автореферат диссертации по транспорту, 05.22.14, диссертация на тему:Измерение и ограничение тяги несущего винта вертолета в полете

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ АЛГОРИТМА ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ УСТРОЙСТВА

ИЗМЕРЕНИЯ ТЯГИ ИВ.

1.1. Аэромеханический мет од измерения тяги НВ вертолета.

ПостаIювка задачи.

1.1.1. Система координат. Принятые допущения.

1.1.2. Коэффициент подъемной силы сечения лопасти.

1.1.3. Связь коэффициента перепада давления в заданной точке лопасти с параметрами движения несущего винта.

1.2. Закон функционирования У ИТ на режиме висения.

1.2.1. Функциональные соотношения между коэффициентами подъемной силы лопасти и ее сечения.

1.2.2. Связь между коэффициентами перепада давления на лопасти и тяги ПВ.

1.2.3. Блок-схема устройства измерения тяги НВ.

1.3. Исследование закона функционирования УИТ па режиме горизонтального по леча. ^

1.3.1. Горизонтальный полет вертолета с шарпирно-закрепленпыми лопастями.

1.3.2. Система уравнений для вычисления тяги НВ.

1.3.3. Алгоритм вычислительных процедур.

1.3.4. Функциональная схема устройства измерения тяги ГШ вертолета в полете.

ГЛАВА 2. СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ СПОСОБОВ ИЗМЕРЕНИЯ ТЯГИ НЕСУЩЕГО ВИНТА.

2.1. Исходные модели. ^

2.2. Связь коэффициента протекания с коэффициентом тяги ИВ в горизонтальном полете.

2.3. Определение тяги ГШ путем измерения общего шага установки лопастей.

2.4. Определение тяги посредством измерения угла конусности

2.5. Аэромеханический метод измерения тяги НВ вертолета в горизонтальном полете. J->

2.6. Сравнительный анализ методов измерения тяги. Ю

2.7. Сравнительный анализ аэромеханических методов измерения пп 111 тяги H В.

2.7.1. Вычисление тяг и НВ путем измерения мгновенного значения коэффициента перепада давления. ^

2.7.2. Способ измерения тяги с использованием мгновенного приведенного значения коэффициента перепада давления.

2.7.3. Измерение тяги с использованием осредпеппого за оборот приведенного значения коэффициента перепала 136 давления.

2.7.4. Измерение 1яги с использованием осреднеппого за оборот значения коэффициента перепада давления. ^

2.7.5. Сравнение аэромеханнческих методов измерения тяги НВ вертолета в полете.

ГЛАВА 3. ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ И МЕТОДИЧЕСКИЕ

ПОГРЕШНОСТИ УСТРОЙСТВА ИЗМЕРЕНИЯ ТЯГИ НВ. j

3.]. Погрешности, обусловленные маховым движением лопасти.

3.1.1. Коэффициент тяги НВ при косой обдувке.

3.1.2. Концевые потери. ^

3.2. Погрешности, возникающие при изгибно-крутильных деформациях лопасш.

3.3. Результаты летных испытаний устройства измерения тяги на режиме висения.

3.4. Результаты летных испытаний устройства измерения тяги в режиме полета.

Наряду с совершенствованием вертолетов и их двигателей существенное значение для повышения их летно-технических характеристик и безопасности полета имеет надежный контроль основных параметров движения.

По сравнению с самолетом вертолет, как объект управления, представляет собой более сложную динамическую систем}'. Так, если самолет при анализе рассматривают как тело, обладающее шестью степенями свободы, то для вертолета кроме этого необходимо учитывать вращение несущего винта (НВ), а при шарнирной подвеске лопастей — еще и движение каждой лопасти относительно каждого их ее шарниров.

При этом тяга НВ является важной характеристикой режима полета. Более того, надежный ее контроль повышает безопасность полета.

Так, рассмотрим режим взлета. Возможность его осуществления зависит от ряда факторов [1, 59]: барометрической высоты взлетной площадки; температуры, давления и влажности наружного воздуха; направления и скорости приземного ветра; запаса мощности двигателей для заданных значений взлетной массы. При этом.взлет безопасен, если в указанных выше условиях тяга НВ не меньше массы вертолета вместе в грузом. Причем, имея информацию о текущей величине тяги НВ и ее максимально допустимом значении, пилот можег совершать безопасный взлет различными способами.

