Горизонтальный полёт вертолёта

Термины

• Продвижение (или коэффициент продвижения) - Это горизонтальная скорость вертолёта, выраженная как доля относительно воздушной скорости конца лопасти. Обычно принимает значения в диапазоне от 0 до 0,5.

• Азимут - Используется для обозначения вращательного положения лопасти. В нулевом положении лопасть направлена по потоку (т.е. находится точно над балкой). Наступающая сторона находится от 0° до 180°, отступающая – от 180° до 360°.

Горизонтальный полёт

В висении лопасти двигаются с одинаковой воздушной скоростью во всех точках вращения. Однако при полёте вперёд лопасть имеет большую воздушную скорость на той стороне, где она движется вперёд (наступающая сторона), чем на той, где она движется назад (отступающая сторона). У вертолёта с винтом, вращающимся по часовой стрелке, левая сторона – наступающая, а правая – отступающая. На наступающей стороне скорость движения вертолёта вперёд складывается с линейной скоростью лопасти, что дает большую, чем на висении скорость лопасти относительно воздуха. На отступающей стороне скорости вычитаются, что делает воздушную скорость лопасти ниже, чем на висении. У комля линейная скорость лопасти низка, и обтекание воздухом внутренней части лопасти на отступающей стороне становится обратным.

Если ничего не предпринимается для предотвращения этого, то такая разница в воздушных скоростях вызовет увеличение подъёмной силы на наступающей стороне и уменьшение – на отступающей. Распределение подъёмной силы для жёсткого ротора с постоянным шагом будет выглядеть примерно так:

Даже при умеренном коэффициенте продвижения 0,3 около 80% подъемной силы будет производиться на наступающей стороне ротора. Этот дисбаланс вызовет кренящий момент, но из-за гироскопического эффекта он приведёт в основном к задиранию носа вертолета.

Шарнирное крепление лопастей, которое позволяет им двигаться вверх-вниз и образовывать конус, даёт решение этой проблемы. Интересный факт: оно было опробовано не на вертолётах, а на автожирах Хуаном де ла Сьервой. Он пришел к выводу, что если лопасти закреплены на шарнирах у основания с возможностью совершать маховые движения, то они не смогут передать кренящий вращательный момент на фюзеляж вертолёта. Вместо этого увеличение подъёмной силы на наступающей стороне просто поднимает лопасть, а уменьшение на отступающей – опускает.

Маховое движение оказывает влияние на угол атаки лопасти как показано ниже.

Вертикальное движение лопастей уменьшает угол атаки при подъёме лопасти (на наступающей стороне) и увеличивает его при спуске лопасти. При свободно совершающих маховые движения лопастях изменение угла атаки возникает естественным образом и не требует специальной конфигурации головки ротора. Такое циклическое изменение угла атаки устраняет дисбаланс в подъемной силе отступающей и наступающей сторон.

Чем выше горизонтальная скорость вертолёта, тем более выраженными становятся маховые движения лопастей. Это приводит к уменьшению угла атаки на наступающей стороне и увеличению – на отступающей. Интересное ограничение скорости вертолёта (при наличии достаточной мощности) наступает при возникновении срыва потока на отступающей стороне, когда взмах лопасти вниз увеличивает угол атаки до закритического (порядка 12°).

На наступающей стороне лопасть поднимается и достигает верхней точки на азимуте 180°. Лопасть опускается на отступающей стороне и достигает нижней точки на азимуте 360°. При взгляде снаружи такое маховое движение выглядит как наклон диска ротора назад относительно вала. Т.о. вследствие махового движения лопастей сильный кренящий момент заменяется на отклонение диска ротора назад, которое легко может быть компенсировано вводом соответствующего циклического воздействия. Избыток подъёмной силы на наступающей стороне (азимут 90°), поднимающий переднюю часть ротора (на азимуте 180°), не представляет проблем. На самом деле, увеличение подъёмной силы в любой точке вращения приводит к движению ротора вверх 90 градусов спустя. Это важная информация для рассмотрения работы циклического управления.

Простая картина маховых движений осложняется несколькими факторами.

