Las palas del rotor principal del helicóptero deben estar construidas de tal manera que, al mismo tiempo que crean la fuerza de elevación necesaria, puedan soportar todas las cargas que se les imponen. Y no sólo resistirían, sino que también tendrían un margen de seguridad para todo tipo de imprevistos que puedan ocurrir durante el vuelo y durante el mantenimiento del helicóptero en tierra (por ejemplo, una fuerte ráfaga de viento, un flujo de aire ascendente, una fuerte ráfaga de viento, una corriente de aire ascendente, una fuerte ráfaga de viento, maniobra, formación de hielo en las palas, rotación inepta de la hélice tras el lanzamiento del motor, etc.).
Uno de los modos de diseño para seleccionar el rotor principal de un helicóptero es el modo de ascenso vertical a cualquier altura elegida para el cálculo. En este modo, debido a la falta de velocidad de traslación en el plano de rotación de la hélice, la potencia requerida es mayor.
Conociendo aproximadamente el peso del helicóptero que se está diseñando y especificando el tamaño de la carga útil que deberá levantar el helicóptero, comienzan a seleccionar la hélice. La selección de una hélice se reduce a elegir el diámetro de la hélice y el número de revoluciones por minuto a las que la hélice podría levantar verticalmente la carga de diseño con el menor gasto de energía.
Se sabe que el empuje del rotor principal es proporcional a la cuarta potencia de su diámetro y sólo a la segunda potencia del número de revoluciones, es decir, el empuje desarrollado por el rotor principal depende más del diámetro que del número. de revoluciones. Por tanto, es más fácil obtener un empuje determinado aumentando el diámetro que aumentando el número de revoluciones. Así, por ejemplo, aumentando el diámetro 2 veces obtenemos un empuje 24 = 16 veces mayor, y duplicando el número de revoluciones obtenemos un empuje sólo 22 = 4 veces mayor.
Conociendo la potencia del motor que se instalará en el helicóptero para accionar el rotor, primero seleccione el diámetro del rotor. Para ello se utiliza la siguiente relación:
La pala del rotor funciona en condiciones muy difíciles. Sobre él actúan fuerzas aerodinámicas que lo doblan, lo retuercen, lo desgarran y tienden a arrancarle la piel. Para "resistir" tales fuerzas aerodinámicas, la pala debe ser lo suficientemente fuerte.
Al volar bajo lluvia, nieve o nubes con condiciones propicias para la formación de hielo, el funcionamiento de la pala se vuelve aún más difícil. Las gotas de lluvia que golpean la hoja a gran velocidad arrancan la pintura. Cuando se forma hielo en las palas, se forman crecimientos de hielo que distorsionan su perfil, interfieren con su movimiento de giro y las hacen más pesadas. Al almacenar un helicóptero en tierra, los cambios bruscos de temperatura, humedad y luz solar tienen un efecto destructivo en la pala.
Esto significa que la hoja no sólo debe ser fuerte, sino también inmune a la influencia del entorno externo. ¡Pero si sólo fuera esto! Entonces la pala podría fabricarse totalmente de metal, cubriéndola con una capa anticorrosión, y el problema quedaría resuelto.
Pero hay un requisito más: la hoja, además, también debe ser ligera. Por lo tanto, se hace hueco. El diseño de la pala se basa en un larguero de metal, generalmente un tubo de acero de sección transversal variable, cuyo área disminuye gradualmente o paso a paso desde la parte de la raíz hasta el final de la pala. .
El larguero, como principal elemento de fuerza longitudinal de la pala, absorbe las fuerzas cortantes y el momento flector. En este sentido, el funcionamiento de un larguero de pala es similar al de un larguero de ala de avión. Sin embargo, el larguero de la pala también está sujeto a fuerzas centrífugas debido a la rotación del rotor, lo que no ocurre en el larguero del ala de un avión. Bajo la influencia de estas fuerzas, el larguero de la pala está sujeto a tensión.
Se sueldan o remachan bridas de acero al larguero para sujetar el conjunto de fuerza transversal: las nervaduras de la pala. Cada nervadura, que puede ser de metal o de madera, consta de paredes y estantes. El revestimiento de metal se pega o suelda a estantes de metal, el revestimiento de madera contrachapada se pega o suelda a estantes de madera, o el revestimiento de madera contrachapada se pega a la punta y el revestimiento de lona se cose a la cola, como se muestra. En la parte de proa del perfil, las bridas de las nervaduras están unidas al larguero delantero y en la parte de cola, al larguero trasero. Los largueros sirven como elementos auxiliares de resistencia longitudinal.
La piel que recubre las pestañas de las nervaduras forma el perfil de la pala en cualquier sección. El más ligero es el revestimiento de lino. Sin embargo, para evitar la deformación del perfil como resultado de la desviación del revestimiento de tela en las zonas entre las nervaduras, las nervaduras de la pala deben colocarse muy a menudo, aproximadamente a 5-6 cm una de otra, lo que hace que la hoja más pesada. La superficie de una pala con una cubierta de tela mal estirada parece acanalada y tiene cualidades aerodinámicas bajas, ya que su resistencia es alta. Durante una revolución, el perfil de dicha pala cambia, lo que contribuye a la aparición de vibraciones adicionales en el helicóptero. Por lo tanto, el revestimiento de tela se impregna con una masa que, al secarse, estira fuertemente la tela.
Al fabricar revestimientos de madera contrachapada, la rigidez de la hoja aumenta y la distancia entre las nervaduras se puede aumentar 2,5 veces en comparación con las hojas cubiertas con tela. Para reducir la resistencia, la superficie de la madera contrachapada se procesa y pule suavemente.
Se pueden lograr buenas formas aerodinámicas y una gran resistencia haciendo una hoja hueca totalmente metálica. La dificultad en su producción radica en la fabricación de un larguero de sección variable, que forma el arco del perfil. La parte trasera del perfil de la pala está hecha de una carcasa de chapa, cuyos bordes de ataque están soldados al ras del larguero y los bordes de salida están remachados entre sí.
El perfil de las palas del rotor del helicóptero se selecciona de tal manera que a medida que aumenta el ángulo de ataque, se produce una pérdida de flujo en los ángulos de ataque más altos posibles. Esto es necesario para evitar la pérdida de flujo en la pala en retirada, donde los ángulos de ataque son especialmente altos. Además, para evitar vibraciones, el perfil debe seleccionarse de tal forma que la posición del centro de presión no cambie cuando cambie el ángulo de ataque.
Un factor muy importante para la resistencia y el rendimiento de la pala es la posición relativa del centro de presión y el centro de gravedad del perfil. El hecho es que bajo la acción combinada de flexión y torsión, la cuchilla está sujeta a vibraciones autoexcitadas, es decir, vibraciones con una amplitud cada vez mayor (aleteo). Para evitar vibraciones, la pala debe estar equilibrada con respecto a la cuerda, es decir, el centro de gravedad de la cuerda debe estar en una posición que impida el aumento automático de la vibración. La tarea de equilibrio se reduce a garantizar que el centro de gravedad del perfil de la pala construida se encuentre delante del centro de presión.
Siguiendo considerando las duras condiciones de funcionamiento de la pala del rotor, cabe señalar que el daño a la piel de madera de la pala por las gotas de lluvia se puede evitar reforzando el borde de chapa a lo largo de su borde de ataque.
Combatir la formación de hielo en las cuchillas es una tarea más difícil. Si durante el vuelo tipos de formación de hielo como escarcha y escarcha no representan un gran peligro para el helicóptero, entonces el hielo vidrioso, que crece gradual e imperceptiblemente, pero con extrema firmeza, sobre la pala, provoca que la pala se vuelva más pesada, se deforme su perfil y, en última instancia, a una disminución de la fuerza de elevación, lo que conduce a una fuerte pérdida de controlabilidad y estabilidad del helicóptero.
La teoría que existió en algún momento de que el hielo se desprendería en vuelo debido al movimiento de aleteo de las palas resultó ser infundada. La formación de hielo de la hoja comienza primero en la parte de la raíz, donde la curvatura de la hoja durante su movimiento de aleteo es pequeña. Posteriormente, la capa de hielo comienza a extenderse cada vez más hacia el final de la pala, desapareciendo gradualmente. Se conocen casos en los que el espesor del hielo en la parte de la raíz alcanzó los 6 mm y en el extremo de la cuchilla, 2 mm.
Hay dos formas de prevenir la formación de hielo.
primera manera- se trata de un estudio cuidadoso de la previsión meteorológica en la zona de vuelo, evitando las nubes encontradas en el camino y cambiando la altitud de vuelo para evitar la formación de hielo, deteniendo el vuelo, etc.
Segunda manera- equipar las palas con dispositivos antihielo.
Para las palas de helicópteros se conoce toda una serie de estos dispositivos. Para quitar el hielo de las palas del rotor, puede
Se debe utilizar un descongelador de alcohol, que rocía alcohol en el borde de ataque de la hélice. Este último, mezclado con agua, baja su punto de congelación y evita la formación de hielo.
El hielo se puede desprender de las palas del rotor mediante aire, que se bombea a una cámara de goma colocada a lo largo del borde delantero del rotor. La cámara de inflado rompe la corteza de hielo, cuyos trozos individuales son arrastrados por la corriente de aire que llega de las palas de la hélice.
Si el borde de ataque de la pala del rotor está hecho de metal, entonces se puede calentar con electricidad o con aire caliente que pasa a través de una tubería tendida a lo largo del borde de ataque del rotor.
El futuro mostrará cuál de estos métodos encontrará una aplicación más amplia.
Para las características aerodinámicas del rotor principal, el número de palas del rotor principal y la carga específica en el área barrida por el rotor son de gran importancia. Teóricamente, el número de palas del rotor puede ser cualquiera, desde una hasta un número infinitamente grande, tan grande que finalmente se fusionan formando una superficie en espiral, como se suponía en el proyecto de Leonardo da Vinci o en el helicóptero-bicicleta de I. Bykov. .
Sin embargo, hay un cierto número de palas que resulta más ventajoso. El número de palas no debe ser inferior a tres, ya que con dos palas se producen grandes fuerzas desequilibradas y fluctuaciones en el empuje de la hélice. Se muestra el cambio en el empuje del rotor principal alrededor de su valor promedio durante una revolución del rotor para hélices de una y dos palas. La hélice de tres palas prácticamente mantiene el valor de empuje medio durante toda la revolución.
El número de palas del rotor tampoco debe ser muy grande, ya que en este caso cada pala funciona en un flujo perturbado por la pala anterior, lo que reduce la eficiencia del rotor principal.
Cuantas más palas de hélice, mayor parte del área del disco barrido ocupan. El concepto de factor de llenado o se ha introducido en la teoría del rotor del helicóptero, que se calcula como la relación entre el área total
Para el modo de funcionamiento de diseño del rotor principal de un helicóptero (ascenso pronunciado), el valor del factor de llenado más favorable es 0,05-0,08 (valor medio 0,065).
Esta carga es promedio. Una carga baja es una carga en el rango de 9 a 12 kg/m2. Los helicópteros que transportan tal carga son maniobrables y tienen una alta velocidad de crucero.
Los helicópteros de uso general tienen una carga media que oscila entre 12 y 20 kg/m2. Y por último, una carga grande, poco utilizada, es una carga de 20 a 30 kg/m2.
El hecho es que, aunque la alta carga específica en el área barrida proporciona una gran carga útil para el helicóptero, si falla el motor, dicho helicóptero descenderá rápidamente en modo de rotación automática, lo cual es inaceptable, ya que en este caso la seguridad del el descenso está comprometido.
§ 1. Finalidad y tipos de hélices.
El propósito de una hélice es convertir el par transmitido por el motor en fuerza aerodinámica. La formación de la fuerza aerodinámica se explica por la tercera ley de la mecánica. A medida que la hélice gira, captura y expulsa una determinada masa de aire. Esta masa, resistiendo la eyección, empuja la hélice junto con el avión en dirección opuesta a la dirección de eyección.
El motivo de la creación de la fuerza aerodinámica de una hélice es la reacción de la masa de aire arrojada por la hélice.
Las hélices de los aviones se utilizan para crear el empuje necesario para impulsar el avión hacia adelante.
El rotor principal de un helicóptero sirve para crear la sustentación necesaria para mantener el helicóptero en el aire y el empuje necesario para impulsarlo hacia adelante. Como ya hemos dicho, una de las ventajas de un helicóptero es su capacidad de moverse en cualquier dirección. La dirección del movimiento del helicóptero depende de hacia dónde se inclina la fuerza de empuje del rotor principal: hacia adelante, hacia atrás o hacia los lados (Fig. 1.32).
El rotor principal garantiza el control y la estabilidad del helicóptero en todos los modos. De este modo, el rotor principal sirve simultáneamente como ala, rotor del tractor y mando principal.
Los rotores de cola de los helicópteros sirven para equilibrar el par de reacción y el control direccional del helicóptero.
§ 2. Parámetros básicos que caracterizan el rotor principal.
Los principales parámetros que caracterizan el rotor principal de un helicóptero incluyen:
Número de palas. Los helicópteros modernos utilizan hélices de tres, cuatro y cinco palas. El aumento del número de palas empeora el rendimiento del rotor debido a la influencia mutua dañina de las palas. La reducción del número de palas (menos de tres) provoca un carácter pulsante del empuje creado por el rotor y un aumento de las vibraciones del helicóptero en vuelo. El diámetro del rotor principal D es el diámetro del círculo descrito por los extremos de las palas durante la rotación. El radio de este círculo se designa con la letra R y se denomina radio del rotor principal. La distancia desde el eje de rotación del rotor principal hasta la sección considerada se indica con la letra g (Fig. 1.33).
Los cálculos muestran que con la misma potencia suministrada a la hélice, su empuje aumenta al aumentar el diámetro. Entonces, por ejemplo, duplicar el diámetro aumenta el empuje en 1,59 veces, aumentar el diámetro cinco veces aumenta el empuje en 2,92 veces.
Sin embargo, un aumento de diámetro está asociado a un aumento del peso de la hélice, a la gran dificultad de asegurar la resistencia de las palas, a la complicación de la tecnología de fabricación de las palas, a un aumento de la longitud de la cola. auge, etc
Por lo tanto, al desarrollar un helicóptero, se selecciona un determinado diámetro óptimo.
El área barrida por el rotor principal F0M es el área del círculo descrito por los extremos de las palas del rotor principal durante la rotación.