В режиме снижения вертикальная скорость и угол глиссады ®гл выбираются, исходя из текущих значений Т и массы вертолета.

При сбросе груза избыток Т приводит к резким изменениям параметров движения, что чаще всего недопустимо из условий безопасности пилотирования.

Серьезную опасность для вертолета создает сдвиг ветра. Пересечение за несколько секунд зоны сдвига ветра, характеризующуюся резким изменением его скорости, вплоть до изменения направления па противоположное, приводит к резкому изменению Т. Ее неконтролируемое изменение, в свою очередь, резко снижает показатели безопасности пилотирования.

Не менее опасно попадание вертолета в сиутный след другого ЛЛ под малыми углами, не превышающими (20±30)°. В этом случае происходит резкое изменение не столько значения Т, сколько направления вектора тяги в пространстве [19.20].

В условиях отказа двигателя посадка осуществляется с учетом возможной величины запаса Т. информация о которой позволяет правильно и своевременно осуществлять изменение вертикального снижения Уу в зависимости от высоты полета.

При полете в условиях постоянного ветра максимальная дальность и продолжительность полета существенно уменьшаются. Это обусловлено, как правило, невозможностью современных приборов измерять скорость ветра ¥/(!:). Учет информации о на основе показаний наземных источников не решает указанной проблемы. Информация о величине Т для указанных условий позволяет решать задачи оптимального расхода топлива.

Па основании вышеизложенного относительно роли тяги НВ при управлении вертолетом следует вывод, что создание устройств измерения тяги (УИТ) НВ актуально и является важной народно-хозяйственной задачей в области вертолстостроения.

Существует несколько методов измерения тяги НВ [53]: тензометрический (па валу НВ); аоромсханический; по величине а — лопасти ИВ: по величине ср — лопасти НВ.

В дальнейшем будем рассматривать аэромеханический метод. Однако в данной работе будут приведены сравнительные характеристики точности функционирования УНТ НВ с другими методами.

Аэромеханичсский подход привлекателен своей универсальностью, обусловленной тем. что небольшое развитие УИТ позволяет контролировать угол атаки лопасти, а также компоненты вектора скорости. В этом смысле разрабатываемый ниже подход существенно отличается от других.

НВ вертолета представляет собой сложный аэродинамический объект. Поле сил аэродинамических давлений на лопастях НВ определяет величину и направление вектора тяги. По этой причине давление Р на поверхности лопасти является важным источником информации. Давление в фиксированной точке поверхности НВ является сложной функцией угла атаки, скорости, плотности и температуры воздуха, оборотов НВ, числа Маха, положения лопасти относительно строительной горизонтали фюзеляжа (угол (р) и т.д.

Учитывая сложность и многопараметричпость давления Р от параметров движения вертолета, задача идентификации последних по величине Р достаточно сложна.

Прежде всего, необходимо решить вопрос об установлении взаимосвязи между Р и коэффициентом подъемной силы сечения лопасти, в котором Р измеряется.

Теория НВ представляет собой нестационарную аэродинамику криволинейно движущейся и колеблющейся несущей поверхности, которая включает в себя, как частный случай, теорию крыла и пропеллера. Фундаментальное значение для становления и развития этой научной дисциплины имеет созданная Жуковским Н.Е. в 1912-1918 годах вихревая теория винта [3,17], труды отечественных ученых Ветчинкина В.П. [17], Юрьева Б.II. [26], Майкапара Г.И. [27] . Миля М.Л. [9.26]. Вильдгрубе Л.С. [7,10], Вождаева Е.С. [21]. Баскина В.Э[21]. Тищенко М.Н. [17]. Шайдакова

В.И. [59], Мартынова А.К. [62]. Володько A.M. [19-22], и таких зарубежных, как Глауэрт С. [43]. Локк C.II. [43]. Уитли К. [43], Бетц А.[43], Хоэнемзер О. [43], Гсссоу А. [43], Г1сйн[18. 43]. ДжонсонУ. [18].

Поле аэродинамических сил, обладающее широкими информационными свойствами, в настоящее время недостаточно широко используется. В теоретической и экспериментальной аэродинамике [7, 9, 17. 21, 43, 47, 49, 59, 62], как правило, решается задача определения сил по значениям параметров движения — аэродинамических углов, скоростей и т.д.

