Посвящается
100-летию со дня рождения
Михаила Леонтьевича Миля
“Один человек создать вертолет не может - слишком сложное дело.
Для этого нужен коллектив единомышленников -
мощное конструкторское бюро”.
ВЕРТОЛЕТЫ

Труды

Опытно-конструкторского
бюро

Московского вертолетного
завода имени М.Л. Миля

Под редакцией генерального конструктора
АТ- Самусенко

Москва
“Машиностроение”
“Машинист роение-Полет” • 2010
УДК 629.7

ББК 39.54
В 35

Авторы: М.Л. Миль, А.В. Некрасов, Л.И. Гродко, Л.Г. Саму-
сенко, Ю.С. Александрии, Ю.В. Березовский, А.С. Браверман,
АП. Вайнтруб, С.А. Голубцов, В.Д. Григорьев, М.А. Грингауз,
CJO. Есаулов, А.А. Загордан, Т.В. Ивакова, В.А. Ивчин, Г.Р. Ка-
рапетян, И.И. Клсванцев, АМ. Климов, Г.Г. Лазарев, Ю.А Мяг-
ков, П.С. Павленко, М.Г. Рождественский, С.В. Салтыков,
К.Ю. Самсонов, В.П. Тимохин, Н.И. Чалов, О.Л. Чсрток,
Е.В. Яблонский

Вертолеты: Труды ОКБ МВЗ им. М.Л. Миля /Кол. авторов
В 35 под ред. А. Г. Самусенко. М.: Машиностроение / Машино-
строение — Полет, 2010. 392 с.

ISBN 978-5-94275-519-5

Настоящая книга - сборник научных работ сотрудников Опытного кон-
структорского бюро, создающего вертолеты марки "Ми". В этих статьях рас-
смотрены проблемы, возникающие при проектировании и эксплуатации
вертолетов. В сборник также включены работы основателя ОКБ - М.Л. Ми-
ля и его последователей, до сих пор имеющие практическое значение.

Для инженеров и научных работников заводов, КБ, НИИ и эксплуати-
рующих организаций, специализирующихся в области авиации. Книга бу-
дет полезна преподавателям и студентам авиационных вузов.

ББК 39.54

© ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля”, 2010

© ООО "Машиностроение — Полет", 2010

ISBN 978-5-94275-519-5 © ООО "Издательство Машиностроение", 2010
Предисловие

Настоящий сборник трудов посвящен 100-летию со дня рожде-
ния выдающегося ученого и Генерального конструктора вертолетов
Михаила Леонтьевича Миля.

М.Л. Миль и возглавляемый им коллектив сделали отечественное
вертолетостроение практической технологией, включающей проекти-
рование (с созданием собственной школы), постройку и испытания
опытных образцов, запуск в крупномасштабное серийное производст-
во и сопровождение его разработчиком, доводку и модернизацию, раз-
работку модификаций в процессе серийного производства, сопровож-
дение эксплуатации парка, насчитывающего тысячи машин.

Были разработаны одиннадцать типов вертолетов в самом широ-
ком диапазоне грузоподъемности и назначения, из которых девять
запущены в серийное производство (в том числе легендарный
Ми-8, который, как образец отечественной продукции, смело
можно ставить в один ряд с автоматом Калашникова).

Самый грузоподъемный вертолет в мире В-12 стал вехой в разви-
тии мирового вертолетостроения.

Тысячи серийно выпущенных машин нашли широкое примене-
ние и в вооруженных силах, обеспечив аэромобильность войск, и в
гражданской авиации страны, став единственным транспортом для
многих удаленных и труднодоступных регионов.

Страна завоевала серьезные позиции на мировом рынке вертолетов.

Создание М.Л. Милем и его соратниками практического верто-
летостросния имело для страны стратегическое значение — вертоле-
ты "Ми" стали определять в государственном масштабе обороноспо-
собность, энергетическую безопасность, развитие вертолетной
транспортной инфраструктуры, экспортный потенциал страны на
много лет вперед.

И сегодня этой технологией располагает крайне ограниченное
число стран, а ряд стран, уже имеющих свои космические програм-
мы, так и не достигли заметных успехов в разработке вертолетов.

Сохранение школы проектирования, созданной М.Л. Милем,
должно стать внутрио'граслевым приоритетом. Условием сохране-
ния школы должны стать новые разработки.

Данный сборник возобновляет традицию издания научных тру-
дов, зародившуюся еще при Михаиле Леонтьевиче. Хочется наде-
яться, что это является символом преодоления кризисного состоя-
ния отрасли в последние десятилетия.

Генеральный конструктор	А.Г. Самусенко
К работе "Экономичность авиационной техники

Работа Михаила Леонтьевича Миля "Экономичность авиационной
техники" была издана в виде брошюры на ротапринте МВЗ, а также
опубликована в журнале "Авиация и космонавтика" в 1965 г.

Работа была написана в период расцвета деятельности ОКБ, когда
создавались такие вертолеты, как Ми-2, Ми-8, Ми-14, Ми-24, роль
которых в истории вертолетной техники трудно переоценить. С тех
пор прошло 45 лет, однако эта работа Михаила Леонтьевича, о кото-
рой сегодня не знают многие авиационные специалисты, не потеряла
актуальности.

Роенные и гражданские заказчики, из самых лучших побуждений,
часто стремятся включить в новый проект все, что только возможно.
Каждый специалист в своей области считает своим долгом продви-
гать "свою" часть на максимальном уровне. Происходит некоторое со-
ревнование: "кто больше". Такая несдержанность приводит к появле-
нию недостаточно обоснованных требований к новому летательному
аппарату.

Одним из главных выводов, сделанных М.Л. Милем, является пагуб-
ная роль легкого отношения к дополнительным, далеко не первоочеред-
ным элементам, появляющимся в требованиях к вертолету. В своей
статье Михаил Леонтьевич показал, что каждый килограмм дополни-
тельного первичного перетяжеления приводит к увеличению взлетной
массы разрабатываемого вертолета более чем на три килограмма!

Этот вывод Миля должен как лозунг висеть в каждой комна-
те и у заказчиков, и у разработчиков!

Не вредно напомнить, что этот вывод сработает и в гонке за ско-
рость: жесткие винты, применение дополнительных источников про-
пульсивной силы, желание летать далеко обязательно приведут к до-
полнительным "первичным " весовым затратам, которые "съедят " по-
лезную нагрузку. И этот скоростной летательный аппарат, даже с
более высоким аэродинамическим качеством, будет способен, в лучшем
случае, перевозить лишь топливо!

Вот почему работа Михаила Леонтьевича "Экономичность авиаци-
онной техники"выбрана для публикации в сборнике трудов ОКБ, посвя-
щенном 100-летию со дня его рождения.

Заместитель генерального конструктора
МВЗ им. М.Л.Миля Е.В. Яблонский.

2009 г.
ЭКОНОМИЧНОСТЬ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ

М.Л. Миль

В наше время экономические критерии все чаще применяют-
ся в народном хозяйстве. Они справедливы также по отноше-
нию к пассажирской и транспортной авиации.

Экономичность используемой авиационной техники — это ведь
не только ее конкурентность на мировом рынке, но и оборонный
потенциал страны. Мы не говорим уже о том, что экономичность
техники — это экономичность орудий труда, которая влияет на его
производительность, что само по себе не требует дальнейших пояс-
нений.

Один из наиболее органических экономических показателей лю-
бого транспортного средства, в том числе и авиации, — коэффици-
ент или процент его весовой отдачи. Мы будем понимать под этой
величиной —отношение веса груза к весу всего аппарата*.

G

Действительно, полезная работа машины пропорциональна ее
полезной загрузке, а ее собственная стоимость в значительной мере
определяется размерами и весом конструкции.

Весовая отдача выражается следующей формулой:

G g[n ' N у

^нн   Соб

G G

(1)

Каков физический смысл величин, входящих в формулу? Здесь
второй член представляет собой просто отношение веса двигателя и
горючего к весу аппарата дв -——, выраженное через удельный вес

G

двигателя и удельный расход горючего (при заданной дальности) и
Q

нагрузку на мощность; —22- — относительный вес ненесущих эле-

’ Здесь и в других ранее опубликованных статьях сборника сохраняется приня-
тая в 1960-х годах терминология; сегодня весовой отдачей называется отношение
массы груза к массе аппарата.
ментов конструкций (таких, как фюзеляж, шасси); —— — относи-

G

Q

тельный вес оборудования, а — — относительный вес несущих эле-
ментов крыла и оперения у самолета или системы несущего винта
вертолета. Рассмотрим множитель -fm, написанный нами у этого
слагаемого.

гг	GS	л

Пусть т = — — масштаб увеличения веса каждого последующе-
го, большего по весу, самолета или вертолета по отношению к пре-
дыдущему. Тогда, действительно, относительный вес крыла или
винта, способного перевозить заданный вес (очевидно, при одина-
ковом уровне конструирования, производства и запасов прочно-
сти), оказывается пропорциональным -Jm. Абсолютный вес крыла
или несущего винта при равной нагрузке на площадь пропорциона-
лен кубу его линейных размеров, а его подъемная сила, увы, лишь
квадрату их.

Для лопастей несущих винтов, более подобных обычно, чем кры-
лья самолетов, это хорошо известно из статистики:

(7ЛОП = K\D3.

Вес вертолета

Следовательно,

G = K2D2.

г	G2

Если мы теперь напишем — =т и найдем относительный вес

несущей системы для двух вертолетов или самолетов, то окажется,
что



Из выражения (1) можно сделать интересные выводы.

Начнем хотя бы с того, что первый полет самолета оказался воз-
можным только тогда, когда относительный вес авиационного дви-
гателя и минимального запаса горючего на одну лошадиную силу
стал достаточно малым для того, чтобы развиваемая подъемная сила
оказалась на величину веса пилота больше, чем вес крыла, несущих
деталей и самой двигательной установки. А следующий, уже двух-
местный, значит, больший по размерам и весу аппарат появился не
ранее того момента, как был создан еще более совершенный по весу
и экономичности двигатель.

И так пошло дальше, с каждым новым достижением в грузоподъ-
емности или дальности самолетов или вертолетов. Продвижение
вперед в этом отношении оказывалось возможным лишь за счет
снижения удельного веса и повышения экономичности двигателей.

Мне возразят, что это могло быть достигнуто и за счет повышения
культуры конструирования ненесущих элементов и оборудования.
Естественно, что одновременно идет и этот процесс — появляются
новые материалы, уточняются и снижаются запасы прочности, что

Q

дает возможность уменьшить величину —— и, следовательно, повы-

Grp

сить величину —L , а также увеличить грузоподъемность и дальность.
G

Или же, сохранив какое-то экономически приемлемое значение ве-
совой отдачи, перейти в следующую, более высокую весовую катего-
рию — создать больший по размерам и грузоподъемности самолет.

Если оставаться на заданном уровне металлургии, прочности и
двигателестроения, то окажется, что размерность самолетов и вер-
толетов имеет свой предел.

Так произошло в природе. Вес, как и объемы, животного растет
пропорционально кубам, а сопротивление грунта — лишь квадратам
линейных размеров. У слона площадь ног уже практически занима-
ет всю проекцию "фюзеляжа". Очевидно, не случайно мамонты —
более тяжелые, чем слоны, — с отступлением обледенения в Европе,
т.е. с понижением прочности грунтов, оставили утонувшими в бо-
лотах многих своих сородичей.

Еще в 1939 г. академик Б. Юрьев пришел к выводу, что увеличе-
ние мощности двигателя для вертолета свыше 300 л.с. уже не приво-
дит к абсолютному увеличению полезной нагрузки. Действительно,
по техническому уровню того времени вес винтов, редукторов и все-
го аппарата в целом увеличивался с повышением мощности быст-
рее, чем возрастала подъемная сила.

Для вертолета Ми-4 вес несущей системы составляет 15 % от по-
летного веса. Если увеличить этот аппарат до размеров вертолета
Ми-6, который почти в шесть раз тяжелее, то вес несущей системы
станет значительно больше и на долю полезной нагрузки (состав-
ляющей у Ми-4 также 15 %) ничего не останется.
Подобного не произошло лишь потому, что применение значи-
тельно более легких турбовинтовых двигателей позволило повысить

N

энерговооруженность — и потому увеличить нагрузку на ометае-
G

мую площадь и окружную скорость, благодаря чему винт стал отно-
сительно меньше. Если бы кто-либо пытался создать Ми-6 на базе
поршневых двигателей (уровня двигателей вертолета Ми-4), то раз-
ница в весе двигательной установки составила бы не менее 5 т, не
говоря уже о более тяжелой несущей системе. Такой вертолет не
смог бы летать даже пустой.

Создание сверхтяжелых и дальних самолетов было возможным и
до качественного скачка в двигателестроении, т.е. во времена порш-
невых двигателей. Объясняется это тем, что с увеличением мощно-
сти удельные веса и расходы горючего двигателей систематически
снижались. Что же касается нагрузки на площадь крыльев, то она
постоянно увеличивалась (ценой увеличения взлетной дистанции),
т.е. крылья становились относительно легче, а расчетные перегруз-
ки постепенно снижались.

Переход к более легким газотурбинным двигателям открыл но-
вые возможности в рациональном увеличении размеров вертолетов
и самолетов. На самолетах это пока еще так ярко не сказывалось:
из-за относительно больших расходов горючего на ТРД общий вес
двигателей и горючего пока еще не так существенно уменьшился.
Но рано или поздно произойдет сдвиг и в этом направлении, неда-
ром все чаще в зарубежной печати начинают поговаривать о самоле-
тах на 500...600 пассажиров.

Таким образом, невозможно дальнейшее развитие авиации как
количественное (по размерам), так и качественное — по весовой от-
даче — без дальнейшего совершенствования двигателей по удельно-
му весу и экономичности.

Из выражения (1) можно сделать и другие, не менее интересные
выводы. Очевидно, нельзя удвоить полезную нагрузку простым
сдваиванием силовых установок наиболее крупного из освоенных в
стране вертолетов. Рассмотрим теперь, какой ценой могут выпол-
нить одни и те же тактико-технические требования два конструкто-
ра, располагающие двигателями с одинаковой мощностью, но с раз-
личными удельными весами или экономичностью.

Подъемная сила, или тяга, несущего винта, которая может быть
приравнена весу, определяется по формуле

2

т = G =(33,25 ^r\NDy .	(2)
Здесь £, — коэффициент, учитывающий потери мощности в
трансмиссии и на охлаждение редуктора и двигателя, а ц — аэроди-
намический коэффициент полезного действия винта на режиме ви-
сения.

Вес летательного аппарата с более тяжелым двигателем (или так-
же и большим потребным весом горючего) при равной полезной на-
грузке и мощности получится большим. Решить поставленную зада-
чу конструктор сможет лишь за счет большего диаметра несущего
винта, чем выберет его коллега.

Для самолета эта задача решается конструкторами совершенно
аналогично. Действительно, полагая равными критические скоро-
сти (определяющие длину разбега и пробега)

при равном уровне аэродинамического совершенства обоих самоле-
тов, мы убеждаемся, что самолет большего веса (за счет более тяже-
лой двигательной установки и горючего) должен будет иметь боль-
шую площадь крыла. А это означает, что весовая отдача самолета
будет ниже.

Мы уже упоминали о том, что больший по абсолютному весу ле-
тательный аппарат имеет в -J~m раз относительно более тяжелую не-
сущую систему. Помимо этого, при расчете прочности фюзеляжа и
шасси, вес которых пропорционален полетному весу, конструктор
также будет учитывать вес аппарата, больший не только на величину
исходной разницы веса двигателей, но и за счет большего по разме-
рам и более тяжелого относительно крыла или винта. При расчете
размеров последнего конструктору в свою очередь придется учиты-
вать разницу в весе горючего, также пропорционального взлетному
весу.

Эта взаимозависимость учитывает следующее уравнение:

G2 = niGl = Grp +бдВ) + Go6i +(ДбдВ + Д(7об)+

з

+ ((7НН + Grop) mG{ + GBm2 Gt.	-	(4)

Здесь по условию вес груза одинаков для обеих машин, а вес дви-
гателя и оборудования принимается по лучшему, высшему техни-
ческому уровню.
Для удобства обозначим

G гр + ^дв1 +
G\

Действительно, конструктор аппарата может рассматривать всю
величину aG\ как заданную ему нагрузку, влиять на величину кото-
рой он не может. С другой стороны, вес ненесущих деталей уже оп-
ределяется полным полетным весом аппарата, запасом прочности,
материалами и умением конструктора. Вес горючего также пропор-
ционален полному полетному весу. Что же касается веса несущей
системы, то он возрастает в более сложной степени, так как от абсо-
лютной величины полетного веса зависит и относительный вес.