Se introduce el concepto de área barrida porque esta área puede considerarse como una determinada superficie de carga, similar al ala de un avión debido a la viscosidad e inercia del aire, que forma un chorro común al fluir por el área barrida por el hélice. Los helicópteros modernos tienen F0M= 100-:-1000 m2.
La carga sobre el área barrida p es la relación entre el peso del helicóptero G y el área barrida por la hélice durante su rotación:
FomP=G/Fom(kg/m2).
Un aumento de p conduce a una disminución de la altitud máxima de vuelo y a un aumento de la velocidad de descenso en el modo de rotación automática del rotor principal.
Para helicópteros modernos P=12-:-45kg/m2, o 118-:-440n/m2
El factor de llenado Q es un valor que muestra qué parte del área barrida es el área de todas las palas de la hélice.
Forma de la hoja en planta.(Figura 1.34). La pala del rotor principal puede tener una forma en planta rectangular, trapezoidal o mixta. El estrechamiento de la hoja trapezoidal no es más de 2-3.
La conicidad de la hoja es la relación entre la cuerda en la base y la cuerda en la punta.
El perfil de la pala es la forma de su sección transversal. Para las palas de los rotores se utilizan perfiles similares a los de las alas de los aviones. Generalmente se trata de perfiles asimétricos con un espesor relativo c =
7-=-14%’. La forma del perfil a lo largo de su longitud puede ser variable (giro aerodinámico de la pala). A la hora de elegir las formas del perfil nos esforzamos en que tenga la mayor calidad aerodinámica.
Ángulo de ataque de la sección de la pala. a es el ángulo entre la cuerda del perfil y la dirección del flujo de aire entrante en una sección determinada. La magnitud del ángulo de ataque determina los valores de los coeficientes de fuerza aerodinámica.
Ángulo de instalación Ф Se llama ángulo entre la cuerda del perfil y el plano de rotación del rotor principal. El ángulo de instalación de las hélices de un helicóptero se mide a una distancia de 0,7 del radio del rotor. Esta convención se introdujo debido a la presencia de torsión geométrica de las palas, por lo que todas las secciones de las palas tienen una instalación diferente (decreciente hacia el final). anglos. La necesidad de un giro geométrico se explica a continuación. En primer lugar, debido al aumento de la velocidad periférica hacia el extremo de la pala, existe una distribución desigual de las velocidades inducidas y, en consecuencia, de las fuerzas aerodinámicas a lo largo de la pala. Para garantizar una distribución más uniforme de la carga, se reduce el ángulo de instalación hacia el extremo de la pala. En segundo lugar, en vuelo hacia adelante, debido a un aumento en el ángulo de ataque en una determinada posición de las palas, se produce una pérdida de flujo en los extremos de las palas; la presencia de torsión geométrica empuja la pérdida terminal hacia velocidades de vuelo más altas. Esta cuestión se analizará con más detalle a continuación.
El paso de la pala del rotor principal cambia cuando se gira en la bisagra axial, es decir. alrededor del eje longitudinal.
Estructuralmente, el rotor principal está diseñado de tal manera que todas sus palas en la bisagra axial pueden girar simultáneamente en el mismo ángulo o en diferentes ángulos.
Ángulo de ataque del rotor. Se dijo anteriormente que el área barrida por el rotor principal puede considerarse como una superficie de apoyo, por unidad de área de la cual cae una determinada carga.
Introduzcamos el concepto: ángulo de ataque del rotor principal A, con lo que nos referimos al ángulo entre el plano de rotación del rotor principal y la dirección del flujo de aire que se aproxima (dirección de vuelo). Si el flujo se acerca al plano de rotación del rotor principal desde abajo (figura 1.36), el ángulo de ataque se considera positivo, si desde arriba, negativo.
Dado que el helicóptero se mueve en el aire en cualquier dirección, el ángulo de ataque del rotor principal puede variar dentro de ±180°. Con descenso vertical A = +90°, con ascenso vertical A = -90°.
Ángulo de posición azimutal de la pala. Cuando un helicóptero vuela, el movimiento de rotación de las palas del rotor principal se combina con el movimiento de avance de todo el helicóptero en su conjunto. Por este motivo, las condiciones de funcionamiento de las palas dependen en gran medida de su posición con respecto a la dirección de vuelo. Para valorar las características del funcionamiento de las palas en función de su posición, se introduce el concepto de posición azimutal de la pala.
El ángulo de posición azimutal de la pala es el ángulo entre la dirección de vuelo y el eje longitudinal de la pala (figura 1.37).
Generalmente se acepta que φ = 0 si el eje longitudinal de la pala coincide con la dirección del flujo de aire entrante. Cabe señalar (ya que el helicóptero puede moverse hacia adelante, hacia atrás o hacia los lados) que en todos los casos el ángulo de posición azimutal debe medirse desde la dirección de la pala, que coincide con la dirección del flujo de aire que se aproxima. El conteo se realiza normalmente en el sentido de rotación del rotor principal. Es obvio que el ángulo de la posición azimutal de la pala cambia de 0 a 360° (de 0 a 2l) por revolución.
El número de revoluciones del rotor principal. Debido al hecho de que los rotores de los helicópteros son rotores de gran diámetro, su velocidad es baja: 100-600 rpm.
Como muestran los cálculos, para tener una hélice con el mayor empuje posible (para una potencia determinada), es necesario aumentar su diámetro y reducir la velocidad. Entonces, por ejemplo, para aumentar el empuje tres veces, la velocidad debe reducirse quince veces (en este caso, el diámetro de la hélice aumentará aproximadamente cinco veces).
Para una hélice particular, el empuje aumenta al aumentar la velocidad, pero esto requiere un aumento en la potencia de entrada.
El número de rotaciones del rotor principal está limitado por la crisis de onda, que ocurre principalmente en los extremos de las palas que se mueven hacia el flujo que viene (cerca del acimut r = 90°).
Para evitar grandes pérdidas debido a la superación de la resistencia de las olas, el número de revoluciones de los rotores principales de los helicópteros modernos se elige de modo que los extremos de las palas tengan velocidades de flujo subsónicas. En los helicópteros modernos, las velocidades periféricas de las puntas de las palas alcanzan los 200-250 m/s.
§ 3. Fuerza de empuje de un rotor ideal durante el flujo axial
Un tornillo ideal es un tornillo cuyo funcionamiento no tiene en cuenta las pérdidas por fricción ni la torsión del chorro detrás del tornillo. El modo de flujo axial es un modo en el que el flujo de aire se dirige a lo largo del eje de rotación de la hélice. En este caso, el ángulo de ataque del rotor principal es de 90°. En el modo de flujo axial, el rotor principal funciona durante el vuelo estacionario, el ascenso vertical y el descenso vertical del helicóptero.
El rotor principal aspira aire a una velocidad de U1 y lo expulsa a una velocidad de U2. Las velocidades U1 y U2 se denominan velocidades inductivas (figura 1.38).
Si la velocidad del flujo alrededor de la hélice es igual a V, entonces delante de la hélice se vuelve igual a V + U1 y detrás de la hélice V+U2.
La masa de aire, al pasar por la zona barrida, recibe una aceleración j bajo la acción de la fuerza F creada por la hélice. Según la tercera ley de la mecánica, el aire actúa sobre el rotor con la misma magnitud pero con una fuerza T de dirección opuesta. La fuerza T es el empuje de la hélice. Según la segunda ley de la mecánica, T=mj, la masa de aire que pasa por el área barrida se puede determinar multiplicando el volumen por la densidad de masa. N. E. Zhukovsky demostró teóricamente y confirmó experimentalmente que la velocidad inductiva de rechazo es el doble de la velocidad inductiva de succión. En otras palabras, la velocidad inducida en el disco de la hélice es igual a la mitad del incremento de velocidad total obtenido por el aire que pasa a través de la hélice.
La velocidad de succión inductiva se determina experimentalmente y es igual a 8-15 m/seg.
De la fórmula de empuje resultante se deduce que la fuerza de empuje del rotor principal depende de la densidad másica del aire, la superficie barrida y la velocidad de aspiración inductiva.
Con un aumento de la altitud de vuelo o un aumento de la temperatura ambiente, la densidad de masa P y, por tanto, la fuerza de empuje disminuye. Al aumentar la velocidad y el paso de la hélice, aumenta la velocidad inductiva U1 (empuje de la hélice).
El área barrida por el rotor principal Fоv es un parámetro de diseño y es constante para un rotor particular.
El empuje del rotor también se puede obtener de otra manera: como la suma de las fuerzas aerodinámicas creadas por las palas individuales, ya que el flujo alrededor de las palas es similar al flujo alrededor del ala. La diferencia, sin embargo, es que la pala no realiza un movimiento de traslación, sino de rotación y, por lo tanto, todas sus secciones (elementos) se mueven a diferentes velocidades. Por lo tanto, la fuerza aerodinámica creada por la pala debe calcularse como la suma de las fuerzas aerodinámicas que actúan
en el elemento de cuchilla (Fig. 1.39).
La fuerza de elevación del elemento de pala ΔY y el arrastre del elemento ΔX, respectivamente, difieren en magnitud de la fuerza de empuje del elemento ΔT y la fuerza de resistencia rotacional del elemento ΔQ.
Esto se explica por el hecho de que la fuerza de elevación se dirige perpendicular al flujo que incide en la sección, la fuerza de arrastre se dirige a lo largo del flujo, la fuerza de tracción es perpendicular al plano de rotación del elemento y la fuerza de resistencia a La rotación se encuentra en el plano de rotación.
§ 4. Fuerza de empuje del rotor durante el flujo oblicuo.
Se entiende por régimen de flujo oblicuo un régimen en el que el flujo de aire se dirige con un cierto ángulo de ataque arbitrario con respecto al plano de rotación del rotor principal (no igual a 90°). Este modo se lleva a cabo durante el vuelo horizontal del helicóptero, así como durante el ascenso y descenso en trayectoria inclinada.
Para simplificar el tema en estudio, consideraremos primero el caso de flujo lateral alrededor del rotor principal, es decir, un caso en el que el flujo se dirige paralelo al plano de rotación del rotor principal y el ángulo de ataque del rotor es cero. En este caso, la velocidad del flujo entrante V se suma a la velocidad de succión u y da la velocidad resultante V1 (figura 1.41). Es obvio que V>u1.
De la fórmula se desprende claramente que a la misma velocidad de expulsión U2, el empuje de la hélice durante el flujo lateral es mayor que durante el flujo axial. Físicamente, esto se explica por un aumento de la segunda masa de aire que circula por la zona barrida por la hélice.
Al considerar el caso más general de flujo oblicuo, cuando el aire se acerca al avión barrido por la hélice con algún ángulo de ataque arbitrario del rotor principal A, obtenemos una imagen similar. Sólo hay que tener en cuenta que en cada caso concreto la velocidad resultante del aire que fluye hacia el plano del rotor debe ser igual a la suma geométrica de la velocidad del flujo entrante y la velocidad de succión.
§ 5. Cambiar la fuerza de empuje del rotor principal.
con flujo oblicuo, dependiendo de la posición azimutal de las palas
Con un flujo oblicuo alrededor del rotor, la velocidad del flujo alrededor de las palas es la suma de la velocidad del movimiento de rotación y la velocidad de traslación del flujo de aire que se aproxima. Para simplificar el razonamiento, consideremos el flujo alrededor de la sección final de la pala. Tenga en cuenta que el componente de la velocidad del flujo entrante dirigido a lo largo de la pala no participa en la creación de sustentación. La velocidad periférica de la sección final es wR. Sea la velocidad del flujo que se aproxima igual a V. Descompongamos esta velocidad en una dirección a lo largo de la pala y perpendicular a ella (figura 1.42).
En azimut de 90° se vuelve igual a + V y en azimut de 270° igual a -V. Así, durante una revolución de la pala, la velocidad del flujo a su alrededor alcanza un máximo en un azimut de 90° y un mínimo en un acimut de 270°.
De la fórmula vemos que la fuerza de empuje de la pala es una cantidad variable y depende del acimut. Adquiere su valor máximo en un azimut de 90°, cuando se suma el valor de la velocidad periférica a la velocidad de vuelo, el valor mínimo es en un azimut de 270°, cuando la velocidad de vuelo se resta de la velocidad periférica.
La magnitud de la fuerza de empuje de una hélice de dos palas depende del acimut y es un valor variable. El componente variable de la fuerza de empuje de un rotor de dos palas provoca una mayor vibración del helicóptero y, por tanto, el uso de rotores de dos palas es limitado. Para calcular la fuerza de empuje de una hélice de tres palas, es necesario sumar el empuje de tres palas situadas a 120° una de otra en acimut. Cálculos matemáticos elementales muestran que para hélices con tres o más palas, la componente variable desaparece y el empuje total pasa a ser un valor constante, independiente del acimut.
Es muy importante tener en cuenta que la fuerza de empuje total de un rotor con palas fijadas rígidamente al cubo durante el soplado oblicuo no coincide con el eje de rotación, sino que se desplaza hacia las palas que se mueven hacia el flujo de aire. Esto se explica por el hecho de que la fuerza de elevación de las palas que se mueven hacia el flujo es mayor que la de las palas que se mueven en la dirección del flujo y, como resultado de la suma geométrica, la resultante de las fuerzas de elevación se desplaza hacia la dirección del flujo. aspas moviéndose hacia el flujo. La fuerza de empuje desplazada del rotor principal crea un momento de vuelco (rodamiento) en relación con el centro de gravedad del helicóptero (figura 1.43). Un rotor principal con palas rígidamente fijadas inevitablemente volcaría el helicóptero si intentara crear una velocidad de avance significativa.
Además del momento de escora, que tiende a volcar el helicóptero con respecto al eje longitudinal, cuando el rotor principal sopla oblicuo, también surge un momento longitudinal que gira el plano de rotación del rotor principal con respecto al eje transversal para aumentar la ángulo de ataque. La aparición de este momento se explica por el hecho de que las condiciones de flujo alrededor de las palas cerca del azimut de 180° son mejores que en el azimut de 360°. Como resultado, el punto de aplicación de la fuerza de empuje de la hélice se desplaza hacia adelante desde el eje de rotación, lo que conduce a la formación de un momento cooperante. La magnitud del momento longitudinal de la pala elástica aumenta adicionalmente debido a la flexión de las palas hacia arriba bajo la acción de fuerzas de elevación, debido a que el flujo que viene actúa sobre la pala situada en la región de acimut de 180° desde abajo, mientras que en la Fig. 1.43.