В условиях решаемой задачи является перспективным использование информации о перепаде давления, измеренного в характерных точках на лопасти НВ. Такая информация в измерительных системах (ИС) используется давно [2, 3. 12. 15, 23, 25, 29, 31, 42]. Однако в известных системах она применяется для измерения иевозмущепного потока, забираемого с помощью приемника воздушного давления, что не полностью характеризует состояние конкретного ЛА. а лишь собственно его движение как материальной точки. Исследование таких систем проведено в монографиях [2,4, 5, 12, 15. 29. 44, 62]. в которых указывается на недостаточную точность функционирования таких ИС при больших углах атаки и скольжения, что приводит к нарушению адекватности между состоянием ЛА и его информационной моделью. При этом отмечено, что перспективные ИС должны обеспечивать измерение воздушных параметров с более высокой точностью.

Отметим, что в летно-исследовательском институте (ЛИИ), г.Жуковский , проведен некоторый объем исследований по разработке компенсационного алгоритма измерения статического и динамического давлений с помощью приемника воздушного давления (ПВД). При этом была построена соответствующая модель погрешностей измерения давлений.

В последние годы проведены исследования с участием Московского вертолетного завода по разработке устройства контроля воздушной скорости (КВИС), содержащего установленный на лопасти НВ ПВД.

Приведенный анализ позволяет сделать следующие выводы: измерение тяги с помощью УИТ НВ является важным для обеспечения безопасного и экономичного пилотирования вертолета, что еще раз свидетельствует об актуальности проводимых в этом направлении работ; одним из возможных путей реализации таких устройств является применение поля аэродинамического давления; при этом необходимо решать задачу идентификации давления на поверхности НВ и создаваемой им тяги.

Таким образом, при создании УИТ НВ необходимо решать ряд новых задач, связанных с разработкой алгоритмов обработки информации о величине давления, измерения давления па НВ и последующей передачей информации к месту ее обработки, с созданием модели погрешностей (методических), их анализом и разработкой мер по компенсации методических погрешностей.

Целью данной диссертационной работы является создание УИТ НВ, что позволит обеспечить безопасный и экономичный полет на наиболее ответственных его этапах.

Основные задачи, решенные в данной диссертационной работе, следующие: построен закон функционирования УИТ на режиме висения вертолета; исследован закон функционирования УИТ на режиме горизонтального полета; оценено влияние вертикальной скорости на структуру и параметры закона функционирования УИТ; проведен анализ различных методов обработки информации при построении УИТ.

Научная новизна полученных результатов заключается в следующем:

1. Установлена связь коэффициента перепада давления в заданной точке лопасти с коэффициентом тяги НВ вертолета на режиме висения.

2. Проведено теоретическое исследование связи между Т НВ и перепадом давления на лопасти НВ при установившемся горизонтальном полете с учетом балансировки вертолета. На основе разработанной модели предложена функциональная схема вычислителя массы вертолета в полете.

3. Используя результаты нелинейной теории формообразования вихревой пелены за несущим винтом, разработаны рекомендации по выбору такого места съема информации о перепаде давления на лопасти НВ, при котором исключается влияние скорости вертикального движения вертолета па работу вычислителя тяги НВ в полете.

4. Проведен теоретический анализ косвенных методов измерения тяги НВ таких, как: ср-метода, при котором измеряется общий шаг ф0 установки лопастей

НВ; а-метода. при котором измеряется угол конусности а0 НВ;

Ср-метода, при котором измеряется коэффициент перепада давления Ср за один оборот лопасти.

5. Проведен теоретический анализ следующих четырех модификаций аэромеханического метода измерения тяги НВ: путем измерения мгновенного значения коэффициента перепада давления; путем измерения мгновенного приведенного значения коэффициента перепада давления; путем измерения осрсдненного за один оборот значения коэффициента перепада давления; путем измерения осреднепной величины приведенного значения коэффициента перепада давления.

выводы

1. При формировании закона функционирования необходимо учитывать концевые потери путем введения зависящего от угла взмаха лопасти коэффициент, что обеспечш снижение относительной погрешности до 0.05°о.

2. Погрешность, обусловленная отклонением прогиба и кручения от расчетных величин, зависит ог приращения угла атаки и жесткостных свойств лопасти. При отклонении Су лоп на 25% от расчетного режима данная погрешность не превышает ОД0о.