Величину относительного перетяжеления двигателя и оборудова-
ния обозначим как

Тогда, преобразовав, получим уравнение

з

GBw?2 -(1 -Gmi -Grop)m +а +b =0,	(5)

которое несложно решается численно. Нас интересует отношение
приращения взлетного веса всего аппарата к величине исходного
перетяжеления двигателя или оборудования, т.е.

AG _ т -1

ДСдв +AGrop b

Эта зависимость показана на рис. 1 (для современного вертолета
грузоподъемностью 8... 10 т).

Из графика следует, что каждый килограмм перетяжеления дви-
гателя или оборудования или лишний килограмм необходимого для
заданной дальности горючего приводит к увеличению взлетного ве-
са вертолета почти на 4 кг. Для ясности изложения мы пренебрегаем
возможным увеличением нагрузки за счет большего исходного запа-
са топлива, обусловленного меньшей экономичностью двигателей.
Приближенно эту разницу можно рассматривать так же, как увели-
чение веса самого двигателя.

Вес трансмиссии в данном расчете мы относим к весу ненесущих
деталей. На самом же деле вес трансмиссии не остается постоян-
Рис. 1. График изменения отношения при-
ращения взлетного веса вертолета к вели-
чине исходного перетяжеления двигателя
или оборудования.

Расчетные данные: G№ =0,08; (7гор = 0,15;
(7о6 = 0,06; _ Странс = 0,112; GH„ = 0,25;

G, = 0,18;	=0,168

ным, а при переразмеривании вертолета дополнительно возрастает.
Так, для среднего вертолета суммарное перетяжеление двигателя и
исходного горючего на 400...500 кг приводит к увеличению взлетно-
го веса машины (с максимальной грузоподъемностью в 3 т) на 1,5 т.

Созданный вторым конструктором вертолет или самолет с более
тяжелым двигателем тактически равноценен первому, так как при
равной установленной мощности имеет равную грузоподъемность,
дальность и взлетную дистанцию. Однако экономически они не
конкурентоспособны. Один из них тяжелее, а следовательно, доро-
же не только в производстве, но неминуемо и в еще большей степе-
ни в эксплуатации (за счет более высокой стоимости амортизации и
большего расхода топлива).

Теперь понятно, почему некоторые вертолеты имеют большие
диаметры несущих винтов, чем аналогичные по классу вертолеты,
использующие двигатели с более высокими экономическими пока-
зателями.

Очевидно, тщетно ожидать создания более экономичной транс-
портной машины, базирующейся на менее экономичном по весовой
отдаче и расходу топлива двигателя.

* * * *

Желание иметь более универсальную или более простую в экс-
плуатации авиационную технику, направленное, казалось бы, на ее
улучшение и повышение боеспособности, в действительности в ря-
де случаев идет вразрез с соображениями экономичности и в конеч-
ном счете приводит к обратным результатам.

При нормальном полетном весе летательный аппарат имеет нор-
мированную расчетную перегрузку и заданные летные данные. При
максимальном, или перегрузочном, весе обеспечена его безопасная
эксплуатация и не ограничивается дополнительно срок службы.
Однако запас прочности несколько ниже, что заставляет в большей
мере учитывать условия полета. Кроме того, некоторые летные дан-
ные самолета или вертолета могут быть ниже заданных. Но зато его
экономические показатели при этом всегда выше. За те же средства
одновременно перевозится больший груз.

Должны ли самолеты и вертолеты Аэрофлота иметь помимо нор-
мального полетного веса максимальный? На наш взгляд, безуслов-
но. Что же получается на практике? Почти 10 лет сотни вертолетов
Ми-4 эксплуатируются в Гражданском воздушном флоте. Для них
установлен только один нормальный полетный вес. Они перевозят
всегда почти на одну четверть меньше груза, чем большая часть их
собратьев, которая несет другую службу.

Как же быть с вновь проектируемыми машинами? Если конст-
руктор запишет в качестве нормального максимальный груз, кото-
рый может поднять вертолет, то он персразмерит машину, т.е. винт
или крылья, фюзеляж и шасси будут рассчитаны на большую на-
грузку, и вес пустого аппарата станет больше. Вертолет или самолет
будет больше расходовать горючего, чем если бы он был спроекти-
рован в расчете на некоторую повседневную нормальную нагрузку.
Между тем аппарат, спроектированный на нормальную нагрузку, в
некоторых благоприятных условиях (соответствующая наружная
температура, ветер, рельеф) и при особых обстоятельствах мог бы
вполне безопасно и без ограничений перевозить и больший макси-
мальный груз.

Теперь ясным становится и вопрос о включении в вес пустого ап-
парата веса всего оборудования.

В ряде стран в вес пустого аппарата включается лишь вес такого
оборудования, без которого полет невозможен. Нам это кажется за-
кономерным. Едва ли разумно в технические условия стремиться
записывать как можно больше различного оборудования в расчете
на какие-либо особые обстоятельства. В результате происходит пе-
реразмеривание и увеличение веса пустого аппарата и дополнитель-
ное его удорожание.

Гораздо разумнее предусмотреть возможность установки такого
оборудования сверх нормального веса или в счет нагрузки. Так
можно снизить установленную мощность на одного пассажира,
снизить вес пустого аппарата и расход горючего на одну тонну груза.
Это важные показатели. Они определяют на мировом рынке конку-
рентоспособность транспортной авиационной техники.

Должна ли считаться максимальной только такая мощность дви-
гателя, которую он способен развивать на заданной высоте в расчет-
ных условиях для +40°? Ведь такой двигатель способен развивать
при нормальной температуре существенно (на 10... 15 %) большую
мощность, использование которой запрещено. Зато лишний прихо-
дящийся на эту мощность вес двигателя (но только учетверенный в
весе всего аппарата) будет всегда перевозиться и оплачиваться. Не
разумнее ли оговаривать мощность, которую должен сохранять дви-
гатель при РАТУ = 40 °C, а мощность, которую он развивает, ска-
жем, при +25 °C, считать нормальной, используемой всегда, осо-
бенно в случае эксплуатации машины с максимальным взлетным
весом.

Такое решение позволило бы при использовании того же парка
машин перевезти дополнительно многие тонны грузов и притом
почти даром.

Это особенно важно для вертолетов. У самолета дело обстоит
иначе. Мощность двигателя там непосредственно не определяет
грузоподъемность самолета. При заданной крейсерской скорости
мощность не вводится в выражение для подъемной силы (прирав-
ниваемой весу).

Другое дело — вертолет. Здесь мощность непосредственно опре-
деляет вес, при котором он может оторваться от земли. Несущая
способность винта вертолета, в отличие от крыла самолета, зависит
от величины подводимой мощности. Лишние 15 % мощности, кото-
рые можно будет использовать при температуре наружного воздуха
ниже +40 °C, позволят увеличить вес на 10 %, а перевозимый груз —
в полтора раза.

* * *

Известно, что подъемная сила вертолетов при висении вблизи
земли или воды увеличивается. Благодаря отражению от земли воз-
душного потока, отбрасываемого винтом, индуктивная мощность,
потребная для поддержания единицы веса, уменьшается и тяга вин-
та при той же мощности двигателя при висении на расстоянии при-
мерно от четверти до половины диаметра винта от земли и возраста-
ет на 10... 15 %. Взлетая таким образом, вертолеты Ми-4 и Ми-6 спо-
собны длительно висеть с полным полетным весом на высоте не ме-
нее 5 м от земли, что всегда позволяет им разогнаться в воздухе и
улететь, не касаясь колесами земли.

С увеличением скорости от нуля до наивыгоднейшей потребная
мощность одновинтового вертолета монотонно убывает. Избыток
ее, используемый для разгона, все время увеличивается, и уже через
десяток секунд вертолет набирает нужную скорость полета и соот-
ветственно скороподъемность в 5...6 м/с. Ровная (с открытыми под-
ходами) площадка, необходимая для взлета и посадки вертолета при
такой загрузке, практически нс должна иметь размеры большие, чем
потребная для его размещения при стоянке на земле. Ясно, что та-
кие условия для взлета и посадки транспортного вертолета могут
быть обеспечены всегда и всюду.

Как показал многолетний опыт, вертолеты Ми-4 и Ми-6 способ-
ны при полном полетном весе взлетать таким образом без разбега в
любое время года во всех районах нашей страны, а также многих дру-
гих странах мира, в том числе азиатских и африканских. Однако ви-
сеть в воздухе неподвижно на высоте более 20...30 м они при этом по-
летном весе не могут даже при стандартных атмосферных условиях.

Для того чтобы они могли висеть, как говорят, вне влияния зем-
ли, не на воздушной подушке, их надо разгрузить примерно на 10 %
от их обычного взлетного веса или уменьшить полную нагрузку на
одну греть, а полезную почти вдвое.

Однако некоторые специалисты утверждают, что каждый новый
вертолет должен обладать способностью висеть вне влияния земли.
Зачастую в качестве нормальной они предлагают считать такую за-
грузку вертолета, которую он способен поддерживать в воздухе вне
влияния земли при неподвижном висении над уровнем моря на вы-
соте 2000 м.

Не говоря уже о том, что практически нет никакой необходимо-
сти решать такую задачу на транспортном вертолете, принятие этого
требования для вертолетов, находящихся в настоящее время в экс-
плуатации, означало бы практически повышение стоимости перево-
зок и одновременное уменьшение грузооборота наличного парка
примерно вдвое.

Как аргумент они выдвигают тот довод, что некоторые зарубеж-
ные вертолеты способны висеть вне влияния земли с нормальным
полетным весом. Правда, это относится пока лишь к тяжелым вер-
толетам продольной схемы, да и то военного назначения. Однако
вертолеты продольной схемы находятся здесь в особых условиях по
сравнению с одновинтовыми. Рассмотрим эти условия.

Индуктивная скорость вертолета продольной схемы при поступа-
тельном полете достаточно точно определяется выражением

v = 2 v
v прод * одн ’

где уодн — индуктивная скорость одновинтового вертолета с той же
нагрузкой на ометаемую площадь.

Величину v можно найти из уравнения количества движения. Ес-
ли полагать, что массе воздуха, заключенной в объеме протекающе-
го за одну секунду через площадь круга, сметаемого винтом со ско-
ростью v, придается в конечном результате скорость 2v (известно,
что скорость отбрасывания вдвое больше, чем скорость в плоскости
винта), то, приравнивая тягу несущего винта на режиме висения к
весу аппарата, формулу можно записать так:

Т = G = /н  2 v = 2я Л2 р v2.	(6)

Откуда для условий на уровне моря, обозначив через р нагрузку на
площадь, получим v = 2^p. Совершенно аналогичное выражение
уже для поступательного полета самолета пишется как

Y =G = 2п/2рИу,

где V — скорость полета, а / — полуразмах.

Предполагается, что активная секундная масса воздуха заключе-
на в объем воздуха, протекающего через круг, построенный на полу-
размахе крыла самолета, со скоростью V.

Глауэрт в 1926 г. написал такое же выражение для вертолета:

Г=(7 = 2л Яр Kv.	(7)

Откуда индуктивная скорость вертолета в поступательном полете
равна

4р
v = —.

V

Таким образом, с увеличением скорости полета индуктивная ско-
рость у моноплана или одновинтового вертолета монотонно убывает.

Однако у вертолета продольной схемы, как мы уже говорили, она
при поступательном полете вдвое больше, чем у моноплана или од-
новинтового вертолета (при равной нагрузке на площадь), за счет
вредного взаимного влияния переднего и заднего винтов, а на висе-
нии у вертолета продольной схемы такого удвоения не происходит.
Поэтому мощности, потребные для висения обоих типов вертолетов
при равной нагрузке на площадь, равны. Следовательно, в некото-
ром диапазоне скоростей, начиная от висения, индуктивная ско-
рость вертолета продольной схемы (а значит, и потребная на под-
держание мощность) должна несколько возрастать. И лишь после
достижения определенной скорости она станет дальше убывать, как
и для одновинтового вертолета. Найдем этот участок скоростей.
Приравняем индуктивную скорость висения к индуктивной скоро-
сти полета, равной удвоенной индуктивной скорости полета одно-
винтового вертолета:
Отсюда

г =4 77-	(8)

Для строгости следовало бы вместо V в выражении (7) поставить
V' = -j V2 + v2, что должно уменьшить множитель при -у[р. Кроме
того, превышение заднего винта над передним, как конструктив-
ное. так и возникающее в момент разгона за счет наклона вертолета
на нос, уменьшает вредную взаимоиндукцию. В итоге коэффици-
ент увеличения индуктивной скорости вертолета продольной схемы
по сравнению с индуктивной скоростью одновинтового вертолета
будет меньше двух. Поэтому можно полагать, что и скорости поле-
та, после достижения которых индуктивная мощность вертолета
продольной схемы будет меньше, чем на висении, станут ниже по-
лученного значения из формулы (8).

Действительно, замер этой скорости на одном вертолете про-
дольной схемы с нагрузкой 20 кг/м2 показал, что она равна 40 км/ч,
что соответствовало бы коэффициенту в формуле (8), равному 2,5.

Однако до момента достижения этой скорости, начиная от висе-
ния, погребная для поддержания мощность возрастает. Так как
влияние земли при увеличении скорости полета пропадает, то при
разгоне вертолета продольной схемы низко над землей происходит
большее увеличение потребной мощности по сравнению с режимом
висения (рис. 2). Поэтому если вертолет продольной схемы висел
над землей на полной мощности не очень высоко и лишь благодаря
влиянию воздушной подушки, то он по мере разгона будет снижать-
ся. Набрав некоторую скорость, машина неминуемо коснется коле-
сами земли с большим углом наклона вперед, что не всегда безопас-
но. Кроме того, при таком способе взлета у вертолета продольной
схемы длина разгона над землей и взлетная дистанция оказываются
в 2...3 раза больше, чем у одновинтового вертолета. Отсюда ясно,
что требование висения вне воздушной подушки для вертолета про-
дольной схемы обязательно, а для одновинтового или поперечного
не вызывается необходимостью, т.е. эти последние вертолеты могут
быть загружены значительно больше, сохранив при этом способ-
ность взлетать и садиться без разбега и пробега.

Возьмем, к примеру, сельскохозяйственный вариант вертолета
Ми-1. Его взлетный вес, рассчитанный на необходимость висеть
над садами и виноградниками (над пересеченной местностью) и ма-
неврировать на малых скоростях, составляет 2450 кг.

Между тем в ряде случаев нет необходимости висеть высоко. Вер-
толет Ми-1 может вертикально взлетать и садиться и с весом в
2700 кг, имея при этом динамический потолок не менее 3000 м.
Рис. 2. Изменение потребной и рас-
полагаемой мощностей в режиме
висения и при разгоне для вертоле-
тов продольной и одновинтовой
схем

Ясно, что для таких работ, как подкормка зерновых культур, сот-
ни вертолетов Ми-1 могли бы брать не 300 кг химикатов одновре-
менно, а 500 кг. Это увеличение производительности всего налич-
ного парка сельскохозяйственных вертолетов в 1,5 раза не требовало
бы практически никаких затрат.

* * * *

Дальнейшее развитие вертолетов и их распространение в народ-
ном хозяйстве не в меньшей мере зависят от того, что мы умеем тех-
нически, чем от того, что мы сможем экономически.
К работе "Перспективы развития
винтокрылых аппаратов "

В течение 1952—1954 гг. ОКБ занималось работами, связанными с
доводкой и развитием вертолетов Ми-1 и Ми-4. Но одновременно Ми-
хаил Леонтьевич Миль работал и над перспективами дальнейшего раз-
вития вертолетост роения. В конце 1952 г. в общих чертах появляются
предварительные компоновки — прообразы вертолета Ми-6.

Какой должна быть эта машина? Какой комплекс данных нужен
военным заказчикам и какой позволяет получить достигнутый уровень
техники ?

Логика развития концепции десантирования войск приводила глав-
ного конструктора к выводу, что армия должна будет стремиться к
независимости от дорог. Поэтому ответ на вопрос о размерности но-
вого вертолета следует искать в размерном ряду наземных транс-
портных средств, которыми пользуются войска и которые необходимо
перебрасывать по воздуху. Поскольку обычное вооружение того време-
ни, главным образом, артиллерийское, перевозимое тягачами, по весу
было близко к весу самих тягачей, то размеры грузовой кабины и де-
сантная нагрузка вновь проектируемого вертолета должны были опре-
деляться габаритами и весовой категорией самоходной установки и
тягачей.

Таким образом, М.Л. Миль располагал вертолеты по классам в за-
висимости от наземных средств доставки. Он всегда подчеркивал, что
необходимо создавать вертолет, нужный людям. "Пустых номеров у
нас не бывает"говорил он. Действительно, из 11 типов вертолетов,
созданных ОКБ при его жизни, 9 производились серийно. В предлагае-
мом отрывке из книги "Вертолеты" издательства "Знание", 1957 г.,
М.Л. Миль изложил концепцию развития типов вертолетов, а также
вопросы увеличения их скорости и создания других типов летательных
аппаратов вертикального взлета.