La aparición de un momento de vuelco en una hélice con palas rígidamente fijadas.
la pala ubicada en la zona del azimut 0° está en la parte superior (Fig. 1.44). La eliminación de la influencia nociva del vuelco y los momentos longitudinales se lleva a cabo mediante una suspensión articulada.
cuchillas.
§ 6. Resistencia del rotor en flujo oblicuo.
El plano barrido por el rotor se considera una superficie de carga. Esta superficie crea elevación y resistencia debido al flujo de aire que se aproxima. La resistencia del rotor principal, por analogía con el ala, es perfilada e inductiva.
En flujo axial, la resistencia del perfil de las palas en todos los acimutes es la misma y su resultante es cero.
El significado físico de la aparición de resistencia del perfil en oblicuo.
El flujo se puede representar de la siguiente manera.
Durante una revolución, la resistencia de la hoja cambia periódicamente,
alcanzando su máximo en azimut 90° y mínimo en azimut 270°. La diferencia de resistencia entre las palas que "avanzan" y las que "retroceden" da una fuerza dirigida en dirección opuesta al movimiento del helicóptero. Esta fuerza es la resistencia del perfil del rotor principal X pr (figura 1.45). La reactancia inductiva del rotor principal puede explicarse por el mismo
por las mismas razones que cuando fluye alrededor de un ala, es decir, la formación de vórtices, que consumen la energía del flujo. La resistencia frontal del rotor principal consta de perfil e inductiva X nv = X pr + X in
La magnitud de la resistencia del rotor principal depende de la forma del perfil de las palas, el ángulo de instalación, el número de revoluciones, la velocidad de vuelo y el ángulo de ataque del rotor principal.
La resistencia del rotor principal debe tenerse en cuenta al volar en modo de rotación.
§ 7. Zona de flujo inverso
Cuando la pala se mueve en acimutes Ф = 180-:-360°, las secciones de la pala situadas cerca de la culata fluyen no desde el borde de ataque, sino desde el borde de flujo. De hecho, en azimut
270°, dicho flujo circulará alrededor de todas las secciones de la pala ubicadas desde el eje de rotación hasta el punto de la pala en el que v = wr, es decir, hasta el punto donde la velocidad periférica es igual a la velocidad de vuelo (Fig. 1.46) . Debido a la dirección opuesta de estas velocidades, la velocidad total
El flujo alrededor de este punto es cero (Wr = 0).
Dados varios valores de φ, es fácil obtener de este último
Expresiones para la zona de flujo inverso. Es fácil comprobar que esta zona representa un círculo de diámetro d = V/w, ubicado sobre un disco barrido por el rotor principal (figura 1.46).
La presencia de una zona de flujo inverso es un fenómeno negativo. La parte de la pala que pasa por esta zona crea una fuerza descendente, que reduce el empuje del rotor y conduce a un aumento de
vibraciones de las palas y de todo el helicóptero. A medida que aumenta la velocidad de vuelo, aumenta la zona de flujo inverso.
El tamaño de la zona de flujo inverso se puede estimar mediante el coeficiente de características del modo de funcionamiento del rotor principal m.
Se entiende por coeficiente de características del modo de funcionamiento del rotor principal la relación entre la velocidad de traslación y la velocidad circunferencial.
Velocidad de la sección final de la pala.
El coeficiente muestra qué parte de la cuchilla ubicada en
azimut 270°, ubicado en la zona de flujo inverso. Por ejemplo,
si m = 0,25, entonces d = 0,25 R. Esto significa que la cuarta parte de la pala opera en condiciones inversas
fluye alrededor, y el diámetro de la zona de flujo inverso es el 25% del radio del rotor.
Artículo 8 Pérdidas de energía del rotor principal. Eficiencia relativa de la hélice
Al derivar la fórmula para el empuje de una hélice ideal (§ 3 de este capítulo), descuidamos todo tipo de pérdidas. Cuando una hélice real funciona en condiciones de funcionamiento, aproximadamente el 30% de la potencia necesaria para girarla se gasta en superar la resistencia del perfil de las palas. La magnitud de las pérdidas del perfil depende de la forma del perfil y del estado de la superficie.
Al analizar el funcionamiento de un tornillo ideal, asumimos que la velocidad inductiva en todos los puntos del área barrida es la misma. Pero eso no es cierto. Cerca de la pala, la velocidad inducida es mayor que en los espacios entre las palas. Además, la velocidad inducida cambia a lo largo de la pala, aumentando al aumentar el radio de la sección, debido a un aumento en la velocidad circunferencial de la sección (figura 1.47). Por tanto, el campo de velocidades inducidas creado por el rotor no es uniforme.
Las corrientes de aire adyacentes se mueven a diferentes velocidades, por lo que, debido a la influencia de la viscosidad del aire, se producen pérdidas por irregularidades del flujo o pérdidas inductivas que ascienden a aproximadamente el 6% de la potencia requerida. Una forma de reducir estas pérdidas es torcer geométricamente las palas.
El rotor principal no sólo expulsa una masa de aire, creando así empuje, sino que también hace girar el chorro. Las pérdidas por turbulencia del jet son aproximadamente el 0,2% de la potencia suministrada a la hélice.
Debido a la diferencia de presión debajo y encima del plano de rotación del rotor, el aire fluye de abajo hacia arriba a lo largo de la circunferencia del disco del rotor. Por esta razón, un cierto anillo estrecho ubicado alrededor de la circunferencia del avión barrido por el rotor principal no participa en la creación del empuje (Fig. 1.48). Las culata de las palas, donde se encuentran los puntos de fijación, tampoco participan en la creación de fuerza de tracción. En total, las pérdidas en los extremos y en los extremos representan aproximadamente el 3% de la potencia requerida.
Debido a la presencia de las pérdidas enumeradas, la potencia necesaria para hacer girar una hélice real, creando un empuje igual al de una hélice ideal, es mayor.
Se puede juzgar el éxito de esta o aquella hélice real desde el punto de vista de garantizar un mínimo de pérdidas.
según la eficiencia relativa del rotor principal g| 0, que es la relación entre la potencia requerida para rechazar el aire y producir un empuje determinado y la potencia realmente gastada en hacer girar una hélice real creando el mismo empuje.
§ 9. Suspensión articulada de las palas del rotor.
En el § 2 de este capítulo se señaló que los rotores tienen bisagras axiales, que sirven para cambiar el paso de la hélice en vuelo. ¿El cambio de tono se logra girando las palas alrededor de las bisagras axiales internas? = 0-15° Además de las bisagras axiales, los tornillos tienen bisagras horizontales y verticales.
La bisagra horizontal (HS) permite que la hoja se desvíe en el plano vertical. Gracias a
Esta bisagra permite que la hoja oscile hacia arriba cuando se mueve contra el flujo y hacia abajo cuando se mueve en la dirección del flujo. Así, la bisagra horizontal permite que las palas realicen movimientos de aleteo.
El ángulo entre el eje de la pala y el plano del cubo de la hélice se llama ángulo de aleteo. Estafa-
estructuralmente, la desviación de la hoja con respecto a la bisagra horizontal está limitada por topes (hasta
25-30°, abajo 4-8°). A pesar de la presencia de movimientos de aleteo en vuelo, la pala no toca los topes, ya que el rango de ángulos de aleteo es menor que el ángulo entre los topes. La cuchilla toca los topes solo cuando hay una fuerte caída de velocidad y, en consecuencia, cuando hay una disminución inaceptable de la fuerza centrífuga de la cuchilla.
Cuando el helicóptero está estacionado, cuando el rotor principal no gira o gira a bajas velocidades, los extremos de las palas se doblan hacia abajo debido a su peso, y si la pala se apoya contra el tope inferior, se produce un golpe en el brazo de cola o en el fuselaje. posible. Por ello, además del tope inferior, también existe un limitador de voladizo especial, que a bajas velocidades evita que la pala baje excesivamente y golpee el helicóptero.
A medida que aumenta la velocidad, cuando las fuerzas aerodinámicas doblan los extremos de las palas hacia arriba, el limitador de voladizo se desactiva, después de lo cual la pala puede realizar movimientos de aleteo hasta el tope inferior.
La bisagra vertical (VH) garantiza la desviación de la hoja con respecto al casquillo en el plano.
rotación del tornillo. A continuación se mostrará que cuando el rotor principal gira, la pala puede moverse desde la posición neutral (radial) hacia atrás o hacia adelante en un cierto ángulo. Este ángulo se llama ángulo de retraso (avance) y se denota con la letra ?. La magnitud de este ángulo está limitada por paradas. ¿La hoja puede girar hacia atrás? = 10-:-18° y adelante por? = 6-:-8°*.
La presencia de bisagras horizontales y verticales supone un cambio significativo en el funcionamiento del soporte de carga.
tornillo
* En las descripciones técnicas, el valor del ángulo de retraso (avance) no se da en relación con la posición radial de la hoja, sino en relación con la perpendicular a la bisagra horizontal.
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En primer lugar, es necesario señalar la formación del llamado cono (tulipán) debido al hecho de que bajo la acción de las fuerzas de elevación las palas se desvían con respecto a las bisagras horizontales y se elevan por encima del plano de rotación del cubo. En segundo lugar, debido a los movimientos de aleteo, se igualan las fuerzas de elevación de las palas en diferentes azimuts, lo que permite eliminar el vuelco y el cabeceo del helicóptero durante el vuelo hacia adelante. Finalmente, las secciones de tope de las palas se descargan de los grandes momentos de flexión que se producen cuando las palas están incrustadas rígidamente.
§ 10. Bisagra horizontal (HS)
Consideremos el equilibrio de la pala con respecto a la bisagra horizontal, es decir, las fuerzas que actúan sobre la pala.
boca en un plano perpendicular al plano de rotación (figura 1.49).
En este plano, las siguientes fuerzas actúan sobre la pala: (Gl - peso; Yl - fuerza de elevación; Fc. b -
fuerza centrífuga.
La fuerza de elevación es de 10 a 15 veces el peso de la hoja. La mayor es la fuerza centrífuga, que supera el peso de la cuchilla entre 100 y 150 veces. En una posición de equilibrio, la suma de los momentos de todas las fuerzas que actúan sobre la pala en relación con el eje principal debe ser igual a cero. En otras palabras, la resultante de estas fuerzas debe pasar por el eje del eje principal.
Al girar, la pala describe una superficie cercana a un cono y, por lo tanto, el ángulo de aleteo se denomina ángulo cónico.
Con flujo axial, paso y revoluciones constantes, el valor del ángulo
La conicidad es bastante definida. Si por ejemplo aumentas
paso de la pala, luego, bajo la influencia del mayor momento de la fuerza de elevación, la pala comenzará a desviarse en la dirección de aumentar el ángulo de aleteo.
A medida que aumenta el ángulo de giro, el momento aumenta simultáneamente.
fuerza centrífuga que evita que la hoja se desvíe, y cuando se restablece el equilibrio, la hoja girará con un gran ángulo de aleteo.
En flujo oblicuo en acimutes de 0 a 180°, la pala se mueve hacia el flujo, y en acimutes de 180 a 360°, en la dirección del flujo. La pala que se mueve hacia el flujo recibe un aumento en la fuerza de elevación y aletea hacia arriba, ya que el momento de la fuerza de elevación resulta ser mayor que el momento de la fuerza centrífuga (el momento de la fuerza del peso se desprecia debido a sus pequeños valores).
Cuando una pala se mueve en la dirección del flujo, la fuerza de sustentación disminuye y bajo la influencia del momento
fuerza centrífuga aletea hacia abajo. Así, en una revolución la hoja oscila hacia arriba y
girar hacia abajo.
La velocidad del flujo es mayor en el azimut de 90° y, por lo tanto, el aumento de la sustentación es mayor aquí.
La fuerza de elevación más baja se producirá en el azimut de 270°, donde la velocidad del flujo es mínima y la influencia de la zona de flujo inverso es más pronunciada. Sin embargo, debido a la presencia del eje principal y los movimientos de aleteo de las palas, el aumento y disminución de las fuerzas de elevación en los acimutes indicados son relativamente pequeños. Esto se explica por los cambios en los ángulos de ataque de las palas batientes. De hecho, cuando la hoja se mueve hacia arriba, el ángulo de ataque disminuye, y cuando la hoja se mueve hacia abajo, aumenta (figura 1.50). Por este motivo se iguala la magnitud de las fuerzas de sustentación en acimutes, lo que prácticamente elimina los momentos escorantes y longitudinales que actúan sobre el helicóptero.
Como resultado, hay que decir que el propósito de las bisagras horizontales es igualar las fuerzas de elevación de las palas en todos los acimutes y descargar las secciones de tope de los momentos de flexión. Las bisagras horizontales están estructuralmente espaciadas del eje de rotación de la hélice a una cierta distancia Lgsh (figura 1.51). En flujo axial, el eje del cono de rotación y el eje del manguito coinciden. Por tanto, las fuerzas centrífugas de las palas del Fcb, aplicadas condicionalmente al eje principal, están mutuamente equilibradas. En flujo oblicuo, el eje del cono y el eje del manguito no coinciden y las fuerzas centrífugas se encuentran en planos diferentes (paralelos). Estas fuerzas en un determinado brazo c crean un momento M g.w = FcbS, lo que mejora la controlabilidad del helicóptero. Además, cuando el helicóptero se desvía accidentalmente con respecto al eje longitudinal o transversal, este momento tiene un efecto amortiguador, es decir, se dirige en la dirección opuesta a la deflexión, lo que mejora la estabilidad del helicóptero.
§ 11. Colapso del cono de rotación durante el soplado oblicuo.
En el párrafo anterior se indicó que debido a la presencia de bisagras horizontales, las palas oscilan hacia arriba en azimuts 0-180° y hacia abajo en azimuts 180-360°. En realidad, la imagen de los movimientos de aleteo de las palas parece algo más complicada. Debido al hecho de que las palas tienen masa, un aumento en el ángulo
El aleteo por inercia continúa no en un azimut de 180°, sino un poco más, disminuye, no en 360°, sino también un poco más. Además, cerca del azimut de 180° el aire fluye hacia la pala desde abajo, y cerca del azimut de 360° desde arriba, lo que también contribuye a un aumento continuo en el ángulo de aleteo cerca del azimut de 180° y una disminución en el ángulo de aleteo cerca del azimut de 360°.