3. Наблюдаемое на режиме висения различие на постоянную величину между теоретическими и экспериментальными результатами во всем диапазоне изменения тяги ИВ. связанное с принятыми допущениями, может быть скомпенсировано путем введения поправочного коэффициента.

4. Материалы летного эксперимента показали, что в режиме горизонтального полета полученный алгоритм обработки информации позволяет получать значение тяги НВ с погрешностью порядка 0,5° о.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Установлена связь коэффициента перепада давления, измеренного в заданной точке па поверхности лопасти с основными параметрами движения НВ, позволяющая заложить теоретические основы измерителя тяги НВ.

2. Построен закон функционирования устройства измерения тяги НВ на режиме висения. первичной информацией для которого является перепад давления па поверхности лопасти НВ.

3. Проведенный теоретический анализ косвенных методов измерения тяги НВ таких, как ф-метода. при котором измеряется общий шаг ф0 установки лопастей НВ; а-метода, при котором измеряется угол конусности а0 НВ; Ср-метода, при котором измеряется коэффициент перепада давления Ср за один оборот лопасти показал, что наибольшей чувствительностью к изменению тяги НВ и наименьшей погрешностью по отношению к входным параметрам обладает последний из перечисленных методов.

4. Проведенный теоретический анализ следующих четырех модификаций аэромсхапического метода измерения тяги НВ: путем измерения мгновенного значения коэффициента перепада давления; путем измерения мгновенного приведенного значения коэффициента перепада давления; путем измерения осредненпого за один оборот значения коэффициента перепада давления; путем измерения осреднеппой величины приведенного значения коэффициента перепада давления позволил сделать вывод о том. что наилучшим является метод, основанный на измерении осредненпого за оборот НВ значения коэффициента перепада давления, поскольку он обладает наибольшей чувствительностью к измерению тяги НВ. имеет малую методическую погрешность и простую техническую реализацию.

5. Получена функциональная схема устройства измерения тяги НВ вертолета в полете, что позволяет определять тягу И13 путем измерения значений следующих параметров: перепада давления, скоростного напора в точке замера давления, частоты вращения НВ, плотности воздуха бортом.

6. Установленная линейная зависимость между коэффициентом протекания и коэффициентом тяги НВ для режима горизонтального полета, позволяет получать удобные аналитические зависимости, используемые при анализе различных способов измерения тяги НВ.

7. Для аэромехапического метода получена зависимость между коэффициентом тяги и осредпениым за оборот НВ перепадом давления, а также абсолютная методическая погрешность измерения тяги НВ и разработано соответствующее устройство измерения тяги НВ.

8. Исследован закон функционирования УНТ на режиме горизонтального полета, получена система уравнений для вычисления тяги НВ. определено место съема информации из условия минимальной погрешности измерения.

9. Для рассмотренных методов измерения тяги НВ предложены соответствующие блок-схемы их реализации,

10. Оценено влияние вертикальной скорости па структуру и параметры закона функционирования УНТ.

11. Проведенный анализ показал, что из трех рассмотренных методов измерения тяги И13 наиболее предпочтительным является аэромеханический, как наиболее чувствительный к изменению гягн 1113 и обладающий наименьшей погрешностью измерения входных параметров.

12. Сравнение различных модификаций аэромеханического метода позволило определить наилучшую из них. основанную на измерении осредненного за оборот ИВ значения коэффициента перепада давления и имеющую наибольшую чу нспинельноигь и изменению тяги, малую методическую погрешность н простую техническую реализацию.

13. Проведен летный эксперимент, обработка материалов которого показала, что в режиме горизонтального полета разработанный алгоритм обработки информации позволяет получать значение тяги ИВ с погрешностью порядка 0,5То.

1. Акимов А.И. Берестов Л.М., Михеев P.A. Летные испытания вертолетов. М.: Машиностроение. 1980. 399 с.

2. Агеев В.М., Павлова П. В. Приборные комплексы Л А и их проектирование. М.: Машиностроение, 1990, 432 с.

3. Агейкин Д.И. Костина E.H., Кузнецова H.H. Датчики контроля и регулирования. 2-ое изд. перераб. и доп. - М.: Машиностроение. 1965, 928 с.