Генеральный конструктор МВЗ им. М.Л. Миля
А.Г. Самусенко.

2009 г.
ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ВИНТОКРЫЛЫХ
АППАРАТОВ*

М.Л. Миль

В каком же направлении будут развиваться вертолеты? Сама
жизнь подсказывает направление развития. Народнохозяйст-
венное применение их постоянно выдвигает вопросы эконо-
мичности, т.е. повышения весовой отдачи, упрощения, а следова-
тельно, и удешевления принципиальной схемы, переход к более
прогрессивным в смысле экономики силовым установкам — повы-
шение крейсерской скорости, увеличение надежности, безопасно-
сти и ресурса.

Вопросы военного применения требуют создания вертолетов все
большей грузоподъемности, так как объекты военной техники от
тяжелых понтонов до танков нуждаются в таком транспортном
средстве, как вертолет. В этом отношении ограничения по весу за-
висят пока от инженерного искусства и эксплуатационных трудно-
стей. Одновременно ни гражданское, ни военное применение вер-
толетов не ставит проблемы максимальной скорости, высотности
или особой дальности вертолетов. Здесь нет обычного для самолето-
строения соревнования между бомбардировщиками и истребителя-
ми в скорости и высоте, нет и стратегических соображений, стиму-
лирующих повышение дальности самолетов.

Вертолет не может оторваться от воздушного противника или
вести с ним бой. Он должен быть прикрыт сверху истребителями.
Поэтому развитие вертолетов больше будет напоминать развитие
средств наземного транспорта.

Можно полагать, что в ближайшее время вертолеты будут в боль-
шей степени использоваться для транспортных целей, в связи с чем
установятся некоторые определенные типы или, вернее, классы ма
шин, как это имело место в автомобильном транспорте (см. табли-
цу). Только освоенные и доведенные образцы того или иного класса
будут затем приспосабливать и для выполнения различных специ-
альных задач, подобно тому, как освоенный тип автомобиля при-
спосабливается для перевозки молока или уборки улиц.

* Под этим заголовком публикуются часть раздела "Перспективы развития вер-
толетостроения” и раздел "Конвертопланы" из брошюры: М.Л. Миль. Вертолеты.
М.. Знание, 1957. 39 с.
Классы вертолетов

Ю

Тип вертолета				—к—					
								1  	
					р'й				
									
									
									
									
	Одно-, двух- местный	Двух-, трехместный	Четырех-, пятиместный	12 человек или 1,5- 2 т груза			2-3 т		
Мощность двигателя в л.с.	55-100	200-250	500-600	1500-1700			1700x2		
Взлетный вес в кг	400-600	1000-1400	2000-2500	5800-7500			13 000-16 000		
Характерные представители	Камов - Ка-10	Камов — Ка-15  Белл-47	Ми-1  S-51  Бристоль-171	Ми-4  S-58  Н-21			Як-24 S-56		
Эквивалент автотранспорта	Мотоцикл	Малолитраж- ный автомобиль	"Победа" или ГАЗ-69	Полуторка ГАЗ-63			ЗИС-150		
									
									

ВЕРТОЛЕТЫ. Труды ОКБ им. М.Л. Миля	Пер<
Конвертопланы

Многих волнует вопрос: не является ли современный вертолет
лишь переходной формой, какой послужил в истории авиации авто-
жир? Не заменят ли их в будущем какие-либо аппараты, сочетаю-
щие в себе качества вертолетов и самолетов?

Уже с первых дней успехов вертолетов возникла мысль соединить
способность вертикального взлета и посадки, достигнутую на верто-
летах, с высокой скоростью, дальностью и экономичностью самоле-
тов.

Рассматривались самые различные комбинации этих летатель-
ных аппаратов, но все они по необходимости включают и крыло, и
винт.

Между тем в последнее время появились и вертикально взлетаю-
щие самолеты, обходящиеся без всякого винта.

Расчет показывает, что сверхзвуковые самолеты, летающие со
скоростью 2 тыс. км/ч и более, имеют тягу двигателей для преодоле-
ния аэродинамического сопротивления, практически равную и да-
же большую, чем вес всего самолета. Естественно, такой самолет
может и взлететь вертикально, если его, например, поставить носом
вверх.

Таким способом может быть решена очень острая для военных
самолетов задача перехвата бомбардировщиков в местах, где нет
аэродромов. Путем временного отклонения тяги реактивных двига-
телей вниз, может быть, в будущем удастся решить проблему взлета
без пробега и для сверхзвуковых бомбардировщиков.

Но возможно ли применить такое решение для перевозки людей
и грузов на короткие расстояния порядка до 500 км, т.е. для той за-
дачи, которой служит вертолетный транспорт? Конечно, нет. И не
только из-за того, что такие громадные скорости бессмысленны на
коротких расстояниях, а из экономических соображений. Ведь на
современном истребителе, который сможет взлететь вертикально,
установлены двигатели общей мощностью примерно в 20 тыс. л.с., в
то время как вертолет того же веса может летать при мощности все-
го в 1000...1500 л.с., т.с. в 10...15 раз меньшей.

Рассмотрим, отчего зависит мощность, затрачиваемая на поддер-
жание в воздухе одного килограмма веса аппарата.

Известен закон механики, гласящий, что импульс силы равен ко-
личеству движения, т.е. развиваемая каким-либо реактивным аппа-
ратом, в частности винтом, сила равна произведению массы воздуха
на дополнительную скорость, которая этому воздуху сообщена. Но
масса воздуха, на которую воздействует винт, зависит от объема
протекающего через него воздуха, т.е. из произведения ометаемой
им площади на скорость протекания.
Этот закон в данном случае можно записать так:

Т = л R2 vp • 2v - 2л R2 р v2.

Первые три члена представляют объем; умножая его на р — плот-
ность воздуха, мы получаем массу. Член 2v представляет скорость
течения, которая придается этой массе воздуха вдали от плоскости
винта. Коэффициент 2 введен потому, что скорость отбрасывания
благодаря сжатию струи за винтом удваивается.

Таким образом, оказывается, что чем больше диаметр винта, тем
меньше должна быть сообщаемая воздуху скорость (индуктивная
скорость), потребная для поддержания веса вертолета.

Мощность же, затрачиваемая на создание силы, равняется про-
изведению силы на скорость, т.е.

N = Т v = 2л R2 р v3.

Эта формула определяет индуктивную мощность. Но на реаль-
ном винте мощность затрачивается и на преодоление профильного
сопротивления лопастей, возникающего при вращении винта.

Полагая, что отношение профильных потерь мощности к индук-
тивным при изменении диаметра винта останется неизменным, вер-
толеты одного и того же веса, но с различными радиусами винтов
будут потреблять мощность, потребную для поддержания их в воз-
духе, образно пропорционально радиусам их винтов.

Например, на вертолете при винте диаметром 20 м и двигателе
мощностью в 1500 л.с. можно поднять груз 7500 кг, а для того, чтобы
поднять такой же груз на обычном самолетном пропеллере (тяну-
щем винте) диаметром в 4 м, потребуется уже в 5 раз большая мощ-
ность.

Иначе говоря, если винт вертолета Ми-4 поднимает на одну ло-
щадимую силу -	= 5 кг/л.с., то винт диаметром в 4 м будет под-

нимать лишь 1 кг/л.с. Это является характерной величиной для тяги
самолетного пропеллера на месте, отнесенной к единице мощности
двигателя.

Подсчитаем теперь потребные мощности двигателей, которые
следовало бы установить на конвертоплане и самолете, обеспечи-
вающих вертикальный взлет и висение над землей. Вес их примем
равным 7500 кг — таким же примерно, как у вертолета Ми-4.
Полетный вес всех аппаратов 7500 кг

Схема аппарата	Подни- маемый груз на единицу мощно- сти дви- гателя	Расход горючего на единицу тяги или мощность	Потребная тяга или мощность	Часовой расход горючего на режиме висения
di'	0,25 —	0,3 —	30 000 л.с.	9000 кг
«ь	Л.С.	Л.С.		
				
Реактивный самолет				
				
г * ’ .Йжв				
*	1 —	0,25 —	7500 л.с.	1750 кг
Конвертоплан с ново-	л.с.	Л.С.		
ротным крылом и				
обычными пропелле-				
рами				
				
	5 —	0,25 —	1500 л.с.	375 кг
	Л.С.	Л.С.		
Вертолет				

При переводе реактивной тяги двигателей в условную мощность
в лошадиных силах принималась скорость 300 м/с по формуле

TV _ 7500 • 300

75	75

= 30000 л.с.

Из этого расчета видно, что вертикально взлетающий с помощью
реакции двигателей или обычных винтов самолет не может быть
пригодным для подъема и перевозки грузов. Более рациональным
будет комбинированный аппарат, имеющий для вертикального
взлета и посадки большой несущий винт того же диаметра, что и
вертолет.
Схема такого аппарата наиболее логично представляется "Рото-
дайном" Фэйри, опытный экземпляр которого строится сейчас в
Англии. Здесь большой ротор для вертикального взлета и посадки
приводится в движение от двигателей, которые в горизонтальном
полете переключаются на тянущие винты. Полет осуществляется
как на автожире: значительную долю подъемной силы создает кры-
ло и лишь небольшую долю несет винт.

Работа над "Ротодайном" Фэйри ведется уже три года. Даже в
случае удачи такой схемы ясно, что небольшой выигрыш в скорости
по сравнению с обычным вертолетом (порядка 100 км/ч) покупается
здесь дорогой ценой потери грузоподъемности.

Обычно крыло самолета весит 15 % от полетного веса, не менее
10...15 % весит и несущий винт с приводом и управлением. На та-
ком аппарате должны быть две автономные несущие системы.

На взлете и посадке крыло и оперение ничем не могут помочь
винту, а на максимальной скорости крыло несет большую часть на-
грузки. Лишний вес второй несущей системы надлежит вычесть из
полезной нагрузки, которая как у вертолета, так и у самолета со-
ставляет от силы 35...40 %. Таким образом, полезная нагрузка любо-
го конвертоплана составит в лучшем случае половину нагрузки вер-
толета той же мощности.

Коэффициент полезного действия несущего винта как движите-
ля больше, чем КПД пропеллера. Несущий винт позволяет созда-
вать подъемную силу с меньшей затратой горючего, потребляемого
двигателем. Можно утверждать, что добавление вспомогательных
двигателей с тянущими винтами или переключение части мощности
двигателей на тянущие винты, с целью перехода на менее нагружен-
ные режимы несущего винта или на режим авторотации, не повы-
сит ни экономичности вертолета, ни его крейсерской скорости. Не-
значительное увеличение скорости на транспортном вертолете не
имеет большого значения.

В отдельных случаях, когда экономика не является решающим
фактором, будут применяться всякого рода комбинированные схе-
мы, например вертолеты "Ротодайн" Фэйри, предназначенные для
линии Париж — Лондон.

Рассматривая вопрос о скорости полета, следует иметь в виду,
что вертолет обычной схемы таит в себе большие, до сих пор не ис-
пользованные возможности повышения максимальной скорости.
У большинства современных вертолетов максимальная скорость,
а зачастую, и крейсерская скорость на высоте ограничены не мощ-
ностью двигателей, а явлениями срыва обтекания на части лопасти,
движущейся по направлению потока, где возникают большие углы
атаки. Целый ряд средств, таких как отсос и сдув .пограничного
слоя, механизация профиля и другие, еще ждут своего применения
для значительного повышения скорости полета вертолетов.

Эти несложные соображения позволяют нам думать, что для за-
дачи транспортирования людей и грузов на небольшие расстояния
(до 500 км) наиболее рациональной машиной есть и надолго оста-
нется вертолет, примерно в том виде, каким мы его имеем сегодня.
БОКОВАЯ БАЛАНСИРОВКА,
УПРАВЛЯЕМОСТЬ И УСТОЙЧИВОСТЬ.
ДВУХВИНТОВЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ
ПОПЕРЕЧНОЙ СХЕМЫ*

М.Л. Миль

Введение

Вертолет с поперечным расположением несущих винтов был
впервые предложен в СССР профессором Б Н. Юрьевым**. Первый
вертолет, совершивший полеты продолжительностью больше часа
со скоростью порядка 150 км/ч, устойчивый и управляемый на-
столько, что выполнял полеты на арене закрытого пирка в присут-
ствии сотен зрителей, и ознаменовавший в истории всртолетострос-
ппя начало этапа практического применения этого типа летатель-
ных аппаратов, был построен по поперечной схеме. 3toi вертолет
FW-61 был сконструирован профессором Генрихом Фокке в 1937 г.
Фирма Фокке-Агслис, прекратившая свое существование в 1945 г. в
связи с поражением Германии в воине, успела создать еще один
удачный вертолет но этой же схеме — FA-233, строившийся в серии
на заводах Германии, а затем, уже после войны, - во Франции.

В 1939—1941 гг. в СССР профессор Н.П. Братухин построил вер-
толет поперечной схемы с двигателями, расположенными пол несу-
щими винтами. Руководимое им ОКБ в период до 1951 г. создало
пять различных типов вертолетов ("Омега",. Г-3, Г-4, Б-5 и Б-11)
этой же схемы. Все они летали. Позднее по поперечной схеме были
построены также вертолеты фирм Плстг-Ле- Пейдж и Мак-Доннел в
США, которые практического успеха не имели Все эти девять раз-
личных вертолетов поперечной схемы, построенные в 1937—
1952 гг., имели направление вращения винтов от фюзеляжа наружу
или, как принято обозначать по аналогии со стилем плавания, на-
правление типа "брасс".

В период 1952—1958 гг. вертолетов или винтокрылов поперечной
схемы в мировой практике нс существовало.

' Текст печатается по "Техническому отчету" № 7 МВТ за 1970 г.

" В 1926 г. разрабатывался проект вертолета, была построена его модель, модель
винтов прошла испытания в аэродинамической трубе.
Возродил эту схему Н.И. Камов, построивший в 1958 г. винто-
крыл Ка-22. При этом он выбрал обратное направление вращения
винтов типа "баттерфляй". Были построены четыре экземпляра вин-
токрылов этого типа, на двух из которых было проведено большое
количество полетов. Однако обе машины, одна в 1962 г., а другая в
1964 г., потерпели серьезные летные происшествия, аналогичные по
характеру и по исходному режиму полета, истинные причины кото-
рых нс были установлены. В результате работ ы над эт им типом вин-
токрыла были прекращены.

Проектируя новую машину В-12 также по поперечной схеме, мы
выбрали, из соображений балансировки, управляемости и устойчи-
вости, направление вращения винтов типа "брасс", поскольку семь
предшествующих удачных типов вертолетов поперечной схемы (ис-
ключая Ка-22) не имели, насколько нам известно, существенных за-
труднений и, во всяком случае, летных происшествий, связанных с
управляемостью и устойчивостью.

Однако некоторые научные работники настойчиво предлагали
выбрать обратное направление вращения винтов (как на винтокры-
ле Ка-22). Так возник вопрос о том, какими соображениями следует
руководствоваться при выборе направления вращения винтов.

В технике часто бывает так, что глубоко думает обо всех аспектах
решения новой задачи только первооткрыватель. Далее удачная и
проверенная схема находит себе сотни последователей и подража-
телей, которым уже нет необходимости представлять все аспекты
проблемы Поэтому очень интересно было бы узнать, какими сооб
ражениями руководствовался профессор Фоккс, выбравший это на-
правление первым.

По счастливой случайности, спустя почти 30 лег после первого
полета вертолета FW-61 Фоккс, автору этих строк довелось во время
Парижского авиационного салона в 1965 г. встретиться с 67-летним
шеф-нилотом фирмы Фокке Францем Боде. Он оказался в составе
авиационной делегации ФРГ, пришедшей осматривать советские
вертолеты. Франц Боде, во время нашей встречи работавши!! инст-
руктором в вертолетной школе, как оказалось, испытывал этот пер-
вый и последующие вертолеты Фокке.

На вопрос о соображениях по выбору направления вращения он
ответил просто — "так, чтобы получался координированный разво-
рот", т.е. чтобы рыскание, возникающее при крене, было направле-
но в сторону крена. Л на вопрос о недостатках схемы упомянул о не-
достаточной устойчивости при полете на малых скоростях вблизи
земли (вследствии влияния земли на тягу и момент винтов), что
компенсировалось несколько большей высотой полета при вылете
на старт, а также о широко известном несколько большем вредном
сопротивлении этих машин из-за подкосов.
Следующим в 1939 г. выбирал направление вращения винтов
И.П Братухин; он, как это изложено в сю локюрской диссертации
в 1962 г., принял то же направление вращения винтов, что и Фоккс,
и исходил из тех же соображений: возникающий при поперечном
управлении, т.е. при создании крепа, вторичный путевой момент
(момент рыскания) должен быть направлен в сторону координиро-
ванного разворота или в сторону крена.