Во-первых, угол конусности вызывает разность подъёмной силы лопастей в переднем и заднем положении. Конусность приводит к тому, что угол атаки лопасти, направленной в сторону движения вертолёта, будет больше, чем у лопасти, направленной назад. Т.о. лопасть продолжает подниматься при проходе над носом вертолёта и продолжает опускаться при проходе над балкой. Другими словами, высшая точка взмаха перемещается на отступающую сторону (скажем, на азимут 200°). Теперь ротор наклонён не просто назад, но и вдобавок – в сторону. У ротора, вращающегося по часовой стрелке, наклон будет влево и потребует некоторой компенсации циклическим управлением вправо, если машина была оттриммирована для висения.

Также, в этом простом случае было предположение, что лопасти могут свободно совершать маховые движения в шарнирах, и что эти шарниры совпадают с осью основного вала. Это даёт частоту взмахов равную частоте вращения ротора. Однако это несколько непрактичное расположение шарниров, т.к. фюзеляж вертолёта будет свободно болтаться под ротором и слабо поддаваться управлению. На практике горизонтальные шарниры вынесены на некоторое расстояние от оси вала, а взмахи ограничены демпферами или упругими пластинами. Оба этих фактора влияют на маховое движение и приводят к увеличению частоты взмахов: лопасть пытается махать с большей частотой, чем частота вращения. Конечный результат этого состоит в том, что лопасть достигает верхней точки раньше (т.е. до того, как достигнет переднего положения), другими словами, высшая точка слегка смещается на наступающую сторону диска ротора (скажем, на азимут 160°). Этот эффект в противоположность эффекту от угла конусности может быть больше последнего, и тогда понадобится левое триммирование (при вращении ротора по часовой стрелке).

Управление по крену и тангажу

Как конструкция ротора позволяет управлять вертолётом по крену и тангажу? Это делается изменением угла атаки лопастей.

Для изменения угла атаки лопасти установлены на поворотной оси, направленной примерно вдоль лопасти. Эта поворотная ось называется осевым шарниром или осевым валом. Управление по крену и тангажу обеспечивается циклическим изменением угла атаки лопастей. Угол атаки увеличивается, когда лопасть проходит некую точку вращения и уменьшается на противоположной стороне ротора. По очевидными причинам это и называется циклическим шагом.

На первый взгляд может показаться, что управление креном и тангажом перепутано, однако, взгляд на вещи следующим образом поможет преодолеть путаницу.

На рис. 1 показано, что происходит с ротором, вращающимся по часовой стрелке, когда на него оказывается циклическое управляющее воздействие. В этом примере управление приложено так, чтобы увеличить угол атаки лопастей в задней части ротора и уменьшить его – в передней. В ответ на увеличение угла атаки лопасти (которые более-менее свободно вращаются в шарнирах вверх-вниз) поднимаются, проходя вокруг задней части ротора. И, наоборот, в ответ на уменьшение угла атаки, лопасти опускаются в передней части ротора. Результатом этого является наклон ротора с «верхней точкой» с левой стороны вертолета и «нижней точкой» – справа. Другими словами, результатом этого конкретного управляющего воздействия является крен ротора вправо.

На этих рисунках сделано допущение, что корпус вертолёта зафиксирован (не может наклоняться).

На рис. 2а показан ротор в тот момент, когда управляющее воздействие уже приложено, но ротор ещё не успел среагировать. Здесь видны разные углы атаки в передней и задней частях диска ротора в результате приложенного циклического воздействия. На рис. 2б показана ситуация, когда у ротора было время наклониться вправо. Угол атаки лопастей теперь постоянен во всех точках вращения. Это происходит потому, что наклон ротора изменяет путь прохождения лопастей через воздух, но т.к. вертолёт зафиксирован, то голова ротора и тарелка перекоса (которые ответственны за направление, в котором «указывают» лопасти) не наклонились и т.о. направление линии нулевой подъёмной силы лопастей не изменилось.

Есть простое взаимоотношение между циклическим шагом и пределом, до которого будет наклоняться ротор. Если циклическое управляющее воздействие увеличивает угол атаки в задней части ротора на 5°, и уменьшает его на 5° в передней, то диск ротора отклонится на 5° относительно головы и остановится.

Если вертолёт не привязан, то наклон диска ротора будет сопровождаться креном фюзеляжа. Сила, которую ротор передает фюзеляжу при приложенном циклическом управлении, складывается из трёх составляющих. Первая составляющая является результатом силы тяги ротора, которая больше не действует прямо через центр тяжести (ЦТ) вертолёта. Как видно из рис. 3, линия силы тяги теперь проходит сбоку от ЦТ и результирующий момент равен силе тяги ротора, умноженной на расстояние между ней и ЦТ.