4. Азизов A.M. Гордов А.Н. Точность измерительных преобразователей. Л.: Энергия, 1975. 255 с.

5. Андерсон Дж., Наш он М. Сшлема сбора, обработки и выдачи воздушных (аэродинамических) данных. В кн.: самолетные навигационные

6. Л,Т ЛЛ.™ 1П"7 3 ОЙЛ ~2ПП „i/1'ii. iuum. ivi., ivifip, jl у / -j, juu-j / /

7. А ПТИМЛПТ1 Т ПИЧТ/"\Г* 1Л Г Т пт ТЛ Т\ Д ТГТИ'П 'ТПТП П П'Т rv^ OO/lOOl . I VI lliCljplll 1)1 1>*111 1 Vl^iplU^U-UV. i.VA^^Clliiil\.Cl HV.fi*»/i Ct IJI CI 1 A 1

8. ЛД ■ ТД. >ТТ-.ОГЧ ^тот.гггпптлв 1077 1(V/ . in., x л ij^' vxui ' i vi^, J у I t x v/v.

9. Л^родннам и iru и динамики вертолета. Труды 1.,АТМ? вып. 1373, 1972. 120 с.

10. Аэромеханика самолета/ Под ред. Бочкарева А.Ф. М.: Машиностроение, 1977, 416 с.

11. Базов Д.И. Аэродинамика вертолетов. М.: Транспорт, 1972, 183 с.

12. Баскин В.Э. Вильдгрубе Л.С., Володаев Е.С„ Майкопар Г.И. Теория несущего винта. М.: Машиностроение, 1973, 363 с.

13. Боднер В.А. Оператор и летательный аппарат. М.: Машиностроение, J 976. 221 с.

14. Боднер В.А. Приборы первичной информации. М.: машиностроение. 1981, 344 с.

15. Брамвслл А.Р.С. Динамика вертолетов. М.: Машиностроение. 1982,183 с.

16. Браславский Д.А. Петров В.В. Точность измерительных устройств. М.: Машиностроение, 1976, 312 с.

17. Браславский Д.А. Приборы и датчики ЛА. М.: Машиностроение, 1970, 392 с.

18. Бутусов И.В. Измерительные информационные системы. Л.: Наука, 1970, 180 с.

19. Вертолеты. Кн.1. Аэродинамика/ под ред. М.Л.Миля. М.:1 / Л ^ i s- iмашиностроение, ivuo, чич с.

20. V . J.IVW X 1 . X « & . IVVll^l , LI x 11Щ 1/1 VUJIV.'^IWIVI^ xi i/vp 1 VJ1V1 wtj Ißусложненных природных условиях. M.! Транспорт. 1981. 157 с

21. Володко A.M. Основы летной эксплуатации вертолетов. Аэпопинямикя. М.: Тппнегтопт. 1984 256 с.1 • х 1

22. Володко А.М. Основы летной эксплуатации вертолетов. Динамика полета. М.: Транспорт. 1986, 264 с.

23. Воробьев В.Г. и др. Авиационные приборы и измерительные системы/Под ред. Воробьева В.Г. М.: Транспорт, 1981, 391 с.

24. Вострокпутов П.Г., Евтихеев H.H. Информационно-измерительныя техника, М.: Высшая школа, 1977.232 с.

25. Горлип С.М. Слизингер И.И. Аэромехаиические измерения. Методы и приборы. М.: Наука, i 972. 332 с.

26. Данилов В.А., Другов Л.Г., Тетерин И.В. Вертолет Ми-8. М.:1 ^ 1 оipaiicuopi, iy ¡у, /но с.п ттл т т т i -i л к . * я 1 ПО "> 1 л-! 1. джинши J . ICUpmi liCp IUjIC 1 il. 1.1 И IV!. IVlllp, l^OJ. 1 \)jL 1 U.

27. Дмитриев И.С. Есаулов С.Ю. Системы управления одновинтовых самолетов. М.: Машиностроение, 1969, 218 с.

28. Дрейпер Ч.С., Маккей В., Лис С. Измерительные системы. М.: Машиностроение, 1960, 221 с.

29. Евлапов Л.Г. Контроль динамических систем. М.: Наука, 1972,

30. Есаулов С.Ю., Ьахов 0.11. Дмитриев И.С. Вертолет как объект управления. М.: Машиностроение, 1977, 190 с.