В советской и зарубежной литературе мы не находим обоснова-
ния в пользу выбора того или иного направления вращения винтов
у вертолетов поперечной схемы.

Насколько можно судить, при выборе направления вращения
винтов вертолета Ка-22 вопросы управляемости или балансировки
не рассматривались. Было выбрано направление типа "баттерфляй”,
так как при "брассе" идущие впереди лопасти обоих винтов прохо-
дят над фюзеляжем близко друг к другу, и поэтому возможны взаи-
модействие вихрен и пульсации давления, приводящие к ударам по
фюзеляжу. Кроме того, при "брассе" в районе крыла индуктивные
скорости винтов имеют большую величину, чем за пределами раз-
маха крыла, вследствие чего суммарные индуктивные скорости рас-
пределяются в поперечном сечении вертолета более неравномерно.
Эти соображения были основными при выборе направления враще-
ния винтов Ка-22.

После летного происшествия с первым вертолетом, в частности
по рекомендации летчика-испытателя В.В. Виницкого, второй эк-
земпляр вертолета Ка-22 был переоборудован под направление вра-
щения винтов типа "брасс"* Проведенные полеты прошли благопо-
лучно, однако они показали, что пилотирование машины на малых
скоростях было более сложным, чем при направлении вращения ти-
па "баттерфляй".

Это изменение вращения было сделано из конструктивных сооб-
ражений весьма просто — мотогондолы поменяли местами. Нс пы-
таясь улучшить динамическую устойчивость машины с направлени-
ем вращения винтов типа "брасс" (увеличение устойчивости пути,
введение компенсатора взмаха), вторично рекомендовали систему
"баттерфляй", и такое решение было выполнено. Но и вторая маши-
на с направлением вращения винтов типа "баттерфляй" также по-
терпела летное происшествие.

Требование научных работников применить направление враще-
ния винтов типа "баттерфляй" для вертолета В-12 высказывалось на
основании сравнения характеристик, касающихся частных вопро-

са это высказался и автор настоящей работы.
сов динамической устойчивости. При этом совершенно нс рассмат-
ривались вопросы управляемости машины на всех режимах полета.

Однако как раз управляемость вертолета на всех режимах полета
при направлении вращения типа "баттерфляй" не может быть обес-
печена, а динамическая устойчивость при "брассе" может быть обес-
печена удовлетворительно.

Балансировка

Рассмотрение вопроса устойчивости и управляемости мы начнем
с балансировки, т.е. с условий равновесия момента вертолета в уста-
новившемся полете. Такая последовательность выбрана нами не
случайно, так как рассматривать устойчивость и управляемость
имеет смысл только при условии, что вертолет или любой другой
летательный аппарат вообще может быть сбалансирован.

Кроме того, основные соображения об устойчивости и управляе-
мости вертолета могут быть сделаны из рассмотрения балансиро-
вочных кривых.

Балансировке, казалось бы тривиальному вопросу для известных
схем, по которым накоплен статистический материал, обычно уде-
ляется мало внимания, особенно боковой балансировке аппаратов
симметричной схемы, где при отсутствии скольжения нс требуется
отклонения органов бокового управления. Тем не менее, у вертоле-
тов такой схемы при возможных больших углах скольжения и осо-
бенно при попадании несущего винта на режим срыва могут наблю-
даться случаи, когда даже полного отклонения органов управления
окажется недостаточно для балансировки и вертолет может потер-
петь катастрофу не из-за плохой устойчивости и управляемости, а
из-за невозможности его сбалансировать. В частности, такой случай
будет рассмотрен нами далее применительно к винтокрылу К.а-22.

Таким образом, первостепенное значение балансировки в вопро-
сах устойчивости бесспорно. Без балансировки невозможно начать
полет.

Следующим по важности вопросом является управляемость ап-
парата, обеспечивающая ему возможность перехода от одного режи-
ма полета к другому, в частности, к режиму посадки Без обеспече-
ния управляемости невозможен благополучный исход полета. На-
личие управляемости обеспечивает возможность полета при дина-
мической неустойчивости. Так, хорошо управляемый аппарат, даже
с колебательной динамической неустойчивостью, обычно положи-
тельно оценивается летчиками, так как любые отклонения в режиме
полета ликвидируются летчиком без большой затраты физической и
нервной энергии. Примером может служить находившийся в массо-
вой эксплуатации динамически неустойчивый самолет Ил-4, совер-
шавший многочасовые полеты над вражеской территории в годы
Великой Отечественной войны.

И, наконец, в заключение нами были рассмотрены некоторые
вопросы динамической устойчивости вертолетов поперечной
схемы.

Физические обоснования выбора направления
вращения винтов

На всех упомянутых выше построенных в разное время и в раз-
личных странах вертолетах поперечной схемы для управления кре-
ном было применено дифференциальное изменение шага правого и
левого винтов. Однако при увеличении и, соответственно, при
уменьшении шага на правом и левом винтах, естественно, изменя-
ется не только тяга, но и потребляемая винтами мощность, а следо-
вательно, реактивные моменты, и нарушается их взаимное уравно-
вешивание. Таким образом, при создании моментов крена возника-
ют и моменты рыскания.

Рассмотрим представленный на рис. 1 вертолет с направлением
вращения винтов типа "брасс".

Допустим, что летчик хочет накренить вертолет влево. Для этого
он увеличивает шаг и потребную мощность у правого винта и
уменьшает у левого. Реактивный момент правого винта (при на-
правлении вращения винтов типа "брасс") становится больше, чем у
левого, и стремится развернуть машину влево, т.е. в сторону крена.

Таким образом, если летчик стремится создать на машине левый
крен, он одновременно автоматически создает и левый разворот,
что и необходимо, если он желает развернуться, т.е. повернуть тра-
екторию полета машины влево или наоборот.
Рассмотрим, что бы было, если бы
летчик, создав крен, не создал одно-
временно момента, вызывающего
разворот машины в сторону крена.

На рис. 2 видно, что при крене в
плоскости полета возникает центро-
стремительная сила 6 sin у, которая
делает движение криволинейным.
Радиус разворота найдем из условия
тИ2 г .

----= Gsmy.

R

Уже через несколько секунд t на
расстоянии L =V t направление
движения изменится на угол р, кото-
рый определим из условия L = р/?.

Таким образом, поскольку вертолет
не был повернут относительно центра
тяжести и сохранил положение отно-
сительно начального курса, воздуш-
ный поток теперь будет подходить к
нему под углом скольжения р.

В результате бокового давления
воздуха на фюзеляж (и винт) возни-
кает сила

Рис. 2. Силы, возникающие при крене
(направление вращения винтов
типа "брас")



—

которая восстановит равновесие сил в плоскости движения

Gsiny = ^-^-Р,
бр

и криволинейное движение (изменение направления движения в
пространстве, к чему стремился пилот, накреняя машину) заменит-
ся опять прямолинейным, но со скольжением.

Естественно, что если путевой момент нужного знака и величины
при создании крена не возникает автоматически, летчик должен
создать его с помощью органов путевого управления.

Другое дело, если при накренении вертолета (например, при на-
правлении вращения винтов типа "баттерфляй") возникает путевой
момент обратного знака, т.е. при крене влево аппарат будет стре-
миться повертывать нос не влево, а вправо. Тогда летчик должен бу-
дет для совершения разворота влево обязательно отклонить путевое
управление влево не только на величину, необходимую для враще-
ния по траектории, но и дополнительно на величину, необходимую
для погашения "паразитного" момента

АМу

дМх

Таким образом, мощность путевого управления должна быть зна-
чительно большей, чем в первом случае.

Рассмотрим теперь, каким способом обеспечивается путевое
управление на вертолетах поперечной схемы.

На вертолетах Г. Фокке, И.П. Братухина и Н.И. Камова для путе-
вого управления используется дифференциальное отклонение рав-
нодействующих сил на левом и правом роторах.

Так, на рис. 3 показано, как в результате отклонения равнодейст-
вующей на правом роторе вперед, а на левом — назад на вертолете
возникает момент, стремящийся развернуть его влево. Нетрудно за-
метить, однако, что в случае, если этот маневр производится на ско-
рости полета, не равный нулю, изменение углов наклона равнодей-
ствующей за счет угла Д к вызывает изменение углов атаки левого и
правого винтов и соответственное изменение подъемных сил лево-
го и правого винтов, что приводит к возникновению вторичного
момента, стремящегося накренить вертолет вправо.

Парирование этого момента вызывает уже известным нам путем
дополнительно вторичный момент рыскания, также стремящийся
развернуть вертолет.

Действительно, на рис. 3 видно, что при создании момента, стре-
мящегося развернуть машину влево, она одновременно стремится
накрениться вправо.

Рис. 3. Направление вращения винтов ти-
па "брасс" (путевое управление)
Теперь, компенсируя момент крена увеличением шага на нравом
винте, мы увеличим действующий на этот винт крутящий момент.
Если выбрано направление вращения винтов типа "брасс", это вызо-
вет поворот вертолета в сторону от того винта, на котором увеличена
мощность, т.е. влево, и мы получим вторичный момент рыскания,
который сложится с тем моментом влево, который летчик первона-
чально стремился создать, т.е. улучшит эффективность управления

Таким образом, хотя при путевом управлении на вертолете попе-
речной схемы типа 'брасс" и возникает "паразитный" так называе-
мый перекрестный поперечный момент крена, который летчик вы-
нужден парировать отклонением органов поперечного управления,
в результате возникнет дополнительный путевой момент, который
увеличит эффективность путевого управления.

Если же выбрать направление вращения винтов типа "баттер-
фляй", то момент путевого управления, возникающий та счет пари-
рования перекрестного момента крена, наоборот, уменьшит мо-
мент, который летчик стремился создать первоначально.

Чем больше отклонение дифференциального управления автома-
тами перекоса потребуется для обеспечения путевого управления,
тем большая доля поперечного управления будет использована на
гашение перекрестных поперечных моментов или тем большее по-
требуется дифференциальное отклонение общего шага левого и
правого винтов.

Однако запас углов шага далеко не безграничен. Если принять
максимальное значение среднего шага винта - 14... 15°, а дифферен-
циальное отклонение Дер - 4...5°, то легко получить срыв на том
винте, где шаг увеличивается в результате управления креном, и то-
гда все описанное выше обострится в еще большей мере.

Рассмотрим этот вопрос количественно.

Расчет моментов путевого
и поперечного управления
при направлении вращения винтов
типа брасс" и ''баттерфляй'

В выбранной системе положительными вращениями являются
кабрирование, крен вправо и разворот влево (рис. 4).

Напишем уравнения путевого и поперечного моментов несущих
винтов при отсутствии скольжения (р = 0):

му = (т„ -7;.р)/),ксг| +(//Ол -я0^)у ±(Л/К11р -л/к-л); О)
— — Направление вращения типа "брасс"

—— Направление вращения типа "баттерфляй”

Рис. 4. Схема положительно-
го направления осей и момен-
тов

м, =<Т, -Т„р)у.

(2)

Пусть летчик дал левую педаль. За счет дифференциального от-
клонения автомата перекоса получим разницу в углах атаки винтов

Кр = ~А А к;

Аал = +D{ Д к.

Это вызовет изменение тяг на правом и левом винтах

ДТЛ = —А Ак;
да

Т дТ п .

АГпр = А Ак.

да

Возникает перекрестный момент вправо

ДМХ|=2—ААк-.	(3)

да 2

Для парирования этого момента необходимо увеличить шаг на
правом винте и уменьшить на левом (ручка влево):

А<р пр -_Афл;

...	. L	(4)

АЛА =-2— Аф —.

<7ф	2
Приравняем к нулю суммарный поперечный момент (от управле-
ния педалями мы стремились получить только путевой момент):

ДЛ/ГУП, = ДМг1 +ДЛ/х2 = 2 — 1), Дк—-2- 1- Дф - = 0.

х- да 2 с<р 2

Отсюда

Дф

дТ]да
д Г/5 ф

Та

0\ Дк - — D. Д к.
Т’Ф

(5)

Учитывая изменение всех сил и моментов при даче педали и руч-
ки влево, запишем изменение момента Му.

А Му = (Гп + Г„р)D, Дк - +2C-J D, к D, Дк-^- -
2 5а	2

~,дТ п L „5//() л L ydll(} L _

-2— Z). к.п Дф — +2----D Дк— - 2-----^-Дф — +

сф р 2 са 2 оф 2

_ , д Мк . ~д Мк .

+ 2-----ZX Дк-2-------- Дф

( да.	с*ф у

у'а

Подставляя Дф - - D} Дк, получим

Д Mv уПр —

7’“

М к? -------М “

7’ф

Дк. (6)

TL + //„“

Н* — L ±2

В формуле (6) перед второй скобкой для направления "брасс" на-
до принимать знак плюс.

Воспользовавшись формулой (6), сделаем расчет моментов
управления вертолета К.а-22 на режиме ц = 0,25 (см. таблицу)
ГОл = ГОпр = 16 000 кГ

Эффективность управления до режима срыва

=16000- 22.8 + 4740 - 17000 — I 22,8 ±

5(/),Дк)	<	0,91 )

(	0 37

± 2 50000 - + 2000 = 315000 ±45000.

I	0,91	)
Табл и на

Эффективность управления	Характеристики винтов до срыва	Характеристика одною винта в области срыва
с’ЛД г / - 	—, к Г- м/рад  За	-0,002 10"	-0,009-10°
с‘Л/к .. .  	-. к! м/рад  С?ф	0,05 Ю6	0,13 10"
сТ _  —. к Г/рад да	0.37 10s	0,185 10s
дТ г  —, кГ/рад  Сф	0,9-10'	0,45-10s
д!/а г  	-, к Г,-рад да	0.0474 10s	0,0462 10s
эн0  	-, к1/рад ?Ф	0,17105	0,22 10s
' В статьях сохранено авторское обозначение физических единиц, применяв- шееся в годы их написания		

Для направления "брасс" — уу"р =360000 кГ м/рад.

еДД Дк)

д М

Для направления "баттерфляй” —г- = 270000 кГ-м/рад.

5(Р,Дк)

Таким образом, при одном и том же диапазоне отклонения эф-
фективность управления при типе "баттерфляй" составляет лишь
три четверти ог эффективности при тиле "брасс". Однако при при-
ближении к режиму срыва эффективность управления при типе
"баттерфляй" еще более резко падает по сравнению с эффективно-
стью при типе "брасс".

Эффективность управления при срыве на одном винте

С М	(	и 1Л

—-ууир = 16000 • 22,8 + 4620 - 2200 -± — 22,8 ±

о (ДА к)	0,455 ,

±2 130000	+ 9000 |= 267000 ±124000.

I 0.455	)
Рис. 5. Характеристика tx = f (тх) для разных режимов полета

Для направления "брасс"	= 390000 кГ-м/рад.

Для направления "баттерфляй" ---=143000 кГ-м/рад.

Э(Д| А к)

Из приведенных данных следует, что при срыве эффективность
управления для типа "баттерфляй" составляет менее 40 % эффектив-
ности, соответствующей типу "брасс".

Попробуем теперь отыскать режимы, на которых возможна
полная потеря эффективности управления вертолета несущими
винтами.

Для случая, когда средний угол несущих винтов а 1!в0 = 0, эти ре-
жимы можно найти по графику аэродинамических характеристик в
скоростной системе координат tx = f (tnK) при ty= const* (рис. 5).
Режимы с полной потерей управляемости соответствуют случаю,
когда при Мх = 0 путевой момент Му также равен нулю при любом
отклонении педалей и ручки.

* Этот способ впервые был предложен А.В. Некрасовым.
Условие Мх = 0 соответствует равенству коэффициентов тяги
винтов/\.л =^||р = ?_>,; коэффициент путевого момента/^, равен ну-
лю при условии

/ 2

«гл - tx пр)	= ± пр -	)•

(7)

Условие (7) соответствует случаю, когда разность продольных
сил при полном отклонении управления уравновешивается разно-
стью крутящих моментов обоих винтов.

На графике, показанном на рис. 5, условие (7) представлено пря-
мой 1 с угловым коэффициентом

А^ _ R

&тк L/2

В каждом случае, когда характеристики правого и левого винтов,
отличающихся углами атаки и углами установки, будут лежать на
такой прямой, путевой момент, возникающий от отклонения педа-
лей, будет равен нулю (точки 7; 2; 2'; 3; 3' на рис. 5).

При пользовании этим методом следует учитывать, что ротор, от-
клоненный назад, скручивает крыло и за счет деформации дополни-
тельно увеличивает этот угол атаки, а отклоненный вперед, наобо-
рот. уменьшает его. Это приводит к тому, что коэффициент тяги у
ротора, находящегося в более глубоком срыве, становится больше,
чем на роторе, отклоненном вперед, что увеличивает возможность
создания режима полной потери управляемости машины.