Данный момент зависит от величины и направления тяги ротора. В висении сила тяги примерно равна весу вертолёта, а момент будет заставлять фюзеляж следовать за ротором.

В инвертированном полёте направление тяги противоположно, что делает противоположным и момент наклона (рис. 4). Этот момент оказывает дестабилизирующее воздействие, и для достаточной стабильности в инвертированном полёте важно, чтобы остальные составляющие момента были достаточно велики для преодоления этого эффекта. Можно свести к минимуму данную составляющую, максимально уменьшив расстояние между головкой ротора и ЦТ вертолёта.

Вторая составляющая момента появляется из-за того, что в головке ротора установлены демпферы или упругие пластины, которые сопротивляются свободным взмахам лопастей. При наклоне плоскости ротора относительно головки, демпферы стремятся наклонить фюзеляж вслед за диском ротора. Если демпферы очень жёсткие, то в игру может вступить и упругость самих лопастей.

Наконец, если ротор использует горизонтальные шарниры (например, как у Concept), составляющая момента появляется как результат центробежной силы, действующей на лопасти, и разноса шарниров. На рис. 5 показана несколько преувеличенная ситуация, в которой диск ротора сильно наклонен относительно головки.

Лопасть в верхнем положении слева тянет левую часть головки вверх, а лопасть справа – правую часть вниз. Поскольку лопасти подвешены не в одной точке, а на разнесенных горизонтальных шарнирах, появляется момент, стремящийся наклонить головку ротора вправо. Эта сила увеличивается с увеличением расстояния между шарнирами и увеличением центробежной силы. Последнее означает, что тяжелые лопасти и высокие обороты приведут к увеличению данного момента, и вызовут более быстрый отклик фюзеляжа на наклон диска ротора. В некоторых головках лопасти закреплены на одной оси без применения горизонтальных шарниров, в этом случае данная составляющая момента отсутствует.

Что происходит, когда вертолёт может свободно следовать за ротором? Вследствие инерции фюзеляж вертолёта изначально запаздывает за ротором, но моменты, рассмотренные выше, ускоряют поворот фюзеляжа, и, в конце концов, он «успевает» за ротором. Если ручка для крена вправо удерживается в неизменном положении, то циклический шаг лопастей будет поддерживаться, т.к. тарелка автомата перекоса двигается вместе с фюзеляжем. Вместо того чтобы остановиться, как было в примере с привязанным вертолётом, ротор продолжит крениться и вертолёт – вместе с ним.

Как быстро будет крениться вертолёт? Рассмотренные выше силы не устанавливают скорость вращения по крену или тангажу, а определяют только, как быстро эта скорость будет достигнута.

Скорость реакции ротора на команды циклического управления очень важна для управляемости машины. Если реакция ротора слишком медленная, то пилоту в некоторых случаях может не хватить управляемости для компенсации естественных погрешностей в поведении вертолёта. И наоборот, вертолёт может так остро реагировать, что пилот не сможет достаточно быстро ответить, чтобы обеспечить управление.

Естественное стремление моделей вертолетов – избыточно острая реакция. Обычным требованием к системе управления является смягчение этой реакции. Если управление циклическим шагом приложено непосредственно от сервомашинок к лопастям (через автомат перекоса), то при малейшей неточности в конструкции такая схема приведёт к тому, что вертолёт будет реагировать настолько быстро, что человек не сможет им управлять, т.к. лопасти отвечают на циклическое управление очень быстро. Аэродинамические силы, действующие на лопасти велики (в сравнении с весом вертолёта, конечно). С другой стороны, лопасти относительно лёгкие и неизбежно будут быстро реагировать на малейшие изменения угла атаки. Чтобы понять это: две ситуации, изображенные на рис. 2 обычно разделяет несколько сотых секунды. Приложение небольшого, скажем в 5°, циклического управляющего воздействия может вызвать вращение со скоростью более чем на 360° в секунду. Такая реакция сделает машину практически неуправляемой.

