Вертолёт, 2005 № 02

Так, при выводе машины из пикирования летчик отклоняет ручку управления на себя, что приводит к изменению углов атаки элементов профилей лопастей в определенных частях диска НВ. От набегающего потока воздуха конус НВ стремится наклониться влево (винт вращается по часовой стрелке), и машина при выходе из пикирования начнет крениться влево. Чтобы это предотвратить, вертикальные тяги управления поворотом лопастей относительно осевых шарниров вынесены вперед на определенный угол, а качалки управления наклоном тарелки автомата перекоса смещены против направления вращения НВ относительно продольной и поперечной осей симметрии аппарата. Эти конструктивные меры уменьшают перекрестные связи в продольном и поперечном управлении одновинтовым вертолетом. Однако полностью исключить их на всех режимах не удается.

В процессе вывода вертолета из пикирования по мере отклонения конуса НВ назад углы атаки элементов профилей лопастей претерпевают изменения в передней и задней частях диска винта. Изменяются и аэродинамические силы: увеличиваются на азимуте 180° и уменьшаются на 0°. Под действием этих сил лопасти максимально взмахивают вверх в секторе 180–270° и максимально вниз — в секторе 0-90°, что вызывает на одновинтовых вертолетах наклон конуса НВ влево и появление кренящего вертолет момента влево.

Отклонение конуса НВ назад одновременно приводит к изменению положения лопастей относительно вала винта. Под действием сил Кориолиса лопасти НВ получают максимальное приращение угловой скорости вращения за счет поворота относительно вертикальных шарниров на азимуте 180° и максимально замедляются на 0°. На этих же азимутах максимально изменяется и подъемная сила. Следовательно, это способствует дополнительному завалу конуса НВ влево.

При выводе одновинтового вертолета из пикирования на него, кроме моментов от аэродинамических сил, возникающих при вращении НВ с угловой скоростью ω_z, действуют и гироскопические моменты. Их источник — вращающиеся роторы, в первую очередь НВ, а также роторы РВ и двигателей.

Величина гироскопического момента может быть найдена из выражения

М_гир = Jω_pω_b sin γ, где J — момент инерции ротора; ω_p — угловая скорость вращения ротора; ω_b — угловая скорость вращения вертолета; γ — угол между векторами ω_p и ω_b. Анализ этих величин показывает, что все они, за исключением ω_b, на ряде маневров практически постоянны. Чем энергичнее выполняется маневр, тем больше ω_b и, соответственно, гироскопический момент, воздействующий на вертолет.

Направление гироскопического момента находим по правилу Жуковского: если гироскопу (ротору) сообщить вынужденное прецессионное движение, то на подшипники, в которых закреплена его ось, будет действовать пара сил с моментом М_гир, стремящимся кратчайшим путем установить ось собственного вращения параллельно оси вынужденного вращения вертолета так, чтобы направления векторов ω_p и ω_b совпали. Векторы угловых скоростей вращения роторов и вертолета Ми-24 на выводе из пикирования показаны на рис. 1.

Из рисунка следует, что гироскопические моменты двигателей при выводе вертолета из пикирования стремятся развернуть его влево. Гироскопический момент от НВ накреняет машину тоже влево. Рулевой винт влияния на вращение вертолета относительно оси Z не оказывает (у = 0). Таким образом, на этом маневре, например, Ми-24 стремится развернуться и накрениться влево под действием аэродинамических сил НВ и гироскопических моментов роторов.

Ввод в разворот одновинтового аппарата, с точки зрения действия моментов от аэродинамических и гироскопических сил, более сложен, так как вертолет одновременно вращается относительно осей X и Y. Рассмотрим их действие, например, при вводе Ми-24 в правый разворот.

На вводе в разворот вектор угловой скорости ω_х совпадает с осью X. Под действием гироскопического момента от НВ возникает кабрирующий момент, одновременно от действия гироскопического момента РВ — разворачивающий момент влево. В процессе выполнения разворота вертолет вращается также и относительно оси Y. Под действием гироскопического момента от двигателей возникает кабрирующий момент, а от гироскопического момента РВ — кренящий момент вправо.

Рис. 1. Схема векторов угловых скоростей вращения роторов и вертолета Ми-24 на выводе из пикирования

По изложенной методике можно определить проявление дестабилизирующего воздействия на одновинтовой вертолет аэродинамических и гироскопических сил в процессе выполнения и других элементов маневрирования. Неуравновешенные разворачивающие и кренящие моменты, моменты на кабрирование и пикирование при выполнении наиболее распространенных эволюций вертолета Ми-24 представлены в табл. 1.