Для более строгого определения таких режимов при а „ в0 а о
можно построить 1 рафики характеристик несущего винта в виде
/г L 2 д тк

—7 - - = / (а н в) при ср = const (рис. 6).

Условию Мх — U соответствует равенство коэффициентов тяги
G = GP -Ga условию ту - 0 соответствует равенство

А Ц ОС л ОС Пр

'h L11LL "kl _ fh LIL + '

s t L 2 >я ч t L 2	?

(8)
Рис. 6. Графики характеристик несущего винта при \р = const

получающееся из выражения для определения ту:

' hL/2 + тк'

<	t Г/2	,

\	f	ул

'"2

ту =

hL/2 + тк Л

^/2 £

+ Л кср

Да L

V пр У

(9)

+ кср

Таким образом, условие потери управляемости соответствует ре-
жимам с t = const, лежащим на прямой с угловым коэффициентом

Д

Л 7,/2 + тк

t L/2

(Да) = 1.

На рис. 6 точки с потерей эффективности управления обозначе-
ны цифрами 7; 2; 2';	3'.

Графики располагаемых моментов управления винтокрыла Ка-22
на двух режимах полета показаны на рис. 7, 8.

Приведенная в таблице оценка эффективности управления при
срыве является приблизительной, поскольку вблизи срыва величи-
ны производных М “р, Л/^р, //“, Яф, Та и Г<р меняются в каждой
Управление несущими винтами

Рис. 7. Располагаемые моменты
управления

точке. Поэтому далее представлены результаты расчетов распола-
гаемых моментов управления, произведенные путем определения
тяги, крутящего момента и продольной силы отдельно для расчет-
ных параметров правого и левого винтов. При этом использовались
характеристики несущих винтов, полученные на вычислительной
машине для вертолета В-12.

Рис. 8. Винтокрыл Ка-22. Распола-
гаемые моменты поперечного и пу-
тевого управления на режиме глу-
бокого срыва. Управление одними
несущими винтами
Рис. 9. Вертолет В-12. Распола-
гаемые моменты управления. На-
чало срыва. Максимальный вес, вы-
сота 3000 м

На рис. 9, 10 приведены результаты расчета располагаемых мо-
ментов поперечного и путевого управления вертолета В-12 на двух
режимах полета на границе срыва. На рис. 11 показан идеальный
случай, как выглядела бы эпюра моментов для независимого управ-
ления. Для вертолета поперечной схемы такие рисунки, как прави-
ло, несимметричны относительно координатных осей. Это означа-
ет, что если при нейтральных педалях на вертолете может быть соз-

Рис. 10. Вертолет В-12. Располагаемые моменты управления. Начало срыва. Макси-
мальный вес
Левая

педаль

IS

<р
X
Педали

нейтралы гы

Мх (вправо)га

Правая педаль

Рис. 11. Эпюра располагаемых мо-
ментов. Идеальный случай. Про-
дольное и поперечное управление не-
зависимы

дан одинаковый поперечный момент
как вправо, так и влево, что, вообще
говоря, очевидно из-за симметрии
машины, то при отклоненных педа-
лях, т.е. при не равном нулю путе-
вом моменте, располагаемые момен-
ты крена вправо и влево различны,
что опять-таки не удивительно, так
как машина с дифференциально
(вперед — назад) отклоненными на
правом и левом винтах автоматами
перекоса не симметрична.

Однако нанесенные на графиках
(см. рис. 9, 10) эпюры моментов для
типа "баттерфляй" гораздо более не-
симметричны, да и располагаемые

§

£

моменты при тех же углах отклоне-
ния, как было показано раньше, гораздо меньше.

Точками 7 и 2 отмечены моменты при отклонении только ручки 7
и только педалей 2. Как видно, при типе "брасс" отклонение ручки
вбок почти не вызывает момента рыскания, а при типе "баттерфляй"
"паразитный" момент рыскания составляет почти 30 % момента

крена.

Его парирование приводит к тому, что максимальный момент
крена вправо и влево при нулевом путевом моменте составляет
лишь около 60 %, так же как и максимальный момент рыскания при
нулевом моменте крена, от величины, которая может быть достиг-
нута на вертолете при направлении вращения винтов типа "брасс".
Это на скорости 120 км/ч. Если же мы обратимся к диаграмме для
скорости 250 км/ч, то эти цифры составят лишь 22 % для попереч-
ного и 26 % для путевого управления в том случае, когда мы вместо
направления вращения "брасс" применим направление "баттер-
фляй".

Если обратиться к рис. 8, где приведены кривые моментов, рас-
считанные для вертолета Ка-22 на режиме срыва, то станет ясно,
что произошла уже полная перемена рулей — при движении ручки
получается чистый путевой момент, а поперечный момент совсем
не изменяется.

Для того чтобы судить, достаточны ли эти моменты для управле-
ния вертолетом, в дальнейшем будут рассмотрены потребные мо-
менты управления на различных режимах полета.
Вероятная причина обоих летных происшествий
на винтокрылах Ка-22 и пути ее устранения

Нужно ли сейчас возвращаться к выяснению действительной
причины двух летных происшествий на винтокрылах Ка-22, кото-
рые привели к прекращению работ по созданию этого единственно-
го в мире послевоенного вертолета поперечной схемы?

Да, нужно. Потому что достоверные причины обоих происшест-
вий не были выяснены, и это породило в широких кругах летчиков-
испытателей недоверие к поперечной схеме. Выявление действи-
тельных причин позволит поверить в возможность их устранения и
обеспечения безопасности полетов новой машины В-12, в которой
тоже используется поперечное расположение несущих винтов.
Итак, в чем же причина происшествий на Ка-22?

Можно ответить коротко. Это неправильный выбор направления
вращения винтов и, как следствие, при режимах, близких к срыву,
явление перемены рулей и недостаточность поперечного управ-
ления.

Нам представляется следующая схема летных происшествий на
винтокрылах Ка-22. Допустим, что винтокрыл попадает в несиммет-
ричный вертикальный поток воздуха на скорости около 200 км/ч.
Пусть средняя скорость вертикального потока равна 5...8 м/с и она
изменяется на 4...5 м/с в пределах размаха крыла (рис: 12), что вполне
возможно в условиях, в которых произошли оба происшествия. При
этом соответственно увеличатся углы атаки несущих винтов и крыла.
Вследствие изменения сил на несущих винтах и крыле возникает
крутящий момент Мх =-15000...-20000 кГ-м, действующий влево.
Путевой момент Му изменяется незначительно. Для рассмотрения
балансировки вертолета нанесем значения моментов, действую-
щих на вертолет, с обратным знаком на рис. 13 и 14.

На рис. 13 изображены кривые располагаемых моментов управ-
ления при ф0 ш ср = 2° и при среднем угле атаки винтов аср = 20°.
Путевое управление несущими винтами отключено

Рис. 13. Возможная схема последовательности развития летных происшествий на
винтокрылах Ка-22. Режим малого шага <р — 2°. Точки 1, 2 представляют моменты,
возникающие на винтокрыле, точки 1л, 2л и т.д. — моменты управления, создаваемые
вмешательством летчика

Угол фо ш ср= 2° соответствует полету винтокрыла со скоростями бо-
лее 100 км/ч, а угол атаки 20° винтокрыл может получить при тор-
можении скорости и попадании в вертикальный воздушный поток.
Скорость полета принята равной 160 км/ч, так как в начале летного
происшествия скорость равнялась 200 км/ч, но по мере развития
движения она уменьшилась. При этом путевое управление с помо-
щью автоматов перекоса отключено, а эффективность руля направ-
ления уменьшается приблизительно на 50 % за счет затенения руля
при больших положительных углах атаки и больших углах скольже-
ния вертолета. Из рассмотрения рис. 13 следует, что отклонение
ручки управления вызывает значительный момент рыскания, свиде-
тельствующий о том, что несущие винты работают в области срыв-
_	д М к_

ных режимов. При срыве производная----- возрастает.

Эф

На рис. 13 действующие моменты Мх = 20 000 кГ м и Му = 0 обо-
значены точкой 1. Для парирования кренящего момента влево лет-
чик дает ручку вправо. Одновременно с поперечным моментом от
Рис. 14. Возможная схема последовательности развития летных происшествий на
винтокрыле Ка-22, но после увеличения общего шага. Режим вертолетный. Точка 3
представляет моменты, возникающие на винтокрыле, точка Зл — моменты управле-
ния, создаваемые вмешательством летчика

управления Мх вправо возникает путевой момент Му « 15 000 кГ м
влево (точка 1 л)‘. Вертолет совершает плоский разворот, и появля-
ется правое скольжение. За время 2...4 с угол скольжения достигает
приблизительно 20°. При этом изменение моментов за счет сколь-
жения составляет Мх = —10 000 кГм (влево), Му — —6000 кГм (впра-
во). Значение М.. принято меньше величины, определенной по фор-

z д Ml '

муле Му = —~-р, так как Р ~ 20° превышает значение угла сколь-

жения, при котором теряется устойчивость.

С учетом кренящего момента от несимметричного вертикаль-
ного потока воздуха суммарный момент влево будет равен
Мх = — 30 000 кГм. Значение этих моментов обозначим на рис. 13

’ Индексом "л" на рис. 13, 14 обозначены моменты, возникающие вследствие
действий летчика.
точкой 2. Поскольку летчик реагирует на крен быстрее, чем на раз-
ворот, он сначала отклонит ручку еще больше вправо, а педаль даст
с некоторым запаздыванием (точка 2 л; Мх = 30 000 кГм (вправо);
Му - 20 000 кГ-м (влево)]. Таким образом, некоторое время действу-
ет ешс больший разворачивающий момент влево, и угловая ско-
рость разворота влево продолжает расти. Когда угол правого сколь-
жения [3 достигает величины более 30...35е, момент крена Мх вслед-
ствие скольжения составит приблизительно - 18 000 кГ-м влево.
К этому времени первоначальный поперечный момент от порыва
ветра по мере развития движения уменьшается почти вдвое за
счет демпфирования и суммарный момент влево Мх — — 18 000 +
+ (—20 000/2) = -28 000 кГм. Путевой момент при угле скольжения
более 30° из-за потери устойчивости очень мал и составляет не бо-
лее —2000...-3000 кГм вправо. На рис. 13 это точка 3. Очевидно, что
при отклонении ручки вправо для погашения момента Мх даже пол-
ного отклонения педали вправо недостаточно для того, чтобы пога-
сить угловую скорость разворота влево. Поскольку на таких углах
скольжения машина ст атически неустойчива, угол скольжения про-
должает нараста1ь. Вертолет не балансируется по курсу и приближа-
ется к земле (первое летное происшествие началось на высоте
50...70 м). Летчик принимает решение увеличить общий шаг лопа-
стей. Эпюра располагаемых моментов управления при фош = 8Э, по-
казанная на рис. 14, представляет собой характерную для срывных
режимов эпюру моментов управления при направлении вращения
винтов типа "баттерфляй" и свидетельствует о явлении типа "пере-
мена рулей", т.е. возникающим при даче ручки управления момент
рыскания превосходит момент крена. На рис. 14 видно, что при уве-
личении угла общего шага и сохранении положения органов управ-
ления (ручка — вправо, педаль — вправо до упора) момент, развора-
чивающий вертолет влево, резко увеличивается. Угол скольжения
вправо продолжает нарастать. Когда угол 0 достигает ~60°. вертолет
поперечной схемы становится вертолетом с продольным располо-
жением винтов За счет скоса потока от правого (переднего) несу-
щего винта у левого (заднего) винта момент крена влево увеличива-
ется еще больше. Летчик отклоняет ручку вправо до упора, педаль
также находится на упоре, и машина, совершая спираль, опрокиды-
вается через левое крыло.

Оба летных происшсст вия могли развиваться по такой схеме, от-
личаясь друг от друга только направлением разворотов и крепения,
обусловленным разным начальным атмосферным возмущением.

Таким образом, анализ процесса развития происшествия под-
тверждает указанную выше причину происшествия и выявляет путь
для ее устранения, а именно: изменение направления вращения
ВИНГОВ.

Все изложенное соответствует показаниям первого пилота Героя
Советского Союза Ю.А. Гарнаева, оставшегося в живых после вто-
рого летного происшествия.

Правомерность рассмотрения срывных режимов
как определяющих потребную мощность управления

Еще при полетах одновинтовых вертолетов имели место случаи,
когда летчики, попадая в болтанку, отмечали потерю управляемости
вертолета. Эти явления объясняются тем, что при срыве плоскость
вращения лопастей слабее изменяет свое положение при отклоне-
нии автомата перекоса.

Исследования срывов показали, чю лопасть, идущая назад, по-
падая на закритическис углы атаки, в результате уменьшения подъ-
емной силы опускается, и маховое движение перестраивается так.
что конус несущего винта заваливается назад и в сторону лопасти,
идущей назад. Это было подтверждено аварией первого советскою
одновинтового вертолета ГМ-1, пилотировавшегося летчиком
М.К. Байкаловым, который на высоте 5000 м убрал газ, как на само-
лете, без уменьшения шага несущего винта (в то время вертолеты
еще не имели объединенного управления газом и шагом). Вертолет
начал кабрировать и валиться вправо. На высоте 3000 м летчик по-
кинул вертолет. При исследовании срыва на одновинтовом вертоле-
те Як-10 также наблюдались кабрирование вертолета и крен в сто-
рону лопасти, идущей назад.

При скоростном срыве на одновинтовом вертолете заваливание
винта автоматически уменьшает скорость полета, и летчик имеет
время уменьшить шаг и выйти из срыва. Что касается крена, то. да-
вая ногу’ в сторону крена, можно выйти из скольжения.

Значительно хуже обстоит дело с вертолетом продольной схемы.
Так, при срыве за счет восходящего потока воздуха роторы, имею-
щие различное направление вращения, заваливаются в разные сто-
роны, и машина может встать боком к направлению полета.

Такой случай произошел при испытаниях вертолета Чинук
фирмы Боинг-Вертол в горных районах ФРГ. Это привело к тому,
что ФРГ предпочла вертолетам продольной схемы одновинтовые
вертолеты Сикорского.

По заявлению главного конструктора вертолета ’Чинук" (США)
Ли Дугласа, для устранения этого недостатка в вертолетах продоль-
ной схемы необходимо иметь больший запас в коэффициенте тяги,
т.е. нагружать несущий винт меньше, чем это возможно на одно-
винтовых вертолетах.
Рис. 15. Направление боковых сил при срыве на продольном и одновинтовом вертолетах

Схема на рис. 15 была нарисована мне известным немецким кон-
структором Дабльгофом (представителем фирмы Боинг-Вертол в
Европе) в Париже в 1965 г.

Нетрудно догадаться, что вертолет поперечной схемы при враще-
нии типа "брасс" даже на режиме срыва дает оптимальное решение в
смысле внезапного нарушения балансировки. А это значит, что вер-
толет поперечной схемы может иметь наименьшие запасы по срыву,
а следовательно, может быть наиболее тяжело нагружен, т.е. иметь
выгоды в весовой отдаче.

У вертолета поперечной схемы из-за симметрии схемы при одно-
временном попадании в срыв правого и левого винтов разбаланси-
ровки не происходит (рис. 16). Однако обеспечение удовлетвори-
тельной управляемости при срыве является важнейшей задачей
конструктора, и с этой точки зрения недопустимость направления
вращения винтов типа "баттерфляй" и приемлемость типа "брасс"
является самым главным фактором, определяющим выбор направ-
ления вращения винтов у вертолета поперечной схемы.

Однако являются ли случайные и редкие явления срыва следст-
вием нарушения разрешенных режимов или результатом чрезвы-
чайных обстоятельств, определяющих судьбу машины, в общем-то
(до срыва) хорошо управляемой и устойчивой? Да, являются. Этому
есть много примеров. И в этом убеждает нас практика эксплуата-
Рис. 16. Направление боковых сил при срыве на вертолете поперечной схемы при враще-
нии типа "брасс"

ции не только вертолетов, но и самолетов. Если летные происшест-
вия, которые имел самолет Ту-104, связанные с попаданием в срыв
на рабочей скорости полета и очень большой высоте полета, можно
было ликвидировать, снизив рабочие высоты полета, то на любом
самолете надо изучать срыв и на малых скоростях полета. В штопор
может попасть любой самолет, но "живут" только те самолеты, кото-
рые выходят из штопора. Точно так же могут "жить" только те верто-
леты, у которых попадание в срыв не приводит к катастрофе. Это
было показано нами выше: при типе "баттерфляй" срыв вызывает
резкое увеличение путевого момента при отклонении ручки "вбок",
так что даже полного отклонения педалей недостаточно для его па-
рирования. Максимальный поперечный момент при нулевом путе-
вом и максимальный путевой момент при нулевом поперечном рез-
ко уменьшаются.