La Figura 1.52a muestra la curva experimental de la dependencia del ángulo de aleteo del azimut, obtenida en la instalación B-1. Para el modelo probado de un rotor principal con palas rígidas a una velocidad de soplado oblicuo de 20 m/s, el ángulo de aleteo máximo fue de 196° en azimut y el mínimo fue de 22° en acimut. Esto significa que el eje del cono de rotación está inclinado hacia atrás y hacia la izquierda. El fenómeno de desviación del eje del cono de rotación del rotor durante el flujo oblicuo se denomina obstrucción del cono de rotación (fig. 1.53).
En teoría, el cono del rotor principal se inclina hacia atrás y hacia la izquierda durante el soplado oblicuo. Este bloqueo es confirmado por el experimento anterior. Sin embargo, la dirección del colapso lateral está significativamente influenciada por la deformación de las palas y la separación de las bisagras horizontales. La propia pala del rotor principal no tiene suficiente rigidez y se ve influenciada por las fuerzas que actúan sobre ella.
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severamente deformado: curvas y torceduras. La torsión se produce en la dirección de los ángulos de ataque decrecientes y, por lo tanto, la oscilación ascendente se detiene antes (Ф = 160°). En consecuencia, la oscilación descendente también se detiene antes (φ = 340°).
La Figura 1.52, b muestra la curva experimental de la dependencia del ángulo de giro a del acimut, obtenida en la instalación V-2. Al probar un modelo de hélice con palas flexibles, el ángulo de aleteo máximo se obtuvo en azimut φ = 170°, y el mínimo en azimut φ = 334°. Así, en los helicópteros reales el cono de rotación se inclina hacia atrás y hacia la derecha. El valor del ángulo de pérdida depende de la velocidad de vuelo, el paso de la hélice y las rpm. Con un aumento en el paso y la velocidad de la hélice y con una disminución en la velocidad, el eje del cono de rotación aumenta.
Los helicópteros modernos se controlan inclinando el cono de rotación en la dirección del movimiento del helicóptero. Por ejemplo, para avanzar, el piloto desvía el eje del cono del rotor hacia adelante (usando el plato cíclico). La inclinación del cono va acompañada de una inclinación del empuje del rotor principal en la dirección correspondiente, lo que proporciona el componente necesario para mover el helicóptero (Fig. 1.32). Sin embargo, tan pronto como la velocidad de vuelo comienza a aumentar, debido al flujo oblicuo, el cono cae hacia atrás y hacia un lado. El efecto del colapso del cono se contrarresta mediante un movimiento adicional de la palanca de mando del helicóptero.
§ 12. Bisagra vertical (VH)
Para garantizar que es necesario instalar, además de la horizontal, también una bola vertical.
nir, considere las fuerzas que actúan sobre la pala en el plano de rotación.
Cuando la hélice gira, las fuerzas de resistencia a la rotación Q l actúan sobre sus palas en el plano de rotación. En modo estacionario, estas fuerzas serán las mismas en todos los acimutes. Cuando hay un flujo oblicuo alrededor de la hélice, la resistencia de la pala que se mueve hacia el flujo es mayor que la de la pala que se mueve en la dirección del flujo. La presencia de bisagras horizontales y movimientos de aleteo de las palas ayuda a reducir esta diferencia (debido a la igualación de los ángulos de ataque), pero no la elimina por completo. Por lo tanto, la fuerza de resistencia a la rotación es una fuerza variable que carga las partes de raíz de las palas.
Cuando la velocidad cambia, las fuerzas de inercia actúan sobre las palas del rotor principal; cuando la velocidad aumenta, se dirigen contra la rotación, y cuando la velocidad disminuye, se dirigen hacia la rotación del rotor. Las fuerzas de inercia también pueden surgir con rotaciones constantes del cubo del rotor debido al flujo desigual de aire que fluye hacia el disco del rotor, lo que conduce a un cambio en las fuerzas aerodinámicas y una tendencia adicional de las palas a moverse con respecto al cubo. En vuelo, las fuerzas de inercia son relativamente pequeñas. Sin embargo, en tierra en el momento en que el portaaviones comienza a girar
Las fuerzas de inercia de la hélice alcanzan un valor elevado y, si se activa bruscamente la transmisión, pueden incluso provocar la rotura de las palas.
Además, la presencia de bisagras horizontales que proporcionan movimientos de aleteo de las palas conduce a que el centro de gravedad de la pala se acerque y se aleje periódicamente del eje de rotación de la hélice (Fig. 1.54).
Según la ley de conservación de la energía, la energía cinética de un portador en rotación
la hélice debe permanecer constante independientemente del movimiento de aleteo de la pala (se desprecian los cambios en otros tipos de energía). La energía cinética de una hélice en rotación está determinada por la fórmula:
donde m es la masa de las palas giratorias;
w-
velocidad angular de rotación de la cuchilla,
g-distancia desde el eje de rotación hasta el centro de gravedad de la pala;
La fórmula muestra que con energía cinética constante, la aproximación del centro de gravedad de la pala al eje de rotación (giro hacia arriba) debe ir acompañada de un aumento en la velocidad angular de rotación y la eliminación del centro de gravedad de La cuchilla desde el eje de rotación (oscilación hacia abajo) debe ir acompañada de una disminución en la velocidad angular de rotación. Este fenómeno es bien conocido por los bailarines que aumentan la velocidad de rotación de su cuerpo acercando bruscamente los brazos al cuerpo (fig. 1.55). Las fuerzas bajo cuya influencia la velocidad angular de rotación aumenta o disminuye cuando cambia el momento de inercia de un sistema giratorio se denominan Coriolis.
Cuando las palas aletean hacia arriba, las fuerzas de Coriolis se dirigen en la dirección de rotación del rotor principal, y cuando las palas aletean hacia abajo, se dirigen contra él.
Las fuerzas de Coriolis que surgen durante los movimientos de aleteo alcanzan valores significativos y cargan las partes de la raíz de las palas con variables.
momentos flectores que actúan en el plano de rotación del rotor principal.
Así, la instalación de bisagras horizontales, que permitieron
eliminar la transferencia de momentos de flexión al cubo de la hélice y descargar las partes de culata de las palas en el plano de aleteo, provocando al mismo tiempo fenómenos indeseables asociados con la aparición de fuerzas de Coriolis que cargan las partes de raíz de las palas con un momento variable en el plano de rotación. El momento alterno de las fuerzas de Coriolis se transmite a los cojinetes del eje principal, al cubo del rotor principal y al eje del motor, provocando cargas alternas, lo que provoca un desgaste acelerado de los cojinetes principales y vibraciones.
helicóptero.
Para descargar las partes de raíz de las palas de los momentos de flexión alternos que actúan en el plano de rotación, y los casquillos de las cargas alternas que provocan vibraciones del helicóptero, se instalan bisagras verticales, que en el plano de rotación del rotor proporcionan movimientos oscilatorios del cuchillas.
Además de las fuerzas consideradas, la fuerza centrífuga también actúa sobre la pala en el plano de rotación.
En presencia de una bisagra vertical y un campo de velocidad uniforme del flujo de aire entrante en el modo
¿La hoja flotante está retrasada con respecto a la posición radial en un cierto ángulo? La Figura 1.56 muestra la magnitud del ángulo de retraso?, determinado por la igualdad de los momentos:
Fts.bLts.b =Ql LQ.
Al pasar al vuelo con velocidad de traslación, a las fuerzas aerodinámicas se suman fuerzas de inercia y de Coriolis variables, y las fuerzas aerodinámicas mismas también se vuelven variables. Bajo la influencia de estas fuerzas, la pala realiza un movimiento complejo, que consiste en un movimiento de rotación, traslación (junto con el helicóptero), un volante con respecto al eje principal y un movimiento oscilatorio con respecto al eje principal.
Si hay un VSC, la hoja gira para
¿Algún ángulo de retraso? (Figura 1.57, a). En este caso, la pala se coloca de modo que la resultante de las fuerzas aerodinámicas y centrífugas N se dirija a lo largo de su eje. Al transferir el resultado al eje del eje principal y dividirlo en fuerzas A y B, nos aseguramos de que los cojinetes del eje principal no estén cargados por igual. De hecho, en presencia de una fuerza A, ¿cómo
los cojinetes GSH delanteros y traseros se cargarían con las mismas cargas radiales. Sin embargo, la fuerza
B, al descargar el cojinete trasero, carga adicionalmente el delantero, provocando un desgaste desigual de los cojinetes. Además, la fuerza B, que es axial para el GS, requiere la instalación de cojinetes de empuje.
Para acercar las condiciones de funcionamiento de los cojinetes principales a las condiciones de carga simétrica, se aplica un desplazamiento
El eje principal en relación con el casquillo gira hacia adelante (Fig. 1.57, b). En este caso, ¿existe un ángulo de retraso?
conduce al hecho de que el eje de la pala se encuentra aproximadamente perpendicular al eje del eje principal.
Dado que las bisagras verticales permiten que las palas realicen movimientos oscilatorios en el plano de rotación del rotor principal, se evita la posibilidad de aumentar la amplitud de estas vibraciones en el rotor.
Los rotores de los helicópteros modernos están equipados con amortiguadores especiales: amortiguadores de vibraciones. Los amortiguadores son de fricción o hidráulicos. El principio de funcionamiento de ambos es convertir la energía de vibración en energía térmica, que luego se disipa en el espacio circundante.
En tierra, antes de arrancar el motor y hacer girar el rotor principal, se deben colocar sus palas en los soportes delanteros de la hélice. Esto se hace para reducir la aceleración angular (fuerza de inercia) de las palas en el momento inicial de rotación.
La rotación desigual de las palas con respecto a la hélice provoca un desplazamiento del centro de gravedad del rotor principal respecto del eje de rotación. Como resultado, cuando la hélice gira, surge una fuerza de inercia que provoca vibraciones (balanceo) del helicóptero.
Este fenómeno presenta un peligro particular cuando el rotor principal opera en tierra, ya que la frecuencia natural de un helicóptero sobre un chasis elástico puede ser igual o múltiplo de la frecuencia de la fuerza motriz, lo que provoca vibraciones comúnmente llamadas terrestres. resonancia.
§ 13. Compensación de oscilación
Como se sabe, la principal causa del colapso del cono del rotor son los movimientos de aleteo de las palas durante el flujo oblicuo. Cuanto mayor sea el ángulo máximo de oscilación hacia arriba, mayor será el colapso del cono de rotación. La presencia de una gran obstrucción del cono es indeseable, ya que requiere una desviación adicional de las palancas de mando para compensar la obstrucción al controlar el helicóptero en vuelo hacia adelante. Por tanto, es necesario que el equilibrio de los momentos con respecto al eje principal se establezca con una amplitud menor de los movimientos de oscilación.
Para garantizar que la amplitud de los movimientos de oscilación esté dentro de la tolerancia, se utiliza la compensación de oscilación. El principio de compensación del aleteo es que el punto de fijación del brazo de control (A) no está instalado en el eje de la bisagra horizontal, sino que se desplaza hacia la hoja (Fig. 1.58).
Si el punto A no se encuentra en el eje de la bisagra horizontal y está inmóvil, entonces, cuando se balancea hacia arriba, el ángulo de instalación y, por lo tanto, el ángulo de ataque de la hoja, disminuye y, cuando se balancea hacia abajo, aumenta. Debido a los cambios en los ángulos de ataque cuando la pala aletea, surgen fuerzas aerodinámicas que impiden el aumento de la amplitud de los movimientos de aleteo.
La eficacia de la compensación depende en gran medida de tan ?1 (figura 1.58), denominada característica de compensación de aleteo. Cuanto mayor es tan?1, mayor es el ángulo en el que cambia el ángulo de instalación de la pala durante el aleteo. En consecuencia, a medida que aumenta tan ?1, aumenta la eficiencia de la compensación de aleteo.
¿Hay un ángulo de retraso? al instalar una bisagra vertical, puede aumentar la amplitud de los volantes
movimientos (figura 1.59). ¿Cuando la pala se desvía alrededor de la hélice en un ángulo? el borde de ataque (punto A) estará más lejos del cañón principal que el borde de salida (punto B). Por tanto, al aletear, la trayectoria del punto A es mayor que la trayectoria recorrida por el punto B, por lo que, al aletear hacia arriba, el ángulo de ataque de la pala aumenta, y al aletear hacia abajo, el ángulo de ataque de la pala. la hoja disminuye.
Por tanto, el ángulo de retraso contribuirá a la aparición de fuerzas aerodinámicas adicionales sobre la pala, tendiendo a aumentar la amplitud de los movimientos de aleteo. Por ello, es especialmente recomendable utilizar una compensación del aleteo de las palas con bisagra vertical.
§ 14. Par del rotor
Cuando el rotor principal gira, las fuerzas de resistencia del aire actúan sobre sus palas, lo que crea un momento de resistencia a la rotación con respecto al eje del rotor. Para superar este momento, en los helicópteros de propulsión mecánica, el par se suministra al eje del rotor principal desde un motor instalado en el fuselaje. El par se transmite a través de la caja de cambios principal al eje del rotor principal. De acuerdo con la tercera ley de la mecánica (la ley de igualdad de acción y reacción), surge un par reactivo, que se transmite a través de los principales puntos de fijación de la caja de cambios al fuselaje del helicóptero y tiende a girarlo en la dirección opuesta al par. El par y el par reactivo, independientemente del modo de funcionamiento de la hélice, son siempre iguales en magnitud y opuestos en dirección Mkr = Mr.
Si los motores están montados sobre las propias palas, es obvio que no hay par de reacción. Reactivo
Tampoco hay par en el modo de rotación automática del rotor principal, es decir, en todos los casos cuando el par
El par no se transmite al eje del rotor principal desde el motor instalado en el fuselaje.
Se dijo anteriormente que el equilibrio del par de reacción en los helicópteros de un solo rotor con accionamiento mecánico se realiza mediante el momento creado por el empuje del rotor de cola en relación con el centro de gravedad del helicóptero.
En los helicópteros de dos rotores, la compensación de los momentos de reacción de ambos rotores principales se consigue girando los rotores en diferentes direcciones. Además, para mantener la igualdad de los momentos reactivos dirigidos en sentidos opuestos de ambos tornillos, los tornillos se fabrican exactamente iguales con una sincronización precisa de sus revoluciones.