31. O/t ----r^ ri -------------л rr тл.—^— о л тг,.

32. Jt. v.n., j.v(jriuiiajiuD n.ij., îvypaivjii u.r\. ^цппагиппа

33. TrrmnnnfTin 1лгл птт'.тллттп пло-глттх/лп a ît ■ 1oq7 1 зо ~y j i|Jui)Jiyiviuv;i дип/ivvu n/i j ' i iuu. îvi,, ivicitjirinx.^v i p^vi inv, j. y kj / ? i. s v/.

34. АД Л П/' IJ/^rïT-T Ti»An!lTJ ÏJ ПОРТГАТП тлтшллттт

35. V I 'I I 1 ' 4 f |) JL jL . J—i . , 1\ ' . II 1 И 4 Li L * l . A !. V^ V I I li IJ 1)1 1 i/'.' | / 11 I J XI | 'lit 1V1U 1 V ! 1 | l"V J Г 1измерительных с ! ïctcm ЛА. Клйбышев: изд-во KvAPÎ, 1980, 75 с

36. Kpavc M. Вошни Э. Измерительные информационные системы. М.:1. Мип. 1975. 310 с. j •

37. Куликовский Л.Ф. Автоматические информационно-измерительные приборы. М.: Энергия, 1966, 192 с.

38. Матушкин Г.Г., Цапенко М.П. Обработка информации в электроизмерительных приборах и системах. М.: в кн.: Автометрия, 1968, № 1, с. 82-89.

39. Миль МЛ. и др. Вертолеты. Расчет и проектирование. Часть 2, М.: Машиностроение, 1967. 424 с.

40. Новокашенный Г.Н. Информационно-измерительные системы. М.: Высшая школа, i 977. 208 с.

41. Новоселов О.PL. Фомин А.В. Основы теории и расчетаиифйрлшционно-нзмсршсльных cnCiéM. M.: Машиностроение, 1980, 28оС.

42. Павлов A.B. Аппаратура и методика измерений при летных испытаниях самолетов. М.: Машиностроение. 1967, 215с.

43. Пейн П.Р. Динамика и аэродинамика вертолета. М.: Оборонгиз, 1963. 491с.

44. Петунии A.M. Методы и техника измерения параметров газового потока. М.: Машиностроение, 1972. J32 с.

45. Пфанцагль И. Теория измерений. М.: Мир, 1976, 248 с.

46. Рабинович С.Г. Погрешности измерения. Л.: Энергия, 1978, 262 с.

47. РисбсргА.Б. Распределение аэродинамической нагрузки по контуру

48. Т* ТТЛ 1~"Т У Т^» ^ 1 /Л 4 Г\ О г\сечения крыла. хруды ц/u п. оыii.juz, i учи, ои с.

49. Розенблат B.yí. Введение в теорию измерительных систем, т.;---------1 ПТч элл „1. J v^ivvju раДми, i у / u.1Л Г\ Т.*~Г Т 1ТТПЛТ,"П ÍT ПГЛМ/МТТГТТЛЧ »TIT,*n

50. Т V . X V'iViCiVWUri-l . . V^tXiViv/ri Л\.'1) X .£ V. X l-j'tXlVl п "ÍVVIVUTI1. П^МЛ'ГЛ ЧЙТЛП

51. АЛ" ■ и nATJTÍ'l TÍOT 1 ООП Пu 1 V'^IV 1 V'JJ. Itl. 1 J Willi I , 1 V VJV, V.

52. Серьезной А.ГТ. Измерения при испытаниях авиационных конструкций на прочность. М.; Машиностроение, 1976. 224 с.

53. Талон A.A. БП ппи пповеттении спасательных пябот. М.: .1996 .

54. О Т «"V VТЛП А А Т Т -Т-» ТТАТГЛЛ ОТТТ1Л TIlt^TTIT/MTT Т»«| П OirTTfl лгт ЛТЛ1 гх cijiux> rL /др. * ivv.'i^UDuni'iv ip у гагчДиunnpuDunri/i vnv i vim

55. Талов А А . и др. Экспериментальная проверка работы вычислителя массы вертолета в полете. Этап 4. шифр работ 3501, отчет КАИ, науч. рук. Живетин В.Б., 1982, 47 с.