Если стать на позиции ограничения режимов полета, с тем чтобы
не попасть на срыв, то вертолет с направлением вращения винтов
"брасс" будет иметь преимущество по сравнению с вертолетом с на-
правлением вращения винтов "баттерфляй", что следует из рассмот-
рения рис. 10. Из этого рисунка видно, что вес вертолета и скорость
полета, допустимые для направления вращения типа "брасс", явля-
ются неприемлемыми для направления вращения типа "баттер-
фляй".
Возможные схемы управления
на вертолете поперечной схемы,
обеспечивающие независимость поперечного
и путевого управления

Трудности, которые вносят перекрестные связи в управляемость,
особенно на режиме срыва, могут быть уменьшены или полностью
ликвидированы при отказе от обычных лля вертолета поперечной
схемы органов управления. Поэтому использование руля направле-
ния стало общепринятым для вертолетов поперечной схемы. По
руль эффективен только на больших скоростях полета, кроме того,
для полной ликвидации поперечного перекрестного момента при
даче педалей требуется отключение вертолетных органов управле-
ния, что усложняет систему управления и уменьшает ее надежность.

На наш взгляд, возможно применение хвостового вита для путе-
вого управления вертолета поперечной схемы, что практически ис-
ключает на всех скоростях полета зависимость поперечного момен
та от путевого. Установка на вертолете В-12 шестилопастного хво-
стового вита диаметром 4...5 м могла бы обеспечить достаточную
мощность путевого управления. Кратковременно в момент макси-
мального увеличения тяги хвостового вита на режиме висения
мощность, затрачиваемая на хвостовой винт, составляет около
1500 л.с., что приемлемо.

Уменьшение мощности поперечного управления при срыве мо-
жет быть ограничено до какой-то приемлемой величины при управ-
лении поперечным наклоном автоматов перекоса q в дополнение к
управлению дифференциальным общим шагом. Для увеличения
мощности этого управления можно применить винты с большим
разносом горизонтальных шарниров.

Оценка элеронов показала, что их применение малоэффективно,
особенно на небольших скоростях полета.

Для уменьшения влияния путевого управления на поперечное
возможно применение кинематической связи для парирования по-
перечного момента, возникающего при даче педалей.

Эта кинематическая связь аД<р / (аДк) должна быть перемен-
ной но скорости: на висении она должна равняться нулю и увеличи-
ваться с ростом скорости, т.е. с ростом перекрестного поперечного
момента.

Кинематическая связь а Аф / (аДк) может быть осуществлена с
помощью специальной автоматической системы.
О КОЛЕБАНИЯХ УПРУГОГО НЕСУЩЕГО
ВИНТА НА КАРДАНОВОМ ПОДВЕСЕ*

Л. И. Гродко

Рассматривается задача о колебаниях несущего винта вертолета с
упругими лопастями, которые жестко (без обычных шарниров)
укреплены на корпусе втулки винта, а сам корпус соединен с
валом винта при помощи карданова шарнира. В этом случае колеба-
ния каждой лопасти вита не могут рассматриваться независимо от
остальных, так как краевые задачи для отдельных лопастей оказыва-
ются связанными граничными условиями на втулке. Показано,что
введением специальных функций-координат можно расчленить за-
дачу о колебаниях винта в целом на три отдельные краевые задачи,
каждая из которых соответствует колебаниям одной изолированной
лопасти со специальными граничными условиями на втулке. Уста-
новлено правило, позволяющее найти i армоники возбуждающей
нагрузки, соответствующие каждой из этих трех краевых задач. Из-
ложенные здесь результаты позволяют свести задачу о колебаниях
винта на кардановом подвесе к хорошо изученной задаче о колеба-
ниях одной упругой лопасти 11].

Будем предполагать, что лопасти упруги на изгиб в обеих плоско-
стях и абсолютно жестки на кручение (фигура). Тогда положение
/<-й лопасти определяется заданием двух функций радиуса и време-
ни %д(г, /) и j\-(r, Z), дающих смешения точек упругой оси лопасти со-
ответственно в плоскости наибольшей и наименьшей жесткости ло-
пасти. Эти функции должны удовлетворять системе дифференци-
альных уравнений в частных производных [2]

ук) = (Е ^х^)" -(А’х-)' +рх,: - рю3 хк cos' -	(])

- 1/2 р со' ук sin 2ср = qx к (г, t);

/-2U*, У к ) = hy"k)" ~ № Ук)' + Р У к ~ Р	У к sin2cp +

+ 1/2рсо'х\ sin 2ср = c/u. (г, г)	(2)

( к = 1,..., п ).

‘ Механика твердого тела. 1967. № 2.
Здесь штрихи обозначают производные по г, а точки — производ-
ные по /. Величины жесткости на изгиб Е1Х, Е1У, центробежная сила
N и погонная масса лопасти р — заданные функции г; правые
части — заданные функции г, t, представляющие собой аэродинами-
ческие силы; <р — угол установки лопасти, который предполагается
постоянным.

На свободном конце лопасти (г = 7?) функции хк и ук должны
удовлетворять обычным краевым условиям:

x"k(R,t) = (EIy xk)'\r=R =0,
y”k(R,t) = (EIx ук)'\	=0.

I г = К

(3)

На втулке с кардановым шарниром (г = 0) для функций хк и ук по-
лучаются следующие краевые условия.

1.	Условие равновесия моментов вокруг оси у вращения винта:

[ Е1 х у"к (0, /)этф + Е 1ух"к (0, /) созф ] =
*=i

= с[у'к (0, t) sin9 + х'к (0, г)созф].

(4)
Здесь с — приведенная жесткость на кручение вала привода к винту.

2.	Условие равновесия моментов относительно осей zi и а'| карда-
нова шарнира, лежащих в плоскости вращения винта:

п

У [ Е I х ук (O.t) cosp - Е Iу хк (0, t) sinip | cosyA. =0:

(5)
п

^2 I Е /Л у"к (0.1) cosp - Е Ц x"k (0, t) sinp | smpA. = 0;

ЧЧ =Уо + 2я к/п.	(6)

3.	Геометрическое условие, выражающее то обстоятельство, что
касательные к упругим линиям лопастей при г = 0 должны лежать в
одной плоскости:

у\ (0, t )cosp - х'к (0, /)sinp = acospк + Asinp^	(>

(k =1,.

Здесь а и b — некоторые неизвестные функции времени, пред-
ставляющие собой углы поворота корпуса втулки соответственно
вокруг неподвижных осей X и Z

Кроме того, выполняется условие

ук (0, t) - хк (0.1) = 0.	(8)

Дифференциальные уравнения (1), (2) вместе с условиями (3),
(4), (5), (7) и (8) полностью определяют задачу о колебаниях упруго-
го винта на кардановом подвесе, которая сводится к определению
2/z функций хк (г, I) и ук (г. /).

Предполагая для простоты п нечетным, введем новые функции-
координаты wx0 (г,/), u>.0(r,f), «vs (г,/v v5 (г. г) при помощи
уравнений

%; =«ло cossp* + vxi sinspj;	(9)

S"1

У к = «>о £(“ух COS5V* + vys sinsyj.	(10)

5 =1

Чтобы число новых функций-координат было равно 2л, положим
т = \/2{п -1). Правомерность введения таких координат вытекает из
соображений, изложенных в работе [3|. Из этих же соображений
могут быть получены результаты, аналогичные изложенным ниже и
для случая, когда п — четное.

Преобразование рассматриваемой краевой задачи к новым функ-
циям-координатам проводится сравнительно просто, если восполь-
зоваться свойствами ортогональности тригонометрических выраже-
ний, указанными в [3]. При этом получается, что все функции-ко-
ординаты должны удовлетворять уравнениям в частных производ-
ных вила

=	(/',0; L2\uxs,uys}=q^ir,tY,	(11)

I , vyJ =q[xs4rj); L2[\-xs, V5J =tf(vV(r,r) (12
(s = О, 1,..., m ).

Каждая пара таких уравнений получается путем умножения ле-
вых и правых частей уравнении (1) и (2) соответственно на
cos.t\|/a. и sins^A- и последующего их почленного суммирования
от к = 1 до к = п.

Правые части этих уравнений представляют собой обобщенные
силы (интенсивности нагрузок), соответствующие новым функци-
ям-координатам:

= - У.с1хк cos^v*-J = - У<7га cossy* ;

" k=i	п 4=1	(13)

= 2 X<7u sin.v\|/A; q» = - Yqvk sinsw*.

« A = l	« A :

Краевые условия на свободном конце (г = R) для новых функ-
ций-координат и и v получаются обычными:

u"(R.t)=(EIu")\r л=0; v'(/?,f) = (E/v')'|z л=0	(14)

Метод преобразования краевых условий к новым переменным
здесь и в дальнейшем аналогичен методу преобразования уравнений
(1) и (2) и опирается на свойства тригонометрических сумм, указан-
ных в |3].

Краевые условия на втулке (г = 0) получаются различными для
различных 5. Вес новые функции координаты и и v удовлетворяют
условиям

г/(0, г)=0; v(0,t)-0.

(15)
Для функций нулевого порядка wx0 ии.о получаются условия

Е 1хи"у0 (0. г)sin<р + ЕIу u"xq (0, t Jcoscp =

- —(0, r)sincp +Мд0 (0, fjcoscp];	(16)

п

и'ув (О , т) coscp — z/'.o (0, /)sinср =0.	(17)

Таким образом, для функций дл0 и z/; 0 получается отдельная крае-
вая задача, которая, как легко видеть, соответствует задаче о колебани-
ях одной лопасти, жестко заделанной при г — 0 в плоскости взмаха и
шарнирно опертой (с упругостью с/п) в плоскости вращения винга.

Для функций первого порядка (5=1) получаются условия

EIX и“у1 (0, ncosvp - EIy u"xl (0. /)sincp =0;	(]g)

u'y] (0,/) sinep + zz'.| (0, T)cose> =0.

Аналогичные условия получаются и для функций vxl и v,.,.

Таким образом, для функций-координат, соответствующих у = 1,
также получается отдельная краевая задача. Такая задача совпадает
с задачей о колебаниях одной изолированной лопасти, шарнирно
заделанной при г = 0 в плоскости взмаха и жестко заделанной в
плоскости вращения винта.

Дтя всех функций-координат порядка выше первого (у > 2) полу-
чаются одинаковые условия при г — 0, соответствующие жесткой за-
делке лопасти в обоих плоскостях:

^(0,/)=^(0,г) = 0; v;.f(0,/) = V;.5 (0,/)=0 (s>2). (19)

Решение трех указанных краевых задач о колебаниях одной изо-
лированной лопасти полностью исчерпывает задачу о колебаниях
винта с упругими лопастями на кардановом подвесе.

Покажем теперь, что колебания трех указанных типов вызываются
определенными гармоническими составляющими аэродинамических
нагрузок. Предположим, что каждая из функций, стоящих в правых
частях уравнений (1) и (2), разложена в тригонометрический ряд вида

= ?оА) <Н + Е । (Heos v (Hsin vTk ];

V	= 1

ЯУк = (И + EI	(Heos vVpA + 9vv' (Hsin v4\ ];	(20)

V	= 1

VPA =wT+Vo
Пользуясь свойствами дискретных тригонометрических сумм,
изложенными в |3|, нетрудно показать, чго каждая гармоническая
составляющая нагрузок, соответствующая определенному значению
v, если v < т, дает обобщенную нагрузку quv или r/vv в уравнениях
(11) или (12), где взято s = v, соответствующую своей обобщенной
функции-координате, а если v > т, то каждая гармоническая со-
ставляющая также соответствует одной из обобщенных нагрузок,
для которой взято s - 4/7 - v , где целое число т| подобрано так,
чтобы тр? было целым числом, ближайшим к V.

Если формы колебаний, соответствующие первой из трех указан-
ных выше краевых задач, обозначить буквой А (консольное закреп-
ление в плоскости взмаха и шарнир с упругим элементом в плоско-
сти вращения); формы, соответствующие второй задаче, — буквой В
(шарнир в плоскости взмаха и консольная заделка в плоскости вра-
щения), а третьей — С (консольная заделка в обоих плоскостях), то,
пользуясь приведенным выше правилом, можно сделать следующий
вывод о формах колебаний лопастей, вызываемых различными гар-
мониками возбуждающих сил.

Постоянная часть нагрузки q^ и q'^ вызывает колебания лопа-
стей по /1-формам По тем же формам происходят колебания лопа-
стей от гармоник, кратных числу лопастей винта (гармоники //, 2л,
Зп и т.д.). Комбинационные гармоники п ± 1, 2п ± 1 и т.д. вызывают
5-формы колебаний.

Все прочие гармоники вызывают С-формы колебаний лопастей.

Решение задачи о колебаниях винта с упругими лопастями на
кардановом подвесе, приведенное здесь, показывает, что метол ана-
лиза малых колебаний механических систем, обладающих свойст-
вом круговой симметрии, изложенный в [31, обобщается и на систе-
мы, в которых каждый элемент имеет бесконечное число степеней
свободы

Список литературы

1.	Некрасов А.В. 1. Расчет форм и частот собственных колебаний лопастей воз-
душных винтов. 2. Расчет напряжений в лопасти несущего винта па больших ско-
ростях полета//Тр НАГИ. 1964 Вып. S9S.

2	Риз П.М., Пожалостин А.И. Вибрации и динамическая прочность воздушных
винтов // Тр. ЦАГИ, 1947, Вып. 009.

3.	Гродно Л.И. О малых колебаниях систем, обладающих круговой симметрией
И Ипж. журнал, МТТ. 1967. № 1
ОСНОВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ ДИНАМИКИ,
ПРОЧНОСТИ И КОНСТРУКЦИИ
ЖЕСТКОГО' ВИНТА*

А. В. Некрасив

Цель настоящей работы — в наиболее доступной и лаконичной
форме наложить основные результаты исследования динамики
и прочности "жесткого" винта. Следует сразу пояснить, что
речь идет не о несущем винте с более жесткими, чем у существую-
щих вертолетов, лопастями, а о винте с жестко защемленными на
его валу упругими лопастями. Для краткости такой винт принято
называть "жестким винтом.

По этой схеме изготовлены несущие винты на вертолетах
ХН-51А и "Шайен'' фирмы Локхид, на вертолете Вб-105 фирмы
Белков, которая создала такой же винт и для вертолета SA-341 фир-
мы Сюд-Авиасьон. Разрабатывается "жесткий" несущий винт и для
английского вертолета WG-13.

'Жесткие" несущие винты создаются в настоящее время по двум
принципиально отличным схемам. Фирма Белков делает "жесткие"
винты со стекло пластиковыми лопастями. В таком винте лопасть
совершает маховое движение в плоскостях тяги и вращения не за
счет поворота в шарнирах, а за счет больших деформаций лопасти,
которые оказываются допустимыми из-за высокой прочности стек-
лопластика Такие винты будем в дальнейшем называть простыми
"жесткими" винтами, в отличие от "жестких" винтов, примененных
фирмой Локхид, со специальной подвеской лопасти с углом стрело-
видности и весьма сложной системой управления со встроенными в
нее пружинами и с гироскопом При такой подвеске лопасти се ма-
ховое движение в плоскости тяги существенно уменьшается. Такие
винты будем называть стреловидными.

В настоящей работе будут приведены только результаты и выво-
ды из проведенных исследований. Исходные допущения, получен-
ные уравнения и многие другие результаты, нс имеющие значения
при общем знакомстве с особенностями жесткого" винта, можно
найти в монографии [4].

' Доклад прочитанный на МВЗ 9 декабря 1969 г. Издан МВЗ в 1970 г.
В процессе работы автору оказали большую помощь инженеры
В.Д. Рексина, В.Г. Пашкин, В.М Костромина и Г.П. Кузминова.
Автор приносит им свою глубокую благодарность.

Прежде чем приступить к изложению основных результатов про-
веденных исследований, очень важно пояснить, что как простои,
гак и стреловидный "жесткие" винты ио многим свойствам эквива-
лентны шарнирному винту с увеличенным разносом горизонталь-
ных шарниров.

Рассмотрим это утверждение подробнее.

Об эквивалентности шарнирного
и "жесткого" винтов

Если приложить внешние силы к лопасти вращающегося шар-
нирного винта, то она повернется на такой угол, при котором мо-
мент от центробежных сил относительно шарнира станет равен мо-
менту внешних сил.

Если такие же силы приложить к лопасти вращающегося "жестко-
го" винта, то она гоже повернется, но не за счет вращения в шарнире,
а вследствие деформаций втулки и комля лопасти. При этом препят-
ствовать ее повороту будут как центробежные, так и упругие силы.