La potencia transmitida al rotor principal es igual a
De la fórmula se desprende claramente que cuanto menor es la velocidad del rotor, mayor es el par y, en consecuencia,
válido y reactivo.
El número de revoluciones del rotor principal de un helicóptero es significativamente menor que el número de revoluciones de la hélice de un avión. Por tanto, a la misma potencia del motor, el par reactivo del rotor de un helicóptero es significativamente mayor que el del rotor de un avión.
El par y los momentos reactivos también varían dependiendo de la magnitud del empuje del rotor principal. Por ejemplo, para aumentar la fuerza de empuje de una hélice, es necesario aumentar el paso general. Un aumento en el paso de la hélice va acompañado de un aumento en el momento de resistencia a su rotación. Por lo tanto, a medida que aumenta el paso de la hélice, es necesario aumentar el par suministrado a la hélice. Si no se hace esto, el número de revoluciones del rotor principal disminuirá, lo que conducirá a una disminución del empuje del rotor principal.
Por lo tanto, para aumentar el empuje del rotor, es necesario aumentar no sólo el paso de la hélice, sino también el par. Para ello, en la cabina del piloto se instala una palanca de “acelerador de paso”, conectada cinemáticamente al motor y a un mecanismo que cambia el paso de la hélice. Cuando la palanca se mueve, hay un cambio proporcional en el par y el paso del tornillo y al mismo tiempo un cambio en el par reactivo. En un helicóptero de un solo rotor, un cambio en el par de reacción requiere un cambio correspondiente en el empuje del rotor de cola para eliminar el giro.
§ 15. Fuerza de empuje del rotor de cola
La magnitud del empuje del rotor de cola (figura 1.60) se puede determinar a partir de la igualdad
la potencia consumida por la hélice disminuirá y, en consecuencia, aumentará el empuje requerido creado por el rotor de cola.
El rotor de cola funciona en condiciones de soplado oblicuo, ya que en vuelo el plano de rotación no es perpendicular a la dirección del flujo que se aproxima.
Al soplar oblicuamente una hélice rígida, la velocidad cambiante del flujo que incide sobre ella
Las cuchillas causarán daños periódicos.
un cambio en la fuerza de empuje de cada pala provocará vibraciones.
Para igualar la fuerza de empuje de las palas en todos los acimutes y
descargar las palas de la acción
momentos de flexión, las palas de un rotor de cola real están unidas al buje mediante bisagras horizontales, que permiten que las palas realicen movimientos de aleteo.
La presencia de bisagras axiales en el diseño del cubo de la hélice asegura la rotación de las palas en relación con el
eje longitudinal, que es necesario para cambiar el tono.
En helicópteros pesados, también se pueden instalar bisagras verticales en los rotores de cola.
§ 16. Potencia disponible del rotor
Las centrales eléctricas de los helicópteros modernos utilizan motores de avión de pistón o turbohélice.
Una característica especial del funcionamiento de motores de avión de pistón refrigerados por aire en helicópteros es
la necesidad de soplar forzadamente las superficies enfriadas del motor mediante ventiladores especiales. El enfriamiento forzado de los motores de los helicópteros se debe a la falta de posibilidades de utilizar la presión de alta velocidad para enfriar en el vuelo hacia adelante y a la falta de presión en el modo estacionario. Los helicópteros con motores turbohélice suelen tener instalados ventiladores para enfriar la caja de cambios principal, los refrigeradores de aceite, los generadores y otras unidades. Para accionar los ventiladores se gasta parte de la potencia del motor Noxl.
Parte de la potencia del motor se gasta en superar la fricción en la transmisión que conecta el motor a
tornillos Ntr, para la rotación del rotor de cola Npв y para el accionamiento de bombas del sistema hidráulico y otras unidades
N / A.
Por tanto, la potencia transmitida al rotor principal es menor que la potencia efectiva.
Ne desarrollado en el eje del motor.
Si a la potencia efectiva le restamos los costes, obtenemos la potencia disponible del rotor Np
Np= Ne.- Noxl.- Nтp – Npв – Na
Para varios helicópteros, Np es 75-85% Ne.
En otras palabras, las pérdidas de potencia en las unidades de refrigeración, transmisión, dirección y propulsión ascienden a
15-25% de la potencia efectiva del motor.
La potencia efectiva del motor y la potencia disponible del rotor dependen de la velocidad y la altitud.
vuelo, sin embargo, debido a las bajas velocidades de vuelo del helicóptero, se puede despreciar la influencia de la velocidad en Ne y Np.
La naturaleza del cambio en la potencia disponible desde la altitud de vuelo depende del tipo de motor y está determinada
sus características de altitud (Fig. 1.61).
Se sabe que la potencia de un motor de pistón sin sobrealimentador, a velocidades constantes con un aumento en
la altura cae debido a una disminución en la carga de peso de la mezcla de aire y combustible que ingresa a los cilindros. La potencia transmitida al rotor principal cambia de manera similar (figura 1.61/a).
La potencia de un motor de pistón equipado con un sobrealimentador de una sola velocidad aumenta con la altitud hasta la altitud de diseño debido a un aumento en la carga de peso de la mezcla de aire y combustible debido a una disminución de la temperatura ambiente y una mejor purga de los cilindros. Al abrir gradualmente la compuerta de aire del sobrealimentador, la presión de sobrealimentación se mantiene constante a la altura de diseño. A la altitud de diseño, la compuerta de aire se abre completamente y la potencia del motor alcanza el máximo. Por encima de la altura de diseño, la potencia efectiva y, por tanto, la potencia disponible del rotor principal, disminuye de la misma forma que para un motor sin sobrealimentador (figura 1.61, b).
Para un motor con un sobrealimentador de dos velocidades, la naturaleza del cambio en la potencia efectiva y disponible en función de la altitud de vuelo se muestra en la figura. 1,61, c.
Para un motor turbohélice, la naturaleza de la dependencia de la potencia disponible del rotor con la altitud de vuelo se muestra en la Fig. 1.61, g. El aumento de la potencia de un motor turbohélice hasta una determinada altitud se explica por el sistema de control adoptado, que garantiza un aumento de la temperatura de los gases delante de la turbina hasta una determinada altitud.
Y en plataformas voladoras.
Descripción
La principal diferencia entre los rotores principales y las hélices principales es la capacidad de cambiar rápidamente el paso total y/o cíclico. El rotor principal de un helicóptero generalmente se compone de palas, un cubo y bisagras.
El sistema de control del rotor principal consta de un plato cíclico conectado a las bisagras axiales de las palas del rotor principal mediante varillas (elementos que transmiten el movimiento de traslación). La rotación de la hoja en la bisagra axial provoca un cambio en el ángulo de instalación de la hoja.
Ángulo de instalación de la hoja Se llama ángulo entre la cuerda de la pala y el plano de rotación de diseño. Cuanto mayor sea este ángulo, mayor será la fuerza de elevación proporcionada por la pala del rotor.
Mover el plato cíclico hacia arriba/abajo a lo largo del eje del rotor principal conduce a un cambio simultáneo en los ángulos de instalación de todas las palas, regulando así la potencia de la hélice y, en consecuencia, la altitud de vuelo estacionario (vuelo) de la aeronave. Este cambio se denomina paso general de la hélice.
La inclinación del plato cíclico con respecto al cuerpo de la aeronave se denomina paso cíclico y permite controlar la aeronave en el plano longitudinal-transversal (cabeceo-rollo).
La velocidad del rotor suele ser constante y los cambios en la carga sobre el rotor se compensan automáticamente con un cambio correspondiente en la potencia del motor.
Existen sistemas de control que no tienen bisagras axiales de las palas. Por ejemplo, en los modelos de helicópteros radiocontrolados, cambia la inclinación de rotación de toda la hélice, y no de las palas individuales. En las versiones de rotores con servo flaps (sincrópteros de Kaman Aircraft), cambia el ángulo de instalación de los flaps ubicados en el borde de salida de las palas.
Las secciones de la pala ubicadas más cerca del eje de rotación y, en consecuencia, que describen círculos de radio más pequeño, tienen una velocidad lineal más baja en relación con el aire y crean proporcionalmente menos sustentación. Para reducir este efecto, la pala se gira de tal manera que su ángulo de instalación aumenta gradualmente a medida que se acerca al eje de rotación, lo que permite que áreas con un radio de rotación menor proporcionen una mayor sustentación. Giro de la hoja(la diferencia entre el ángulo de instalación de las secciones en la raíz y en el extremo de la hoja) puede ser de 6 a 12°.
La conexión de las palas al eje puede ser articulada, rígida, semirrígida y elástica. En el caso de una conexión elástica, el plano de rotación del rotor principal, a diferencia de lo que ocurre con el fuselaje del helicóptero, no se puede desviar.
El rotor principal puede tener de dos a ocho palas. Las palas pueden ser de madera, totalmente metálicas o compuestas (fibra de vidrio). En comparación con las hojas totalmente metálicas, las hojas compuestas requieren menos mano de obra para fabricar y tienen una vida útil, confiabilidad y resistencia a la corrosión significativamente más largas.
A menudo, las palas se hacen huecas y se bombea gas o aire a presión hacia el interior de la pala. La caída de presión dentro de la cuchilla, medida por un sensor especial, indica su daño.
Para reducir el tamaño de un helicóptero cuando está estacionado o estacionado en hangares, en barcos que transportan aviones y en portahelicópteros, se utilizan rotores plegables. El plegado se puede realizar de forma manual o automática.
Para reducir el nivel de vibración transmitida desde el rotor principal al fuselaje, se instalan amortiguadores de vibración pendulares en su buje o en sus palas. Para protegerse contra la formación de hielo, las palas de la hélice están equipadas con sistemas antihielo.
Dependiendo de la posición del rotor principal en el flujo de aire, se distinguen dos modos de funcionamiento principales: el modo de flujo axial, cuando el eje del cubo del rotor se encuentra paralelo al flujo ininterrumpido que se aproxima (flotante), y el modo de flujo oblicuo. en el que el flujo de aire se acerca al rotor principal en ángulo con respecto al eje del cubo.
Existe un proyecto para un rotor fijo en vuelo, el llamado X-Wing, instalado en el helicóptero Sikorsky S-72.
Un rotor encerrado en un canal anular se llama impulsor; este diseño aumenta la potencia de la hélice y reduce el ruido, pero al mismo tiempo aumenta el peso de la estructura de soporte.
También existen diseños de rotores con alas de disco, como el Discrotor de Boeing o el Helicóptero de Ellehammer. (Inglés). En el proyecto Discrotor, las palas del rotor principal son telescópicas; durante el vuelo, las palas se pueden retraer dentro del ala del disco.
Vibraciones
Cuando el rotor principal gira, se producen vibraciones que pueden provocar fallos prematuros de instrumentos y equipos, e incluso provocar la destrucción de la aeronave. La aparición de vibraciones incluye fenómenos como resonancia del suelo, aleteo y anillos de vórtice.
resonancia terrestre
Este fenómeno afecta a los aviones en los que las palas del rotor están unidas al buje mediante una conexión articulada. El centro de masa de las palas de una hélice sin girar se encuentra en su eje de rotación. Cuando la hélice gira, las palas pueden girar en sus bisagras verticales y su centro de masa común se aleja del eje de rotación, lo que provoca oscilaciones del cubo de la hélice en el plano horizontal. Cuando los armónicos de estas vibraciones coinciden con las vibraciones naturales de un helicóptero que se encuentra en tierra sobre un chasis elástico, surgen vibraciones incontroladas del helicóptero. resonancia terrestre.
La resonancia del suelo se puede suprimir introduciendo amortiguación tanto en la bisagra vertical como en el puntal amortiguador del tren de aterrizaje del helicóptero. Se crean condiciones más favorables para crear resonancia terrestre cuando el helicóptero pasa sobre el suelo.
Aleteo
Flutter es el nombre que reciben las oscilaciones autoexcitadas de las palas del rotor principal, que se producen debido a la energía del flujo de aire y conducen a un rápido aumento de la amplitud del movimiento de aleteo. El aleteo es especialmente peligroso para un diseño coaxial, ya que este efecto hace que las palas se superpongan. Para evitar el aleteo, se instala un peso anti-aleteo en las palas del rotor principal y amortiguadores de vibraciones pendulares en el buje. En helicópteros con conexiones de palas elásticas y con bisagras, un signo de la aparición de aleteo durante el vuelo es el "borroso" del cono del rotor principal.
anillo de vórtice
Diagramas de montaje de cuchillas
Las palas del rotor principal están unidas a un cubo que gira libremente alrededor del eje del helicóptero. Existen los siguientes tipos principales de tales conexiones.
Articulación giratoria
Con una articulación de bisagra, inventada por Juan de La Cierva, las palas se unen al cuerpo del cubo de forma secuencial mediante bisagras axiales, verticales y horizontales. Gracias a la articulación de las palas con el cuerpo del buje, se reducen significativamente las tensiones alternas en los elementos del rotor principal y se reducen los momentos de fuerzas aerodinámicas transmitidas desde el rotor al fuselaje del helicóptero.
Las bisagras horizontales permiten que las hojas oscilen hacia arriba y hacia abajo; vertical permiten que las palas oscilen en el plano de rotación, que surgen bajo la influencia de fuerzas de arrastre variables y fuerzas de Coriolis, que aparecen cuando la pala oscila con respecto a la bisagra horizontal; Las bisagras axiales están diseñadas para cambiar los ángulos de instalación de las cuchillas.
Al volar en helicópteros articulados, se puede ver que las aspas en el aire no describen un círculo, sino una figura en forma de embudo o cono.
Conexión elástica (con bisagras)
El papel de la bisagra vertical y horizontal en tal conexión lo desempeña un elemento elástico hecho de materiales compuestos o una barra de torsión. Esto permite, en comparación con una junta articulada, reducir la cantidad de piezas, reducir la intensidad de mano de obra de mantenimiento, eliminar la necesidad de lubricación y aumentar la vida útil del rotor principal de 3 a 10 veces. En un rotor principal con dicha conexión, la eficiencia del control se puede aumentar significativamente en comparación con uno articulado, lo que ayuda a aumentar la maniobrabilidad del helicóptero y también se reduce el fenómeno de la "resonancia del suelo".
