраций; использование ф