Но если взять лопасть шарнирного винта с обычной жесткостью
и защемить се в горизонтальном шарнире, го влияние упругих сил
на величину се деформации окажется примерно в 50 раз меньшим,
чем влияние центробежных сил, т.е. если жесткость на изгиб лопа-
сти и ее крепления к валу увеличить по всей длине в два раза, то де-
формации уменьшатся от этого только примерно на 2 %.

Из сказанного следует, что под действием внешних сил опреде-
ленной величины лопасть с обычными параметрами поворачивает-
ся примерно на один и тот же угол независимо от того, закреплена
она в комле жестко или подвешена шарнирно.

Однако от величины и распределения подлине лопасти се жест-
кости на изгиб существенно зависит величина изгибающего момен-
та в корневой части крепления лопасти (рис. 1), а эта величина оп-
ределяет момент, приходящий от несущею винта на вертолет, что
важно для решения многих задач, относящихся к вертолету с "жест-
ким" винтом, и прежде всего для балансировки вертолета и оценки
его управляемости и устойчивости. Поэтому в расчетах удобно вме-
сто "жесткого' винта рассматривать эквивалентный ему шарнирный
винт, выбирая такое расстояние от оси вращения до его горизон-
тального шарнира , при котором моменты на валу "жесткого" и
эквивалентного винтов оказываются равными при одинаковых от-
клонениях конца лопасти.
Рис. 1. Форма первого тона собственных колебаний лопасти на изгиб с жестким за-
щемлением на втулке и форма колебаний лопасти эквивалентного шарнирного винта

Параметр /гЭщ оказывается при этом очень важной характеристи-
кой жесткости закрепления лопасти и может быть определен по
формуле

1 экв _
о.ш

Л/ <1>

LY1 о___________

где /гЭщ — расстояние от оси вращения до эквивалентного горизон-
тального шарнира, отнесенное к радиусу винта;

М^1) — изгибающий момент в сечении лопасти по оси винта при
ее деформациях по форме первого тона собственных колебаний,
нормированной так, что прогиб конца лопасти равен 1 м;

Pi — частота первого тона собственных колебаний лопасти, рад/с;

5Г ш — статический момент лопасти относительно эквивалентного
г.ш. Вначале значение 5ГШ может быть взято приближенно и уточ-
нено во втором приближении после определения 7’™.

В чем же тогда различие между обычно применяемым шарнир-
ным и "жестким" винтами? Оказывается, оно определяется только
Рис. 2. Частоты собственных колебаний лопасти эквивалентного шарнирного винта и
консольно закрепленной упругой лопасти (отмечены точками), отнесенные к угловой
скорости вращения винта ш, в зависимости от параметра I ”

тем, что величины параметра для "жесткого" винта могут быть
сделаны заметно большими, равными примерно 10...35 % от радиуса
винта, в то время как обычные шарнирные винты имеют вынос
шарнира /гш , равный примерно 2...4 % от радиуса винта, и сделать
его существенно большим весьма трудно.

"Жесткий" и эквивалентный ему шарнирный винты очень мало
различаются по своим динамическим характеристикам в очень ши-
роком диапазоне изменения жесткости лопасти.

На рис. 2 показаны зависимость частоты собственных колебаний
лопасти эквивалентного шарнирного винта в плоскости взмаха от
расстояния до горизонтального шарнира и соответствующие значе-
ния, подсчитанные с учетом действительного распределения упру-
гих и массовых параметров жестко закрепленной лопасти на ЭВЦМ
по методу, изложенному в [1] и [3]. Как видно из графика, различие
начинает проявляться только при 1ГЗК^ >0,3.

Таким образом, "жесткий" и эквивалентный ему шарнирный
винты с /гЭщ , определенным по приведенной выше формуле, на
одинаковых режимах обтекания имеют примерно одинаковые пере-
мещения точек лопастей, создают на втулке вала одинаковые мо-
менты и имеют даже совпадающие частоты собственных колебаний
первого тона.
Прочность лопасти при изгибе в плоскости тяги

Для того чтобы лучше представить основные особенности проч-
ности "жесткого" винта, на рис. 3 приведено распределение пере-
менных напряжений изгиба по длине лопасти и в элементах рукава
втулки в случае, если обычную лопасть шарнирного винта жестко

Рис. 3. Распределение переменных напряжений от изгиба и ряда их низших гармониче-
ских составляющих по радиусу жестко защемленной в горизонтальном шарнире лопа-
сти обычного шарнирного винта, обтекаемого потоком со скоростью И=300км/ч, при
нейтральном положении тарелки автомата перекоса 0, = 02 = О
закрепить в горизонтальном шарнире, а автомат перекоса поставить
в нейтральное положение. Такую картину можно получить, к при-
меру, в аэродинамической трубе на модели, в частности, не имею-
щей автомата перекоса.

Из рис. 3 видно, что при скорости полета V = 300 км/ч перемен-
ные напряжения в креплении лопасти достигают значений, пример-
но, 85 кГ/мм ’ по стали. Но если при этом поинтересоваться, какие
моменты будут действовать на вертолет, а они приведены на том же
рисунке, то станет ясно, что вертолет на рассмотренном режиме не
сбалансирован.

Если учесть, что в полете летчик, отклоняя автомат перекоса, на-
ходит такое балансировочное положение, при котором моменты,
приходящие от несущего винта, должны быть точно равны момен-
там, действующим на фюзеляж вертолета, то величины действую-
щих в лопасти напряжений изгиба могут быть существенно умень-
шены. На рис. 4 приведено распределение напряжений по лопасти в
случае полностью сбалансированного фюзеляжа, когда моменты на
втулке равны нулю. Максимальные переменные напряжения при
этом снизились примерно до 13 кГ/мм2

Отсюда следует очень важный вывод, что действующие в лопасти
"жесткого' винта переменные напряжения изгиба прямым образом
связаны с условиями балансировки вертолета, и наиболее действен-
ным способом их снижения является применение специальных
средств балансировки фюзеляжа.

Но применение балансировочных средств позволяет уменьшить
или даже полностью устранить только первую гармонику перемен-
ных напряжении в комле лопасти. Остаются еще достаточно высо-
кие напряжения по второй, третьей и другим более высоким гармо-
никам (см. рис. 4).

Каким образом можно воздействовать на их величину?

Прежде всего, сечения участка крепления лопасти должны быть
подобраны таким образом, чтобы переменные напряжения изгиба
на этом участке были распределены равномерно но его длине.

Методика такого подбора сечений может быть построена на ос-
нове весьма простой схемы представления деформаций лопасти,
показанной на рис. 5. Если приближенно положить, что жестко за-
щемленная лопасть деформируется только на ограниченном участке
своего закрепления, а вся остальная часть лопасти поворачивается
как прямая, и подобрать сечения этого участка исходя из условия,
что на его длине напряжения изгиба постоянны, то может быть соз-
дана вполне удовлетворительная методика профилирования уча-
стка крепления лопасти. Это подтверждается многими расчетами и,
Рис. 4. Распределение переменных напряжений изгиба и некоторых их гармонических
составляющих по радиусу жестко защемленной в горизонтальном шарнире лопасти
обычного шарнирного винта на режиме горизонтального полета со скоростью
V—300 км/ч при равных нулю моментах Мх вт и Mz вт, действующих от винта на вер-
толет

в частности, приведенными на рис. 6...9*. Из этих рисунков следует,
что за счет более оптимального распределения сечений можно уст-
ранить отдельные всплески напряжений и только за счет этого су-
щественно уменьшить общий уровень переменных напряжений из-
гиба в креплении лопасти.

Кроме того, из этой методики следует прямая зависимость между
параметром I и соответствующим оптимальным распределением

’ Расчеты выполнены по методике, изложенной в работе [2] (гл 1, п. 9).
Рис. 5. Принятая схема деформаций жестко защемленной лопасти для подбора сече-
ний участка ее закрепления

Рис. 6. Распределение переменных напряжений и их низших гармонических составляю-
щих по радиусу лопасти со стальным лонжероном на режиме горизонтального полета
со скоростью V = 300 км/ч при нулевых балансировочных моментах на втулке винта
Мх вт = вт = 0 &ля лопасти с жесткостью закрепления, характеризуемой парамет-
ром I = 0,5 м
Рис. 7. Распределение переменных напряжений и их низших гармонических составляю-
щих по радиусу лопасти со стальным лонжероном на режиме горизонтального полета
со скоростью V = 300 км/ч при нулевых балансировочных моментах на втулке винта
Мх вТ = Мг ,Т = 0 для лопасти с жесткостью закрепления, характеризуемой парамет-
ром I г щ = 1,0 м

Рис. 8. Распределение переменных напряжений и их низших гармонических составляю-
щих по радиусу лопасти со стальным лонжероном на режиме горизонтального полета
со скоростью V = 300 км/ч при нулевых балансировочных моментах на втулке винта
Мх вт = М. „—О для лопасти с жесткостью закрепления, характеризуемой парамет-
ром I ’ щ = 1,5 м
Рис. 9. Распределение переменных напряжений и их низших гармонических составляю-
щих по радиусу лопасти со стальным лонжероном на режиме горизонтального полета
со скоростью V = 300 км/ч при нулевых балансировочных моментах на втулке винта
Мх „=Mzvr=0 для лопасти с жесткостью закрепления, характеризуемой парамет-
ром I/* = 2,0 м

сечений. Для иллюстрации на рис. 10 приведено распределение по-
требных моментов инерции сечений I и высот h для четырех значе-
ний параметра I ®к® для вертолета с центробежной силой лопасти
30 000 кГ. Здесь же для сравнения приведено распределение момен-
тов инерции сечений для втулки шарнирного винта на ту же центро-
бежную силу. Из этого сравнения можно заключить, что затрачен-
ной в шарнирной втулке массы металла могло бы хватить для жест-
кого крепления лопасти с IЭГК® =1,5 м.

Как же зависят величины переменных напряжений изгиба от па-
раметра / ?к® ? Об этом можно судить по графику на рис. 11, где по-
казаны величины напряжений изгиба в комле лопасти при ее пово-
роте за счет деформаций на один градус в зависимости от параметра
/ гК® при различных строительных высотах рукава втулки /гк в сече-
нии по оси вращения винта. Здесь же приведены значения веса
участков крепления лопасти прямоугольного (с шириной Ьк = 20 см)
и трубчатого сечений.

Из этого графика следует, что напряжения изгиба тем ниже, чем
больше I ®к® , но тем больше и требуемый вес конструкции участка
закрепления лопасти.

Отметим, что для снижения действующих переменных напряже-
ний изгиба выгодно уменьшить высоту сечения рукава втулки в мес-
Рис. 10. Потребное распределение моментов инерции 1 и строительных высот сечений
h комлевого участка закрепления лопасти для различных параметров I ”. Для сравне-
ния показано распределение моментов инерции рукава втулки обычного шарнирного
винта

те ее крепления к лопасти до значений, допустимых по прочности
этого сечения от собственного веса лопасти при со = 0 [4].

Значительными оказываются и постоянные напряжения изгиба в
креплении лопасти. Их величину можно уменьшить, создавая кон-
структивный угол конусности несущего винта. Об этом подробнее
сказано в работе [4].

Прежде чем сделать окончательный вывод о том, какие парамет-
ры крепления лопасти выбрать, следует остановиться еще на одном
обстоятельстве. Из анализа аэродинамических характеристик несу-
щего винта следует, что для отдаления срыва потока и увеличения
максимальной скорости вертолета важно иметь возможность прило-
жить к вертолету значительный момент крена. Об этом более под-
робно сказано в работах [4] и [6].

Для того чтобы оценить реально допустимую величину этого мо-
мента по условиям прочности, на рис. 12 приведены значения изги-
бающих моментов, которые может передать на вал винта участок за-
крепления лопасти при различных допускаемых переменных напря-
о, кГ/мм2									
	У=30	Э00 кГ			,экв  ‘гш =	0,5 м			
12									
									
8		73 КП/-					ЭГ t.l	св  i= 1,0 м	
						28 кГ  -^6?	0,5 см /г	)КВ  ш — 1,5м	
			72кГ>-	143 кГ		58 кГ	53 кГ  :2смА  /э ‘ц	у П1  = 1 см	<г
4					261 кГ			<В \ и = 2,0 м	8К= 1 см
									
	э			10		15			СМ

Рис. 11. Напряжения изгиба, возникающие в рукаве втулки и комле лопасти при ее по-
вороте за счет деформации на угол р = Г, в зависимости от высоты сечения по оси
винта Лк (при высоте сечения вблизи крепления лопасти h„= 4 см) для разных значений
параметра I . Для каждого варианта креплений лопасти приведен их вес

жениях изгиба. Возможные моменты тем больше, чем больше пара-
метр /	.

Для оценки величины этих моментов на рис. 12 приведена также
шкала сдвига равнодействующей тяги винта г *сл в процентах к его
радиусу R для винта с R = Юм, тягой 10 000 кГ и числом лопастей
Z» = 4.

При других данных этот сдвиг может быть определен по формуле

о ( 10000 кГУ 10м1

5—1 G* JI R J Т

V мм2 У

Таким образом, при выборе параметров крепления лопасти важ-
но решить, будет ли использоваться момент крена для улучшения
аэродинамических характеристик винта. Если да, то нужно стре-
миться к максимально возможному значению параметра /	, имея

в виду даже необходимость увеличения веса конструкции.
Если же отказаться от этого и преследовать цели только упроще-
ния конструкции для ее удешевления в производстве и эксплуата-
ции, то следует выбрать умеренные параметры / , равные в нашем
случае 0,7...0,9 м. При этом может быть получен существенный вы-
игрыш в весе конструкции и будут реализованы компоновочные
преимущества "жесткого" винта.

Прочность лопасти при изгибе
в плоскости вращения

Не менее трудной оказывается задача обеспечения прочности
крепления лопасти при ее изгибе и в плоскости вращения.

Поэтому подбор оптимального распределения сечений крепле-
ния лопасти нужно производить не только в плоскости тяги, но и в
плоскости вращения. И для плоскости вращения удобно ввести эк-
вивалентный шарнирный винт, выбирая расстояние до эквивалент-
ного вертикального шарнира I по той же методике, что и для
плоскости тяги.
Рис. 13. Высота hK и ширина Ьк корневого сечения рукава втулки для различных пара-
метров I и I ’Кщ при центробежной силе лопасти N = 30 тс

На рис. 13 показано, как изменяются параметры I ’к® и / вк® в за-
висимости от размеров корневого сечения крепления лопасти для
случая его прямоугольной формы. Из этого рисунка видно, что, оп-
ределив требуемую высоту сечения Лк, исходя из выбранного пара-
метра I *к®, можно путем изменения ширины сечения Ьк подобрать
параметр I вк® практически независимо.

Каким же следует выбирать параметр /	?

На рис. 14 показана зависимость постоянных сто и переменных
сть изменяющихся по первой гармонике напряжений изгиба в плос-
кости вращения лопасти, от параметра /	. Речь идет о расчетных

постоянных напряжениях изгиба в лопасти с соответствующим об-
разом выбранным выносом ее оси х0 (рис. 15), достигающих макси-
мальных значений на режиме авторотации.

Из графиков на рис. 14 следует, что для того, чтобы сделать по-
стоянные напряжения приемлемой величины, параметр /’“ дол-
жен быть очень сильно увеличен по сравнению I в ш обычных шар-
нирных винтов Диапазон изменения параметров /в ш для шарнир-
ных винтов отмечен вертикальной полосой.
Рис. 14. Зависимости постоянных а0 и переменных в „ изменяющихся по первой гармо-
нике изгибных напряжений в креплении лопасти несущего винта с центробежной силой
N=30mc по параметру I при различных значениях I и внешних нагрузках, совпа-
дающих с нагрузками на лопасти шарнирного винта cvs = 0,25, у которого углы откло-
нения лопасти в вертикальном шарнире ij0 = 0,165рад (9,5°) и = 0,01 рад

Для рассматриваемого здесь винта с центробежной силой 30 тс
подходящее значение / находится где-то около 2 м. При даль-
нейшем увеличении I ™ очень сильно возрастают переменные на-
пряжения из-за резонанса первого тона собственных колебаний из-
гиба лопасти с первой гармоникой. Этот резонанс по аналогии со
сходным явлением у вращающихся валов можно назвать критиче-
скими числами оборотов. Тогда вся область частот собственных ко-
лебаний лопасти может быть разделена на докритическую и закри-
тическую и другими возможными для применения параметрами
/ в.ш могут быть параметры /0Эк® , в нашем случае большие 4 м. Эта
область параметров была принята фирмой Локхид для вертолета
Рис. 15. Схема дефор-
мации лопасти с выно-
сом ее оси на величину х0
для уменьшения посто-
янных напряжений
изгиба в плоскости вра-
щения

"Шайен", у лопасти которого pja = 1,5. Однако, как показали экс-
перименты по рулевому винту вертолета Ми-8 и расчеты
В.М. Пчелкина [10], применение этой области параметров затруд-
нено из-за возможности возникновения так называемого хордового
флаттера. Очень может быть, что неустойчивость, обнаруженная на
вертолете "Шайен" и, вероятно, послужившая причиной его катаст-
рофы, есть не что иное, как хордовый флаттер. Во всяком случае,
известно, что фирма Локхид рассматривает возможность переделки
винта на вертолете "Шайен" на "докритический", как это сделано на
вертолете Вб-105, где р\/о> = 0,75.