Conexión semirrígida
Con este esquema, dos palas de la hélice están unidas rígidamente al cubo central como un columpio (balancín): cuando una pala hace un movimiento de oscilación hacia arriba, la otra hace un movimiento simétrico hacia abajo. El piloto, al cambiar la posición de la palanca de control del helicóptero, cambia la posición de todo el plano de rotación del rotor principal. Un helicóptero con un rotor principal semirrígido tiene buenas características de control. Una ventaja importante de este esquema es su simplicidad (la ausencia de cojinetes altamente cargados en las bisagras, amortiguadores y limitadores centrífugos del voladizo de las palas), lo que hace que sea más fácil y económico fabricar la hélice y mantenerla en funcionamiento. Bell y Robinson producen en masa helicópteros con un diseño semirrígido.
Conexión rígida
Las palas de la hélice están unidas rígidamente a un casquillo montado en el eje de transmisión utilizando únicamente la bisagra axial. Este esquema es el más simple, pero al mismo tiempo el más susceptible a vibraciones destructivas. Además, este esquema tiene un mayor peso en comparación con una junta articulada. Cabe señalar que en este caso las cargas variables sobre las palas del rotor se pueden reducir gracias a la flexibilidad de las propias palas.
La conexión rígida se utiliza en hélices de aviones y se utilizó en todos los helicópteros experimentales de principios del siglo XX antes de que Juan de La Cierva inventara la conexión articulada. Actualmente, esta conexión se puede encontrar en los rotores del helicóptero Sikorsky X2.
Dinámica del rotor principal en vuelo.
Cuando el helicóptero avanza en un plano horizontal, el rotor principal gira gracias a un flujo de aire contrario. Si gira en el sentido de las agujas del reloj, la pala situada a la izquierda en el sentido del vuelo se mueve hacia el flujo de aire (pala que avanza), y la situada a la derecha se mueve a lo largo de él (pala que retrocede). En consecuencia, la velocidad de la pala que avanza con respecto al aire entrante es mayor que la velocidad de la pala que retrocede, y es máxima en un acimut de 90°. Dado que la resistencia del aire y la sustentación son proporcionales a la velocidad, la pala que avanza genera más sustentación y experimenta más resistencia.
La velocidad lineal es proporcional a la distancia desde el eje de rotación y, en consecuencia, es máxima en los extremos de las palas. A ciertos valores de la velocidad angular de rotación de la hélice, la velocidad lineal de las secciones finales de la pala que avanza se acerca a la velocidad del sonido, como resultado de lo cual se desarrolla una crisis de onda en estas secciones. Por el contrario, la velocidad de varias secciones de la pala en retirada en relación con el aire es tan baja que el flujo se detiene en ellas, y las secciones ubicadas aún más cerca del cubo caen en la zona de flujo inverso (el aire fluye alrededor del perfil de la pala de la parte afilada, lo que crea una fuerza de elevación inversa).
Las palas del rotor principal que caen en zonas de pérdida de flujo y crisis de olas se caracterizan por un aumento de las vibraciones y una fuerte disminución de la sustentación. La pérdida de flujo se puede contrarrestar aumentando la velocidad angular de rotación del rotor principal, pero esto aumentará la zona de crisis de las olas. El impacto negativo de la zona de crisis de las olas se puede reducir utilizando puntas especiales de las palas de la hélice, por ejemplo, puntas en flecha.
Dado que las palas que avanzan crean más sustentación que las palas que retroceden, existe un mecanismo de compensación para mantener un equilibrio entre las fuerzas de sustentación de las diferentes secciones del rotor. El mecanismo se basa en el uso de una bisagra horizontal y una bisagra axial, conectadas rígidamente al plato cíclico. Durante el vuelo, la pala se encuentra en ángulo con respecto al flujo de aire aerodinámico, la resistencia del aire resultante hace que la pala se mueva hacia arriba. Dado que la bisagra axial está conectada al plato cíclico, cuando la pala se mueve hacia arriba, la pala gira en la dirección de disminuir el ángulo entre la pala y el flujo de aire. Reducir este ángulo conduce a una disminución de la fuerza de elevación de la hoja.
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1 UDC: V.A. Grayvoronsky, A.G. Grebenikov I.N. Shepel, T.A. Gamanukha Método aproximado para calcular las fuerzas aerodinámicas normales distribuidas a lo largo de la pala del rotor de un helicóptero Universidad Nacional Aeroespacial. NO. Zhukovsky "KhAI" Partiendo de la hipótesis de las secciones oblicuas, se consideran las cuestiones de determinar las fuerzas distribuidas a lo largo de la pala del rotor principal teniendo en cuenta la compresibilidad y la no estacionariedad. Palabras clave: pala, rotor principal, helicóptero. Una característica del flujo alrededor de los rotores principales en vuelo horizontal es la presencia de velocidades variables, ángulos de deslizamiento y ángulos de ataque de los elementos de las palas del rotor principal (ROB). La utilización del diagrama de líneas portadoras, así como la descomposición del flujo en transversal y longitudinal para utilizar la hipótesis de secciones planas, es posible para una velocidad de vuelo horizontal que no supere los 8 m/s. En la Fig. muestra el espectro del flujo alrededor de una pala situada en la parte trasera del disco en µ = 0,46, de lo que se deduce que los ángulos de deslizamiento a lo largo de la pala cambian significativamente. Fig. Espectro de flujo alrededor de una pala de rotor La naturaleza del flujo alrededor de una pala de rotor a lo largo del radio y azimut a baja velocidad de vuelo se muestra en la Fig., a, a alta velocidad en la Fig., b. Los ángulos de deslizamiento de las secciones de las palas difieren en más de 5 veces. a Fig.. Campos de velocidad del flujo alrededor de una pala de rotor b 78
2 En la tabla. Los valores de los ángulos de deslizamiento del flujo en la pala en radios relativos 5 y 9 se presentan para varias velocidades de vuelo en acimutes y 8. Mesa. Ángulos de deslizamiento del flujo en radios relativos V, km/h r =,5 r =, Al aumentar la velocidad de vuelo horizontal, también aumenta la influencia de la zona de flujo inverso, donde el deslizamiento también es significativo. Si hasta velocidades µ =, 4 la zona de flujo inverso no introduce un cambio significativo en la magnitud de las fuerzas y momentos, entonces a altas velocidades se debe tener en cuenta su influencia. El radio mayor de la zona de flujo inverso sin tener en cuenta el control de las palas corresponde al acimut ψ = 7 y es igual a r µ. Por lo tanto, las secciones de la pala son arrastradas por un flujo que cambia constantemente en dirección y magnitud. Esta circunstancia conlleva la necesidad de calcular las características de los tramos de pala en función de la velocidad total en el radio correspondiente, teniendo en cuenta la compresibilidad y la no estacionariedad. La velocidad total en la sección está determinada por la rotación de la pala, el movimiento del helicóptero, el movimiento de aleteo de la pala, el flujo inducido en la hélice y el movimiento centrífugo longitudinal a lo largo de la pala. El flujo centrífugo se produce debido a la capa límite. Como lo muestran los cálculos numéricos, este flujo no tiene un efecto significativo sobre el flujo alrededor de la pala. En la Fig. La Figura 3 muestra diagramas de capas límite laminares y turbulentas. En una capa límite turbulenta, prácticamente no hay flujo radial debido a fuerzas tangenciales importantes. La coordenada x define un punto a lo largo de una cuerda en el sistema de coordenadas asociado. Por ejemplo, con un valor de x =.5 m y ω in = 5 rad/s, la velocidad más alta de la fuerza centrífuga en modo laminar es Vr =.4 m/s, y en modo turbulento, que es más probable, es diez veces menos, es decir esta corriente puede ignorarse. Arroz. 3. Distribución de velocidades radiales en la capa límite: BL turbulento, BL laminar 79
3 La causa del flujo radial en la capa límite también puede ser la distribución de la presión a lo largo del álabe. Esto puede conducir a una redistribución de la carga aerodinámica en el caso de hélices muy cargadas. El plano de referencia para determinar los parámetros cinemáticos es el plano de diseño de rotación de la hélice (Fig. 4). Arroz. 4. Cinemática del flujo alrededor de una pala en el plano de diseño de rotación de la hélice. El diagrama cinemático de velocidades en la sección transversal de la pala se muestra en la Fig. 5. figura. 5. Triángulo de velocidades de la sección de pala La velocidad relativa en el plano de rotación de diseño en el radio r está determinada por la expresión W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ) =. () Componente vertical de la velocidad relativa V y = λ r β. () Entonces la velocidad relativa total en la sección (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ) + λ + r β λ β = r En estas expresiones se aceptan los parámetros relativos conocidos: µ = V cos(α) ; λ = V pecado(α) + υ ; β = a pecado(ψ) b cos(ψ). en en y. (3) En vuelo horizontal, velocidades relativas inducidas (4) 8
4 υ > ; υ<. Определение этих скоростей может проводиться численными y методами, например методом дискретных вихрей, либо на основании дисковых теорий. Индуктивные скорости изменяются по диску НВ. Наиболее простой закономерностью является II гипотеза Глауэрта, согласно которой υ y = υ i ср (+ k cos ψ); где k коэффициент, учитывающий влияние относительного радиуса; 4 µ r k = 3 ; (5) µ, + λ υ i ср средняя по диску индуктивная скорость. Значения υ i ср и υ можно определить по дисковой теории В.И. Шайдакова . Для больших скоростей полета среднюю по диску индуктивную скорость можно определить по формуле CТ υi =, (6) ср 4 ξ µ где ξ коэффициент, учитывающий перетекание: ξ =,9,94. Параметры a,b,α в определяют в процессе аэродинамического расчета . Угол отклонения от оси х набегающего на сечение потока можно определить в зависимости от ψ согласно табл.. Угол атаки в текущем сечении это угол между хордой сечения лопасти и вектором скорости на бесконечности: () λ r β α e = ϕe cos δ + arctg (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ). (7) Угол установки сечения ϕ e зависит в общем случае от крутки лопасти и управления АП и РВ. Его можно определить по конструктивным и балансировочным параметрам: где ϕσ ϕe = ϕ,7 + B sin r k, D коэффициенты РВ и АП; (7, r) k a + k a cos(ψ) D δ (ψ) δ балансировочный угол отклонения АП в горизонтальном полете. B, (8) Расчет усилий на лопасти с учетом пространственного характера обтекания будем проводить по гипотезе "косых" сечений, т.е. несущим профилем лопасти считается сечение по местной скорости подходящего к лопасти потока. Определение геометрии таких сечений весьма затруднительно из-за крутки, 8
5 deformación de la pala y especialmente en zonas de cambios de perfil y en la zona de contraflujo. Las secciones transversales de la pala están determinadas por líneas de corriente locales, que se consideran rectilíneas en la sección de la pala y se desvían de la sección transversal normal en una dirección u otra en un ángulo δ (tabla). Cambio en χ y δ dependiendo del acimut ψ, rad Expresión para χ, rad δ, rad r cos(ψ) arctg µ + υ + r sin(ψ), χ< Направление потока на лопасти К концу ψ χ лопасти Таблица r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), χ < ψ + χ К комлю лопасти 3 r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), ψ + χ К комлю лопасти <χ< r cos(ψ) 3 arctg + + µ υ r sin(ψ), 5 К концу ψ χ лопасти <χ< При значении δ < профиль в косом сечении обтекается с носка, а при δ >desde la cola. Para los helicópteros modernos, los cambios en las velocidades y el ángulo de ataque en secciones a lo largo del tiempo alcanzan valores grandes: V & ma > ± m/ s, & α ma > ± o / s. Esto conduce a un cambio no estacionario en todos los parámetros aerodinámicos; se produce una prolongación de la avería. El movimiento del helicóptero difiere significativamente del previsto por las características estacionarias. Los coeficientes aerodinámicos en un momento determinado estarán determinados no solo por los valores de velocidad y ángulo de ataque en un momento dado, sino también por el proceso de cambiarlos en el tiempo anterior. Naturalmente, momentos más distantes en el tiempo tendrán un efecto más débil en este proceso. La naturaleza de las dependencias α& = f (t) y V & = f (t) también tiene una influencia significativa. Lo suficientemente confiable 8
No existen dependencias sobre este tema, pero existen algunas dependencias experimentales que nos permiten tener en cuenta este fenómeno. En particular, el trabajo describe un método para aproximar datos experimentales utilizando tres parámetros que determinan la naturaleza del cambio en el ángulo de ataque, lo que permite trasladar los resultados obtenidos a otras condiciones. Los datos de este trabajo se utilizaron para determinar el coeficiente de fuerza del perfil normal en secciones normales y aerodinámicas. Además, el coeficiente de fuerza normal se corrigió dependiendo del espesor relativo de la sección y la compresibilidad. Durante el cálculo preliminar, los parámetros cinemáticos en las secciones de las palas se determinaron de acuerdo con las dependencias anteriores. Como parámetros geométricos, cinemáticos y de equilibrio iniciales se tomaron los parámetros del Mi-helicóptero: C =,; ω=5,8/s; a = 4,7; a = 5,7; en =, ; TV = 0,35; D = 0,7; k =,4; ϕ7 =4. En la Fig. La Figura 6 muestra los parámetros cinemáticos en azimut W y W П en la séptima sección, así como los ángulos de ataque α y α y los ángulos del flujo condicionalmente no perturbado δ y χ. w w P α ep.5 α e 6 e HB ep 3 8 w α e 8 w P α ep Ψ Fig. 6. Parámetros cinemáticos de la sección transversal del álabe en el tramo “7” según la hipótesis de tramos oblicuos; El índice “n” marca los parámetros según la hipótesis de secciones normales, las velocidades totales en la sección W y W P prácticamente cambian según el primer armónico. Naturalmente, en todos los acimutes la velocidad total W es mayor que la velocidad W P, y el ángulo de ataque a lo largo de la línea de corriente es menor que el ángulo de ataque en la sección normal. Los ángulos de orientación del flujo total δ y χ, que son más sensibles al movimiento de aleteo de las palas, difieren significativamente del simple cambio armónico. En la Fig. La Figura 7 muestra el cambio en las aceleraciones angulares y lineales en la sección “7”. Para un caso específico de cálculo, α& prácticamente cambia en el rango 83