56. Талов A.A. и др: Результаты летных испытаний системы контроля тяги несущего винта. Этап , шифр работ . отчет КАИ. науч. рук. Живетин В.Б., 1992, 43 с.

57. Талов А.А. и др. Завершение и анализ летных испытаний измерителя тяги несущего винта и вертикальной скорости движения вертолета. Этап 4, шифр работ 4804. отчет КАИ, науч. рук. Живетин В.Б., 1987. 58 с.

58. Талов А.А. Живетин В.Б. О безопасности полета при проведении спасательных работ. Международная научно-техническая конференция: современные научно-технические проблемы гражданской авиации. Тезисы докладов. IvL, 1996, с.60.

59. Талов А.А., Живетин В.Б. Information Capabiiites of FV aeroainamic piessure lielu ol iorces. IV encouiro régional ue niaieiiiahca aplicaùa et л . i nn/r „ i on

60. CUlllpUlUUlUJicli, /Л.1Ш1Ь, Lyyv, I.IJ^.

61. СО Тт.»™^»».,^ л л TT TJ„,------- л D л Г* Г)---ъх .о. 1 i-iiij,uiii\.vj ivi.il., îivivpavvjD гi.u., i адшг utpiujiuim. îvi.1. /I (i riTiit ii^ лт ч~ч л;и1ч/1 i 07/; ir.r, „viuu i tniuv i pu^imu, î y / v/„ v.

62. SO ÎÎ^PnAlIOll P A ГТлГПЛТТТиАЛТИ TJ'i^f^nTTTATTL ni TV ППАлГ»ПП')АООТ A TTPNw^ » "f vj.'Wl IVI^ i^i . i A. ( 1V1 l'VU^iiV V 1 II HJi*lV|'ll 1 ViJU/lll'ia x x v^ivi i .1. Казань, 1981, 99 с.

63. Цапснко M.П. Измерительные информационные системы. М.: Энепгия. 1 974 320 с.

64. Экспериментальные исследования по аэродинамике вертолета/ Под ред. Мартынова А.К. М.: Машиностроение, 1980, 239 с.

65. Marinesen Alexe Masuratoru aerome canice in Zborliber pe avioane pilotatc Transp auto, nav Siacriene, 1972, T.2, №10. pp.546-554.л1. УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯа о— угол конусности НВ; а! — положение оси управления;

66. Ь( г ) — местная хорда лопасти, отнесенная к радиусу К; Ц, = Срп Срв — перепад давления на нагнетающей и асасывающей сторонах лопасти в заданной точке;

67. Ср„ и Срв — давления на нагнетающей и засасывающей сторонах лопасш и заданной ючке соошетсгиенно;

68. Сау ( г ) — производная подъемной силы сечения лопасш по углу атаки этого сечения в несжимаемом потоке.

69. Су( г .ф) — коэффициент подъемной силы сечения лопасти ,1. Г^ 1. .1- киирфициси! 1 >11 11,17 -----ПО .1 и--1Ш илищадв,

70. К 1"^\'лЛлЛ\итттттп1 пч-млта т тт#чт* ли ч I тТ л »лл тлит тттт/млттгтт-г ГТ/ЛГТОГ»^ГТТ ЛТиАРТТТА ттг. гппгюпихо ГТ1 Iтглрщ 1)11лчъ<1и 1 и л 1 * I ^ I 1 11 V 1 и^п 1 у^иши 1 1 ШШ1И/1 Vшоппнпп'1 — длина лопасти; М — число Маха;

71. Му — момент аэродинамической силы;

72. Мцб — момент, возникающий от действия центробежных сил; М. — момент, возникающий от действия сил инерции; М0 — момент, возникающий от действия сил веса; qr — скоростной напор в сечении г ; Г =г/К — безразмерная величина радиуса г; Т — тяга НВ;

73. V — вектор воздушной скорости;

74. Ух, Уу, Уг — составляющие проекции V на оси ОХ, ОУ. 07/. уу — безразмерное значение Уу; \-0 — индуктивная скорость в центре несущего винта; и (г, Ст,\/) — безразмерная индуктивная скорость в плоскости вращения НВ;

75. У(г, ц/) — подъемная сила сечения лопасти; Ул — подъемная сила лопасти; ¿л — количество лопастей винта;а — угол атаки НВ (угол между Ух и V);а0(Г) — угол нулевой подъемной силы профиля в сечении Г;