Подавляющее большинство моделей вертолётов используют систему управления, располагающуюся между сервомашинками и лопастями для регулировки реакции на циклическое управление. Эти системы во многом различаются, но имеют одну общую черту – сервоось. Хотя и существуют модели вертолётов без сервооси, они немногочисленны, и, за небольшим исключением, являются копийными, где выбор между управляемостью и внешним видом был сделан в пользу последнего.

Ошибки фазы

Разнос горизонтальных шарниров и жёсткость демпферов влияют на маховое движение лопастей, что может привести к возникновению кренящего момента при горизонтальном полёте. Разнос шарниров и демпферы влияют и на реакцию вертолёта на циклическое управление. Это приводит к тому, что верхняя точка взмаха достигается раньше, т.е. менее чем через 90° после точки максимального циклического шага.

Здесь видно, что происходит, если приложение циклического управления продолжается за 90° до требуемого движения. Команда для крена вправо теперь в дополнение вызывает пикирование. Чтобы справиться с данной ситуацией, система управления должна вводить циклическое управляющее воздействие в более поздней точке вращения. Этого можно достичь поворотом тарелки автомата перекоса в направлении вращения ротора. Введение такого запаздывания циклического управления скорректирует реакцию на управление как показано ниже.

Системы Хиллера и Белла-Хиллера обладают эффектом уменьшения таких фазовых сдвигов циклического управления, поэтому в большинстве вертолётов не предусмотрено вращения тарелки автомата перекоса. Сервоось системы управления свободно качается и подвешена на оси основного вала (что эквивалентно нулевому разносу горизонтальных шарниров), поэтому она не подвержена такого рода фазовым ошибкам.

В системе Хиллера циклическое управление на лопасти подаётся непосредственно с сервооси, поэтому любая тенденция к неправильному поведению (например, задирание или опускание носа при команде крена) подавляется. Это происходит потому, что любой угол между плоскостью вращения лопастей и сервооси вызывает ввод корректирующего циклического воздействия на лопасти, что заставляет их следовать за сервоосью. Если при команде на крен лопасти будут стремиться наклонить нос вниз, то это стремление будет скомпенсировано вводом противоположного циклического воздействия от сервооси.

То же самое происходит и в системе Белла-Хиллера, но из-за того, что часть управляющего воздействия берётся непосредственно с тарелки автомата перекоса, степень подавления фазовых ошибок ниже. Если механика позволяет, то постоянная ошибка фазы может быть устранена поворотом тарелки, как отмечалось выше.

Сервоось в горизонтальном полёте

Обычно лопатки сервооси устанавливаются на нулевой угол. При полёте вперёд вертолёт наклонён носом вниз и через ротор идёт нисходящий поток. Это означает, что серволопатки имеют отрицательный угол атаки, и в результате они стремятся отклониться вниз. Однако лопатка на наступающей стороне имеет большую воздушную скорость, и её сила, направленная вниз, больше, чем у лопатки на отступающей стороне. Т.о. лопатки опускаются на наступающей стороне и поднимаются на отступающей, вызывая наклон диска сервооси вниз в передней части вертолёта. Если бы этому эффекту не было противодействия, вертолёт постоянно стремился бы опустить нос и снизиться.

Что противодействует этому стремлению? При полёте вперед большая подъёмная сила на наступающей стороне диска ротора приводит к стремлению вертолёта задрать нос, и необходимо дать ручку циклического шага вперёд для ровного горизонтального полёта. Естественное стремление сервооси опустить нос в некоторой мере поможет этого достичь без ввода дополнительного управляющего воздействия.

Правильное соотношение между двумя противодействующими эффектами зависит от многих факторов: * Длина сервооси влияет на коэффициент продвижения лопаток.

• Коэффициент микширования Белла-Хиллера определяет насколько изменяется угол установки лопастей вследствие стремления сервооси опустить нос.
• Жёсткость демпферов и т.п. определяет насколько отклик фюзеляжа отстаёт от положения ротора.
• Отклик фюзеляжа определяет пространственное положение тарелки автомата перекоса, которое в свою очередь влияет на угол установки лопаток сервооси и т.д. и т.д.

Прижимающее усилие на хвостовом стабилизаторе, лобовое сопротивление хвостового ротора и балки обеспечивают стабилизирующее воздействие на стремление вертолета задрать или опустить нос. Это как раз тот момент, где практически каждая часть вертолёта оказывает свое влияние.