7 + - /s. Este cambio está cerca del primer armónico. Aceleración lineal W & en el rango + - m/s. Las circunstancias indicadas de un cambio significativo tanto en el ángulo de ataque como en la velocidad total son la razón de la no estacionariedad de las características aerodinámicas. Desafortunadamente, no se ha estudiado la influencia separada de estos dos factores en las características aerodinámicas. En la Fig. La Figura 7 muestra el cambio en la carga normal del flujo según la hipótesis de secciones oblicuas y normales 5 ẇ p α. P. ẇ α p Fig. 7. Cambio de fuerza normal en azimut en la sección “7”; el índice “n” marca los parámetros según la hipótesis W & y α& aceleraciones angulares y lineales Ψ. Estos datos se obtuvieron teniendo en cuenta la no estacionariedad en el ángulo de ataque. La carga según la hipótesis de secciones oblicuas es ligeramente mayor que según la hipótesis de secciones normales, especialmente en la zona de la pala en retirada p ψ= ψ=3 ψ= p ψ= Fig. 8. Cambio en la carga lineal a lo largo del radio para acimut ψ = 3 y 84
8 Cambio en la carga lineal a lo largo del radio para acimut ψ =3 y se muestra en la Fig. 8. Para acimut ψ =3, la carga normal para ambas opciones de cálculo es prácticamente la misma. En azimut ψ = la carga normal según la hipótesis de secciones “oblicuas” es mayor que según la hipótesis de secciones normales. Esto se debe a la influencia simultánea de los cambios de velocidad y ángulo de ataque sobre la carga lineal. Bibliografía. Teoría del rotor principal. [Texto] Ed. ALASKA. Martynova, M.: Ingeniería mecánica, 973. págs. Mikheev S.V., Anikin V.Kh., Sviridenko Yu.N., Kolomensky D.S. Dirección de desarrollo de métodos para modelar las características aerodinámicas de rotores. [Texto] // Actas del VI Foro de Ros VO. M., 4, 5 páginas 3. Shaidakov, V.I. Teoría del vórtice de disco de un rotor con carga constante en el disco. [Texto] / V.I. Shaidakov //Diseño de helicópteros: técnico. Se sentó. científico tr. // AMI, vol. 38, M., pág.4. Principales etapas de la actividad científica de TsAGI, / M., Fizmatlit, pág. 5. Baskin, V.E. Fuerza transversal normal de una pala de rotor durante la pérdida dinámica. [Texto] / V.E. Baskin, V.R. Lipatov // Actas de TsAGI, vol. 865, página 6. Grayvoronsky, V.A. Dinámica de vuelo de helicópteros. [Texto]: Libro de texto. Beneficio / V.A. Grayvoronsky, V.A. Zakharenko, V.V. Chmovzh. Kh.: Nacional aeroespacial Universidad que lleva el nombre NO. Zhukovsky KhAI, 4. 8 de 7. Fogarty, L.E. La capa límite laminar en una pala giratoria. / J. aeronaut Sei., vol. 8, núm. 3, 95. Recibido por el editor Aproximación del método para dividir las fuerzas aerodinámicas normales de distribución a lo largo de la pala de una hélice no propulsada de un helicóptero Basado en la hipótesis de puntales oblicuos, el valor nutricional de las fuerzas de distribución a lo largo de la La pala de una hélice portadora con compresión y compresión se considera no estacionaria. Palabras clave: pala, tornillo portador, helicóptero. Un método aproximado para calcular el esfuerzo aerodinémico normal distribuido sobre las palas del rotor del helicóptero. Sobre la base de la hipótesis de las secciones transversales oblicuas, se consideran las cuestiones de definición del esfuerzo distribuido sobre las palas del rotor con la compresibilidad y la inestabilidad. Palabras clave: pala, rotor, helicóptero. 85
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ÍNDICE 3 Prefacio... 11 CAPÍTULO I INTRODUCCIÓN 1. El tema de la aerodinámica. Una breve descripción de la historia del desarrollo de la aerodinámica... 13 2. Aplicación de la aerodinámica en la aviación y la tecnología de cohetes... 21 3. Básico
148 PROCEDIMIENTOS MIPT. 2012. Volumen 4, 2 UDC 533.6.011.35 T. Ch. Wu 1, V. V. Vyshinsky 1,2, N. T. Dang 3 1 Instituto de Física y Tecnología de Moscú (Universidad Estatal) 2 Aerohidrodinámica central
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La invención se refiere a un método para determinar en vuelo las tensiones de flexión en el eje del rotor principal de un helicóptero con un buje de rotor con barra de torsión. Para determinar las tensiones, las características de rendimiento del vuelo se miden utilizando medios estándar durante todo el tiempo de vuelo, a partir de ellos se seleccionan y sistematizan parámetros significativos, se determinan sus funciones aproximadas para obtener la función final de la dependencia de las tensiones en el eje del rotor principal de Si se superan los parámetros de rendimiento de vuelo seleccionados, se señalizan las cargas en el eje del rotor principal mediante un modelo matemático. Se garantiza la determinación de la vida residual y el control del nivel permitido de cargas. 2 salario mosca, 7 enfermos.
La invención se refiere al campo de la aviación, en particular a sistemas para controlar el estado técnico de aeronaves, en concreto, controlar el nivel de tensiones de flexión del eje del rotor de un helicóptero en vuelo, en particular para un helicóptero ligero polivalente con alojamiento de palas sin bisagras. por ejemplo helicópteros: ANSAT, VK-117, EC -145.
La transmisión es el elemento más complejo del diseño de un helicóptero. Se sabe que el mayor porcentaje de accidentes de helicópteros (hasta un 39%) está estadísticamente asociado a averías en las unidades de transmisión de los helicópteros.
En la etapa de desarrollo de los sistemas de seguimiento lo más importante es identificar y establecer signos de diagnóstico del estado técnico de las unidades de transmisión de los helicópteros. La tarea principal en el desarrollo de un sistema de monitoreo es establecer valores umbral de signos de diagnóstico, al alcanzarlos durante la operación se deben tomar decisiones apropiadas para una mayor seguridad del vuelo. Si algún signo de diagnóstico ha alcanzado su valor umbral, se toma la decisión de limitar el recurso, reemplazar urgentemente una pieza o retirar la unidad de transmisión del servicio. Como regla general, la gran mayoría de los signos de diagnóstico no se muestran en la cabina durante un vuelo. Su análisis se realiza una vez finalizado el vuelo. Sin embargo, algunas señales de diagnóstico especialmente importantes pueden aparecer durante el vuelo si las condiciones de seguridad lo requieren.
En las últimas décadas, los helicópteros prometedores han comenzado a utilizar los llamados rotores sin bisagras, equipados con un casquillo sin bisagras, en los que las funciones de bisagras horizontales, verticales y axiales las realiza un elemento elástico de tipo extendido: una barra de torsión. La parte principal del diseño de la barra de torsión es la sección elásticamente deformable. La presencia de capas de madera contrachapada y ranuras proporciona a los cordones de la barra de torsión una carga predominantemente en un estado de tensión-deformación uniaxial con corte transversal y flexión cuando la hoja oscila en el plano de rotación. Esto permite reducir el costo de operación de un helicóptero, pero al mismo tiempo aumentan los costos iniciales de diseño y fabricación de dichas estructuras. Por lo tanto, la precisión de la previsión de carga y, en consecuencia, la estimación de la vida útil del sistema de carga de un helicóptero es una de las tareas clave en la ingeniería de helicópteros actual.
El eje del rotor principal está cargado con fuerzas y momentos provenientes de su cubo y el par generado en la salida de la caja de cambios principal. La longitud del eje del rotor está determinada por consideraciones de diseño, aerodinámicas y operativas.
Dado que un casquillo semirrígido tiene un momento de flexión mayor en comparación con uno articulado, controlar en vuelo las tensiones de flexión del eje del rotor de un helicóptero con un casquillo sin bisagras es una tarea urgente.
Se conoce un sistema para monitorear la carga del eje del rotor (patente de EE. UU. N° 2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, fecha de publicación 02/09/2010, IPC G06F 15/00, G08B 21/00).
Un método para monitorear virtualmente la carga en un sistema de rotor de helicóptero de acuerdo con una realización de la presente invención incluye muestrear al menos un parámetro de la aeronave por rotación completa del rotor. Cálculo de coeficientes para la obtención de un conjunto de señales de alta frecuencia a partir de un parámetro de al menos una aeronave. Multiplicar cada una de una pluralidad de señales de alta frecuencia por un factor para obtener un conjunto de señales analizadas. Estimación de carga del rotor basada en señales analizadas.
Un sistema de detección del estado del rotor en tiempo real según una realización de la presente invención incluye un sistema sensor para medir cargas para obtener datos. El módulo está configurado para controlar virtualmente cargas para obtener datos de diseño y detectar fallas en tiempo real y obtener un algoritmo para restar las señales de diseño de las señales medidas para obtener valores, que luego se comparan con valores estándar para producir un resultado final sobre el estado del rotor.
Los sensores leen parámetros como el peso de despegue de la aeronave, la densidad, la altitud, la velocidad del rotor, la velocidad del flujo de aire, la aceleración normal, la velocidad de ascenso vertical, el par del motor, el ángulo de cabeceo, el ángulo de balanceo, la velocidad de guiñada, la velocidad de cabeceo, la velocidad angular de balanceo y la deflexión longitudinal. , posición lateral, posición del pedal y un conjunto de posiciones por revolución del rotor. Los vectores de los dieciséis parámetros especificados se multiplican por los valores especificados de la matriz, que incluye 10 filas y 16 columnas, para obtener diez coeficientes (c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, y c10) para determinar los diez valores de vibración. Los valores de oscilación se multiplican por un factor para obtener oscilaciones amplificadas. Si los vectores de vibración se denotan como w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9 y w10, y los coeficientes son c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, y c10, entonces la señal calculada de la fuerza cortante del eje del rotor principal se escribirá en la forma:
L=c1*w1+c2*w2+c3*w3+c4*w4+c5*w5+c6*w6+c7*w7+c8*w8+c9*w9+c10*w10
La amplitud y fase de la fuerza cortante se calculan mediante la transformada de Fourier.
Un sistema conocido para recopilar datos, monitorear y diagnosticar el estado técnico de unidades de accionamiento de rotor de helicóptero (patente de invención RF No. 2519583, publicada el 27 de febrero de 2014, IPC B64D 45/00), que incluye sensores de vibración piezoeléctricos que se instalan en el cuerpo, al menos, una de las unidades de accionamiento del rotor del helicóptero y están ubicados de manera que reciban datos lo suficientemente completos para diagnosticar el estado técnico de las piezas, los conjuntos de al menos una unidad de accionamiento del rotor de un helicóptero en funcionamiento y la electrónica de a bordo. unidad. La unidad electrónica está conectada a las salidas de los sensores de vibración y es capaz de procesar digitalmente señales de vibración, controlar y recopilar, procesar primariamente y evaluar los parámetros de las señales de sensores individuales y/o sus combinaciones, acumular datos de sensores y almacenarlos en dispositivos externos y /o soportes removibles aptos para lectura por computadora, y procesamiento secundario en condiciones terrestres. Se aumenta la eficiencia de la recopilación de datos, el contenido de información del seguimiento y el diagnóstico del estado técnico de las unidades de accionamiento del rotor de un helicóptero en funcionamiento.
La desventaja de este sistema de vigilancia es la imposibilidad de sacar una conclusión inequívoca sobre el nivel de fatiga en los componentes del helicóptero, incluido el eje del rotor principal, basándose en las vibraciones medidas en vuelo. Otra desventaja es la necesidad de instalar sensores y unidades electrónicas en los helicópteros, y el tiempo necesario para el procesamiento secundario de datos en tierra.
Existe un método conocido para operar un helicóptero (patente RF No. 2543111, publicada el 27/02/2015, IPC V64S 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24), que consiste en monitorear el empuje real del helicóptero. rotor durante cada vuelo, y Antes de iniciar la operación del helicóptero, se recopilan datos preliminares sobre las características de los motores de la central eléctrica de acuerdo con los formularios y se recopilan datos iniciales sobre la magnitud del empuje del rotor principal durante el vuelo estacionario de control del helicóptero. Durante toda la operación del helicóptero, se recopilan y registran datos reales sobre el valor del empuje del rotor principal en los modos de vuelo estacionario del helicóptero, utilizando una computadora de a bordo, los datos estadísticos obtenidos sobre el empuje del rotor principal se comparan con los valores iniciales y , en caso de una disminución en el valor del empuje del rotor principal desde el valor inicial hasta el valor especificado, se genera una señal al monitor mediante la computadora de a bordo sobre la necesidad de ajustar los parámetros del motor a los valores. que aseguran la desviación del empuje del rotor principal dentro del 0,5% del valor original. Los parámetros del motor se ajustan automáticamente o por personal de mantenimiento en tierra. EFECTO: aumento de la eficiencia en el uso de helicópteros.
La desventaja de este método de operación es la imposibilidad de determinar el nivel de tensiones de fatiga en el eje del rotor principal a partir de los resultados obtenidos, porque las tensiones de fatiga en él están determinadas por tensiones de flexión. Otra desventaja es la necesidad de instalar sensores y unidades electrónicas en los helicópteros, y el tiempo necesario para el procesamiento secundario de datos en tierra. Otra desventaja es que antes de comenzar a operar el helicóptero, primero es necesario recopilar datos iniciales sobre las características de los motores de la central eléctrica de acuerdo con los formularios y recopilar datos iniciales sobre la magnitud del empuje del rotor principal durante el vuelo estacionario de control del helicóptero. .
Se seleccionó la patente estadounidense n.º 2011112806, publicada, como la análoga más cercana. 2011.05.12, IPC G06F 10/17. La invención se refiere a un método para proporcionar información sobre el estado crítico de un componente de un avión de ala giratoria, que incluye al menos un motor que acciona un rotor que incluye un carenado, un eje y una pluralidad de palas. El sensor para medir cargas de flexión y cíclicas que actúan sobre el rotor de una aeronave incluye una unidad informática para calcular (a) la temperatura actual de un cojinete del conjunto del rotor usando un primer modelo de cálculo, (b) predecir la temperatura del cojinete usando un primer modelo de cálculo, y (c) aplicar una carga a un componente seleccionado del conjunto de rotor usando un segundo modelo de cálculo, estando configurados el primer y segundo modelos de cálculo para calcular, respectivamente, el valor previsto y actual de la temperatura del rodamiento y la carga que actúa. en el componente seleccionado según los parámetros de control de vuelo; y una unidad de visualización para visualizar en una sola escala un indicador móvil que es impulsado por el valor más alto de la temperatura proyectada del rodamiento y la carga que actúa sobre el componente seleccionado. La pantalla muestra otro indicador móvil, activado por la temperatura actual del rodamiento.
La desventaja del prototipo es la necesidad de instalar sensores externos, lo que presenta ciertas dificultades, ya que el diseño de los helicópteros de serie no está adaptado para instalar sensores externos; además, en los procedimientos de mantenimiento y reparación en campo, los sensores externos no están completamente integrados con el resto del equipo de la aeronave y requieren directrices y manuales adicionales para la operación técnica y especialistas capacitados adicionalmente.
El objetivo de la solución técnica propuesta es crear un método para monitorear las tensiones de flexión en el eje del rotor durante todo el vuelo (desde el despegue hasta el aterrizaje) para detectar daños por fatiga en el eje y prevenir situaciones de emergencia.
El resultado técnico es la determinación de la vida residual y el control del nivel de carga permitido.
El resultado técnico se logra por el hecho de que el método para determinar las tensiones de flexión en vuelo en el eje del rotor principal de un helicóptero con un cubo de rotor con barra de torsión incluye la medición durante todo el tiempo de vuelo mediante medios estándar de seguimiento del rendimiento de vuelo del helicóptero. cálculo mediante un modelo matemático de cargas en el eje del rotor principal y señalización si se exceden, de entre las características de rendimiento de vuelo medidas, se seleccionan y sistematizan parámetros significativos que inciden directamente en el nivel de carga del eje del rotor, aproximando funciones de Se determinan parámetros significativos para determinar la función final de la dependencia de las tensiones en el eje del rotor σ(t) de los parámetros seleccionados de las características de rendimiento del vuelo, los valores absolutos de las tasas de cambio en los ángulos de rotación del A la función final se añaden platos cíclicos en las direcciones longitudinal y transversal:
El método propuesto permite evaluar el nivel de carga del eje del rotor principal en cualquier momento durante su operación de vuelo. Basado en el uso de medios estándar para monitorear los parámetros de vuelo del helicóptero, le permite determinar el nivel de tensiones de flexión durante todo el tiempo de vuelo, usarlo para registrar las restricciones de vuelo e informar a la tripulación sobre el exceso del nivel de carga permitido, así como determinar la vida residual.
En la invención reivindicada, se realiza un análisis de las condiciones para el establecimiento razonable de valores límite para características de diagnóstico particularmente importantes utilizando el ejemplo de la indicación de las tensiones de flexión reales del eje del rotor principal de un helicóptero de un solo rotor que opera en vuelo. , en particular para helicópteros ANSAT.
La esencia de la invención radica en que de entre los parámetros controlados en vuelo se seleccionan y sistematizan aquellos parámetros que inciden directamente en el nivel de carga del eje NV. Se determinan funciones aproximadas de parámetros significativos para determinar la función final de la dependencia de las tensiones en el eje NV de los parámetros seleccionados de las características de rendimiento. Los valores absolutos de las tasas de cambio en los ángulos de rotación del plato cíclico en las direcciones longitudinal y transversal se suman a la función final.
Realización de un experimento de vuelo. La elección de un parámetro crítico se determina a partir de los valores actuales de las características de rendimiento de vuelo del helicóptero. Para ello se instala una galga extensométrica en el eje del helicóptero y en un vuelo real se registran tiempo a tiempo los valores de tensión σ fuente (t), así como los valores de los parámetros de trayectoria medidos con medios estándar de monitorear los parámetros de vuelo del helicóptero, por ejemplo: el ángulo de inclinación longitudinal y transversal del plato cíclico, el paso general del rotor principal, la velocidad del helicóptero, el ángulo de cabeceo del helicóptero, el ángulo de balanceo del helicóptero, la tasa de cambio en el ángulo de inclinación del plato cíclico en la dirección longitudinal y transversal, etc.
Mediante análisis preliminar, se seleccionan los parámetros de las características de rendimiento que tienen mayor influencia en el voltaje en el eje NV, para lo cual se trazan gráficos de cambios en el voltaje en el eje dependiendo de los valores de los parámetros registrados por la norma. Se encuentran y evalúan medios de control y coeficientes de correlación para filtrar los parámetros de las características de rendimiento.
Los parámetros de trayectoria de las características de rendimiento con un coeficiente de correlación superior a 0,2 se seleccionan como significativos.
Se construyen curvas aproximadas (dependencia de las tensiones en el eje del rotor principal de los parámetros de rendimiento seleccionados) y se compila un sistema de ecuaciones para determinar la aproximación de la función para la tensión de flexión en el tiempo σ calc (t):
y se encuentran los coeficientes de ponderación correspondientes A1, A2, A3, ..., An.
Los coeficientes A1, A2, A3 se calculan mediante aproximación polinómica utilizando el método de mínimos cuadrados (para un helicóptero específico con características de desempeño específicas).
La fórmula final toma la forma:
donde Dprod es el ángulo de inclinación del plato cíclico en la dirección longitudinal,
Dpop: ángulo de inclinación del plato cíclico en la dirección transversal,
Dosh es el paso total del rotor principal,
X n - otros parámetros importantes de rendimiento del vuelo,
- valor absoluto de la velocidad de cambio del ángulo de rotación del plato cíclico en dirección longitudinal,
- valor absoluto de la velocidad de cambio del ángulo de rotación del plato cíclico en la dirección transversal.
El cálculo de la tensión de flexión del eje del rotor principal del helicóptero se realiza en tiempo real durante todo el tiempo de vuelo en la unidad de cálculo del ordenador de a bordo basándose en el programa integrado. Cuando se excede el nivel de voltaje seguro, se envía una señal al piloto y comienza el cálculo del recurso consumido en horas según la fórmula:
donde Pr es la dañabilidad introducida por un nivel de tensión superior al seguro;
Pt.p. - tasa de daños por hora de un vuelo típico, tomada al calcular la vida útil en condiciones normales de funcionamiento.
El daño causado por un nivel de estrés que excede el nivel seguro se determina utilizando el siguiente método:
Para cada nivel de carga que exceda el seguro, el número correspondiente de ciclos hasta la falla (Ni) se determina utilizando la curva de fatiga (la curva se toma de los resultados de las pruebas de fatiga del eje del rotor);
El daño causado por un nivel de tensión que excede el Pr seguro se define como la relación entre el número de ciclos en este nivel y el número de ciclos antes de la falla (Ni).
Así, después de cada vuelo se calcula la vida útil del eje del rotor principal. Si no se excedió el nivel de carga máximo, entonces la vida útil del eje del rotor principal es igual al tiempo de vuelo real; si se registraron excesos del nivel de carga seguro, entonces el tiempo determinado de acuerdo con el método descrito anteriormente se suma a el tiempo real de vuelo.
Dado que siempre existe un procedimiento de medición necesario para obtener información confiable para cada característica de diagnóstico, entonces, en consecuencia, también es necesario tener en cuenta los errores de medición inevitables para cada característica de diagnóstico. Entonces la decisión de exceder o no exceder sus valores límite también debe tomarse teniendo en cuenta la tolerancia superior (o inferior) de la región de estados límite.
Debe establecerse un determinado valor límite σ PR, cuyo exceso conlleva el rápido agotamiento de la vida a fatiga del eje del rotor y su posible destrucción en el tiempo de vuelo posterior. Dado que este parámetro, o signo de diagnóstico, es particularmente importante, es necesaria una indicación de su valor actual en la cabina. Denotemos como - el valor del valor medido actual σph permitido por el indicador.
El valor actual real σф se puede representar como una suma:
donde mσ es la expectativa matemática de las tensiones de flexión en la sección más cargada del eje del rotor principal en el modo de vuelo considerado, Δσ es la desviación del valor real σф de su expectativa matemática.
Descripción de la invención
Determinación práctica de parámetros que afectan el nivel de carga del eje.
1. Se llevó a cabo un experimento de vuelo en un helicóptero con diseño ANSAT de un solo rotor, durante el cual se midieron los valores de las cargas de flexión en un período de tiempo específico utilizando una galga extensométrica instalada en el eje del rotor principal. La dependencia experimental σ fuente (t) se muestra en la Fig. 1 (curva 1). Esta dependencia se obtuvo en un modo de vuelo típico, incluidos los siguientes modos:
a) Flotando (incluidos los giros mientras está flotando)
segundo) aceleración
c) Bajas velocidades cerca del suelo
d) Subir
e) Vuelo horizontal a diferentes velocidades.
e) Vueltas
g) Planificación motora
h) Frenado
Durante el vuelo, utilizando equipos estándar de control de helicópteros, se midieron a lo largo del tiempo los siguientes parámetros de trayectoria.
1. Velocidad, unidad km/h.
Fue medido por el dispositivo “Indicador de velocidad USVITs-350 con salida digital”. El error al emitir una señal digital de la velocidad actual indicada en condiciones climáticas normales a los valores nominales de las señales de entrada no supera los ±6 km/h.
2. Altura, unidad de medida m.
Medido por instrumentos:
- “Indicador de altitud VMC-10” - altímetro mecánico con salida digital. Error al emitir una señal digital de altitud relativa de vuelo, variación en las lecturas cuando la presión atmosférica configurada en el medidor es de 760 mm Hg. (1013 hPa) en condiciones climáticas normales, dependiendo de la altitud, es: de ±10 m (a una altitud de Ohm) a ±30 m (a una altitud de 6000 m);
- “Radioaltímetro A-053-05.02”: una estación de radar a bordo con emisión continua de ondas de radio de frecuencia modulada. El error en la medición de la altitud al volar sobre cualquier superficie lisa (como una pista de aterrizaje) con una velocidad horizontal de hasta 120 m/s y una velocidad vertical de no más de 8 m/s en ángulos de balanceo y cabeceo de hasta ±20°. en el rango de altitud de 0 a 1500 m es 95% mediciones de altura, m: salida digital 0,45 o ±0,02N (lo que sea mayor).
3. Ángulo de balanceo y ángulo de cabeceo del helicóptero, grados.
Se mide mediante el dispositivo indicador de actitud AGB-96D: produce señales del balanceo y cabeceo del helicóptero. El error del indicador de actitud en balanceo y cabeceo sobre una base vibratoria no es superior a ±2,5°.
4. Posición de los controles, unidad de medida grados.
Se mide mediante el dispositivo “Sensores potenciométricos de posición de dos canales de elementos de control DP-M”. Error de medición ±30".
5. Posición de los eslabones de salida (varillas) de los accionamientos de dirección (ángulos de inclinación del plato cíclico en dirección longitudinal y transversal) RP-14, mm.
Se mide mediante el dispositivo “Sensores potenciométricos MU-615A serie 1”. Error de medición del ángulo en condiciones normales: ±2% del rango de medición nominal.
6. Velocidades angulares, rad/s.
Se mide con el dispositivo "Bloque de sensores de información primaria BDPI-09": proporciona información sobre las proyecciones de los vectores de velocidad angular y aceleración lineal.
Las figuras 2-7 muestran las dependencias del voltaje en el eje del rotor principal de los parámetros medidos. La lista de parámetros dados no se limita a los parámetros dados y depende del helicóptero específico.
Durante el experimento, se midieron los siguientes parámetros a lo largo del tiempo:
σ(t) - el valor de la tensión de flexión a lo largo del tiempo, medido con una galga extensométrica en el eje,
Dprod(t) - ángulo de inclinación del plato cíclico en la dirección longitudinal,
Dpop(t) - ángulo de inclinación del plato cíclico en la dirección transversal,
Dosh(t) - paso general del rotor principal,
V(t) - velocidad del helicóptero,
f t (t) - ángulo de cabeceo del helicóptero,
f a (t) - ángulo de balanceo del helicóptero.
Se determinan los coeficientes de correlación para cada parámetro.
Todos los parámetros (coeficiente de correlación >0,2) se seleccionaron como significativos y se construyeron curvas de aproximación para ellos y se compilaron ecuaciones para cada punto temporal y para cada parámetro:
Según los parámetros significativos seleccionados, la fórmula final toma la forma:
Los coeficientes A1, A2, A3, A4, A5, A6 se encontraron resolviendo la ecuación matricial:
Los valores de tensión de flexión calculados se muestran en la Figura 1 (curva σ calc (t)).
El método propuesto permite evaluar el nivel de carga del eje NV en cualquier momento durante su operación de vuelo. Basado en el uso de medios estándar para monitorear los parámetros de vuelo del helicóptero, le permite determinar el nivel de tensiones de flexión durante todo el tiempo de vuelo, usarlo para registrar las restricciones de vuelo e informar a la tripulación sobre el exceso del nivel de carga permitido, así como determinar la vida residual.
1. Un método para determinar en vuelo las tensiones de flexión en el eje del rotor principal de un helicóptero con un cubo de rotor con barra de torsión, incluida la medición durante todo el tiempo de vuelo mediante medios estándar para monitorear el rendimiento del vuelo del helicóptero, calculando las cargas en el eje principal. eje del rotor utilizando un modelo matemático y señalización en caso de su superación, caracterizado porque de entre las características de rendimiento de vuelo medidas, se seleccionan y sistematizan parámetros significativos que tienen un impacto directo en el nivel de carga del eje del rotor, aproximando funciones de parámetros significativos. se determinan para determinar la función final de la dependencia de las tensiones en el eje del rotor σ(t) de los parámetros seleccionados de las características de rendimiento del vuelo, los valores absolutos de las tasas de cambio en los ángulos de rotación del plato cíclico en el A la función final se le suman las direcciones longitudinal y transversal:
2. Método para determinar las tensiones de flexión en vuelo en el eje del rotor principal de un helicóptero con un buje de rotor con barra de torsión según la reivindicación 1, caracterizado porque para determinar la importancia de los parámetros de rendimiento del vuelo se tienen en cuenta las dependencias de las tensiones en el rotor principal. Se trazan los parámetros seleccionados del eje y se calculan los coeficientes y se evalúan las correlaciones.
3. Método para determinar las tensiones de flexión en vuelo en el eje del rotor de un helicóptero con buje de rotor con barra de torsión según la reivindicación 2, caracterizado porque el significado de los parámetros se determina mediante el valor del coeficiente de correlación >0,2.
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