Специалисты фирмы Вестленд также подчеркивают, что винт
вертолета WG-13 делается докритическим.

Таким образом, для рассматриваемого здесь винта с центробеж-
ной силой лопасти 30 000 кГ оказывается возможным рекомендо-
вать очень узкую зону возможных для применения параметров / ’™
и в докритической области, показанную на рис. 13 примени-
тельно к прямоугольному сечению участка крепления лопасти.

Использование параметров, относящихся к закритической об-
ласти, также возможно, но только после отыскания действенных
средств для устранения хордового флаттера.

Балансировка вертолета

Как уже отмечалось, главной задачей балансировки вертолета с
"жестким” винтом является максимальное снижение потребной ве-
личины момента, приходящего от несущего винта на его вал, и, со-
ответственно, исключение деформаций лопасти в плоскости тяги по
первой гармонике.

Коэффициенты деформаций лопасти по низшему консольному
тону собственных колебаний, определяющие ее движение, сходное
с обычным маховым движением шарнирного винта, могут быть
найдены по формулам:

Z пл | *Т

УуСъ уэ’

Мх пл _ .У р.в ^р.а _ ZT

УэСв Уэ^в У3’

где М. лл и Мхпя — моменты аэродинамических сил, действующих
на планер вертолета (фюзеляж и стабилизатор) относительно осей х
и z, проходящих через его центр тяжести;

Хг и zT — координаты центра тяжести вертолета относительно оси
несущего винта;

уэ — расстояние от центра тяжести вертолета до точки приложе-
ния равнодействующей сил от несущего винта;

GB — вес вертолета;

Ур.в, Гр, — вынос и тяга рулевого винта (рис. 16).

Из этих уравнений следует, что если пока не принимать во вни-
мание сдвиг центровки вертолета, то для уменьшения а\ необходи-
мо максимально уменьшить момент Mznn, а для уменьшения Ь\,
учитывая, что Мхпл невелик, совместить рулевой винт с осью, пер-
пендикулярной валу несущего винта и проходящей через центр тя-
жести вертолета, т.е. сделать урв = 0.

Рис. 16. Схема действующих на вертолет сил при его продольной и поперечной баланси-
ровке
Рис. 17. Момент на фюзе-
ляже вертолета и мо-
мент от стабилизатора,
выраженные через величи-
ну относительного сдвига
равнодействующей тяги
винта гТ, по скорости по-
лета, определяемой коэф-
фициентом g

Уменьшить Mz пл можно, подобрав соответствующий стабилиза-
тор. На вертолетах с шарнирным винтом стабилизатор подбирают
так, чтобы общий момент планера оказывался кабрирующим
(рис. 17). Это создаст статическую устойчивость по скорости полета.
На вертолете с "жестким" винтом кабрирующий момент приведет к
росту переменных напряжений в креплении лопасти, и поэтому от
такой балансировки следует отказаться.

Интересно, что для снижения крена вертолета с шарнирным вин-
том его рулевой винт обычно поднимают возможно выше. Так поя-
вилась концевая балка с промежуточным редуктором*. На вертолете
с "жестким" винтом этого делать не следует из-за роста переменных
напряжений в креплении лопасти, и с креном вертолета, который
будет даже несколько больше, чем при шарнирном винте (см.
рис. 16), нужно просто смириться.

Особо следует остановиться на влиянии центровки.

Фирма Локхид утверждает, что "жесткий" винт позволяет иметь
значительно больший диапазон центровок вертолета. Фирмой даже
опубликованы фотографии вертолета, висящего со сдвигом цен-

‘ Рулевой винт поднимают также и для того, чтобы не задеть им заземлю при по-
садке.
тровки, равным 5 % радиуса несущего винта, в сторону, обратную
рулевому винту, и с меньшим сдвигом в обратную сторону.

При этом ничего не говорится о переменных напряжениях, кото-
рые при этом возникают в креплении лопасти. По нашим расчетам,
эти напряжения не менее 20 кГ/мм2 по стали. С такими напряже-
ниями, конечно, можно зависнуть у земли и даже сделать фотогра-
фию, но летать достаточно длительное время нельзя.

К тому же висение у земли с таким сдвигом центровки могло бы
быть продемонстрировано и на некоторых вертолетах с шарнирным
винтом. При этом ручка управления доходила бы практически до
упора, но напряжения в лопасти серьезно бы не возросли.

Таким образом, подводя итог анализу балансировки вертолета с
"жестким" винтом, следует сделать вывод, что из-за ограничений по
прочности крепления лопасти возможности вертолета с "жестким"
несущим винтом в отношении балансировки не выше, чем у верто-
лета с шарнирным винтом.

Стреловидный "жесткий" винт

Для того чтобы представить особенности динамики "жесткого"
несущего винта с лопастями, имеющими углы стреловидности, рас-
смотрим вначале винт с автоматом перекоса, к которому подсоеди-
нено только управление общим шагом винта, а управление, накло-
няющее тарелку автомата перекоса, отсутствует (рис. 18).

Тарелка автомата
перекоса

Управление общим шагом

Рис. 18. Схема стреловидного "жесткого"винта с самоустанавливающимся цикличе-
ским шагом
Особенность такой схемы подвески лопастей заключается в том,
что в креплении лопастей не могут возникнуть моменты, которые
бы создавали момент на тарелке автомата перекоса, так как тарелка
никак не закреплена и может свободно наклоняться в любом на-
правлении.

Действительно, если предположить, что на двух противополож-
ных лопастях, скажем, двух- или четырехлопастного винта, возник-
ли бы противоположно направленные аэродинамические силы, соз-
дающие изгибающие моменты Мк разных направлений (рис. 19), то
из-за угла стреловидности возникли бы и составляющие моментов
относительно шарниров Мш и на тарелку автомата перекоса пришел
бы момент, который не мог бы ничем быть воспринят, так как та-
релка свободна. Поэтому тарелка стала бы поворачиваться, цикли-
чески изменяя углы установки лопастей до тех пор, пока изгибаю-
щие моменты в комле лопастей не сравнялись бы. Следовательно,
винт такой схемы без всяких внешних вмешательств, независимо от
режима полета, сам отыскивает углы установки лопастей, устраняю-
щие момент на тарелке автомата перекоса, и те составляющие изги-

Рис. 19. Схема возникновения нагрузок на тарелку автомата перекоса у стреловидного
"жесткого " винта
Гармоники напряжений, пропадающие в комле лопасти несущего винта
с самоустапавливающимся циклическим тагом (обозначены нулем)

Число лопастей	Гармоники										
	I	II	111	IV	V	VI	VII	VIII	IX	X	XI
2	0		0		0		0		0		0
3	0	0		0	0		0	0		0	0
4	0		0		0		0		0		0
5	0			0		0			0		0

бающего момента в плоскости взмаха лопастей, которые могли бы
создать такой момент, и гем самым занимает нс наклоненное отно-
сительно своего вала положение. Такой винт можно назвать винтом
с самоустапавливающимся циклическим шагом.

Что дает такая схема для прочности подвески лопастей?

В полете в комле лопасти в плоскости тяги пропадают: первая
гармоника изгибающего момента и гармоники, на единицу отли-
чающиеся ог чисел, кратных числу лопастей (см. таблицу), так как
присутствие этих гармоник привело бы к возникновению момента
на тарелке автомага перекоса.

Что это за гармоники? На трехлопастном несущем винте это 1. II,
IV, V и т.д.; на четырехлопастном это I, III, V, Vil, IX и т.д.

Таким образом, схема стреловидного "жесткого’ несущего винта
с самоустанавливаюшимся циклическим шагом позволяет сущест-
венно снизить переменные напряжения изгиба в комле лопасти.

Эта схема хорошо подходит для рулевого винта вертолета [5]. Она
может быть также применена для многовинтовых вертолетов, не ис-
пользующих циклический шаг лопастей для управления.

Для несущего винта эта схема должна быть дополнена цикличе-
ским управлением. Если применить обычное жесткое управление,
устраняющее свободу наклона тарелки, то весь эффект от примене-
ния стреловидного винта пропадет Поэтому, чтобы сохранить эф-
фект снижения переменных напряжений, применяется управление
тарелкой через пружины небольшой жесткости, встроенные в сис-
тему управления (рис 20). где-то между бустерами и автоматом пе-
рекоса (см. далее рис. 25).

При таком управлении перечисленные выше гармоники, исклю-
чая первую, не устраняются полностью, а только снижаются по ве-
Рис. 20. Схема системы управления несущим винтом вертолета фирмы Локхид, приво-
димая обычно в различных проспектах и описаниях

личине, и это снижение зависит от жесткости примененных пру-
жин.

Что же касается переменных напряжений в креплении лопасти
по первой гармонике, вызванных постоянным моментом, приходя-
щим от несущего винта на вертолет, то их величины у простого и
управляемого стреловидного "жестких" винтов не различаются и
определяются только необходимой для балансировки и управления
вертолета величиной момента на втулке.

Устойчивость стреловидного винта

Применение стреловидного "жесткого" винта затрудняется тем,
что уже при малых положительных углах стреловидности лопасти и
небольшой жесткости управления винт становится неустойчивым
из-за флаттера, а при отрицательных углах стреловидности возника-
ет апериодическая неустойчивость винта, называемая обычно ди-
вергенцией [7].
Однако может быть предложен очень простой способ устранения
дивергенции, открывающий возможность для применения углов об-
ратной стреловидности лопасти.

Дивергенция лопасти возникает но следующим причинам. При
угле обратной стреловидности лопасти аэродинамические силы
стремятся развернуть лопасть в шарнире в направлении, при кото-
ром эти силы будут продолжать увеличиваться. Препятствует этому
развороту только момент от центробежных сил, связанных с осевым
моментом инерции лопасти, или, как его принято называть, "огур-
цовый момент".

Следовательно, действенным средством устранения дивергенции
является увеличение осевого момента инерции лопасти. Поэтому
выгодным, в частности, оказывается увеличение хорды лопасти.
Кроме того, в комле лопасти можно прикрепить вынесенные шлан-
ги с грузами, увеличивающие момент инерции лопасти относитель-
но шарнира. К тому же результату приводит и увеличение диамет-
рального момента инерции тарелки автомата перекоса. Если при
этом применить автомат перекоса с углами наклона, большими
циклически изменяемых углов установки лопасти, т.е. создать су-
щественно отличающееся от единицы передаточное отношение ме-
жду ними, то можно получиib тот же эффект путем относительно
небольшого увеличения момента инерции автомата перекоса и со-
ответственно выиграть в весе конструкции.

Необходимость увеличения момента инерции автомата перекоса
приводит к появлению в системе управления гироскопа (см.
рис. 20), который может быть использован для обеспечения устой-
чивости вертолета, о чем сше будет говориться в разделе "Устойчи-
вость вертолета со стреловидным несущим винтом1

Устойчивость вертолета
с простым несущим винтом

Рассмотрим устойчивость вертолета с простым "жестким несу-
щим винтом на режиме висения и в поступательном полете.

Совместное продольное и боковое движение вертолета на режи-
ме висения может быть описано системой дифференциальных урав-
нений седьмого порядка. Вещественная часть одной пары корней
характеристического многочлена этой системы уравнений оказыва-
ется положительной и соответствует неустойчивому длиннопсрио-
дическому движению вертолета с преимущественным содержанием
продольных составляющих движения.
Рис. 21. Изменение действительной q и мнимой р частей комплексной пары корней ха-
рактеристического многочлена, соответствующих неустойчивому движению верто-
лета на режиме висения, в зависимости от относительного выноса эквивалентного го-
ризонтального шарнира I	при различных массовых характеристиках лопасти у,

Как уже отмечалось, "жесткий" несущий винт эквивалентен шар-
нирному несущему винту с увеличенным разносом горизонтальных
шарниров. Поэтому оценим, как влияет на устойчивость вертолета
увеличение выноса горизонтальных шарниров.

На рис. 21 показано, как изменяются вещественная q и мнимая р
части указанной пары корней характеристического многочлена в за-
висимости от выноса горизонтального шарнира.

Из этого рисунка следует, что применение простого "жесткого"
несущего винта существенно не меняет характеристики устойчиво-
сти вертолета на режиме висения, а лишь несколько их изменяет,
делает вертолет менее неустойчивым, более нейтральным в смысле
устойчивости.

В поступательном полете большое влияние на устойчивость вер-
толета оказывает величина производной продольного момента на
несущем винте по углу атаки Л/“ат.

Если угол атаки вертолета и его винта по какой-либо причине
увеличился (рис. 22), то несущий винт заваливается назад, создавая
кабрирующий момент, который, разворачивая вертолет, приводит к
изменении его угла атаки апв в поступательном полете

еще большему увеличению угла атаки. Такой характер этой зависи-
мости приводит к неустойчивости вертолета.

На рис. 23 показано, как изменяются корни характеристического
многочлена системы дифференциальных уравнений продольного
движения вертолета в поступательном полете при изменении вели-
чины выноса горизонтального шарнира. Из этого графика следует,
что по мере увеличения I ™ колебательная неустойчивость вертоле-
та сменяется апериодической неустойчивостью, бурно нарастающей
по скорости полета.

У вертолета с обычным шарнирным винтом эта неустойчивость
легко устраняется небольшим стабилизатором.

Устранить эту неустойчивость у вертолета с простым "жестким"
винтом можно только путем существенного увеличения площади
стабилизатора. На рис. 24 показано, как изменяются корни характе-
ристического уравнения с увеличением площади стабилизатора на
скорости полета с ц = 0,45. Из этого рисунка, в частности, следует,
что для создания устойчивости вертолета на такой скорости по-
лета необходим стабилизатор площадью более 4 м2 при / ™ = 1 м и
более 6 м2 при I ’к® — 2 м. Это, по существу, уже не стабилизатор, а
крыло, которое будет создавать тягу, соизмеримую с тягой несущего
винта.

Отсюда следует сделать вывод, что по соображениям устойчиво-
сти применять простой "жесткий" винт можно только для вертоле-
Рис. 24. Зависимость корней характеристического многочлена системы уравнений
продольной устойчивости вертолета на скорости полета ср =0,45 от площади стаби-
лизатора S„ при двух значениях I

тов, рассчитанных на небольшую скорость полета и имеющих ма-
лую жесткость закрепления лопастей (малые I ).

Устойчивость вертолета
со стреловидным несущим винтом
Использование стреловидного несущего винта открывает воз-
можность применения "жестких" винтов для вертолетов с большими
скоростями полета.
Выше уже отмечалось, что стреловидный винт с самоустанавли-
ваюшимся циклическим шагом не создаст момента на валу винта и
не заваливается относительно вала ни на каком режиме полета. По-
этому от этого винта не возникает дестабилизирующего момента по
углу атаки, характерного для простых несущих винтов, и вертолет
может быть легко сделан устойчивым в поступательном полете за
счет применения небольшого стабилизатора.

Но вертолетом нужно управлять, а подсоединение к тарелке авто-
мата перекоса цепи управления с встроенными в него тарирующи-
ми пружинами (см. рис. 20) портит характеристики устойчивости
вертолета. В связи с этим следует останови!вся на очень важном
конструктивном решении, рассмотренном в теоретической статье
Зисинга [11]. В этой статье рассматривается динамика стреловидно-
го "жесткого" несущего винта, в систему управления которого, по-
мимо тарирующих, встроены специальные компенсирующие пру-
жины с отрицательной жесткостью (рис. 25).

Если сделать жесткости тарирующих и компенсирующих пружин
в системе управления равными по величине, но различными по зна-
ку, то подвеска тарелки автомата перекоса станет как бы свободной,
а возможность управления вертолетом сохраняется. Если при этом
момент инерции тарелки автомата перекоса увеличить, используя
для этого стержни (см. рис. 20), что необходимо для обеспечения ус-
тойчивости стреловидного несущего винта, то в системе управления
появится как бы свободный гироскоп, или, как нами принято назы-
вать, квазисвободный гироскоп [4J.

Расчеты показывают, что на режиме висения вертолет с такой
системой управления устойчив только при квазисвободном гиро-
скопе. Если общая жесткость подвески гироскопа отлична от нуля,
то вертолет на режиме висения становится неустойчивым.

Это утверждение проиллюстрировано на рис. 26...28, где приве-
дены корни характеристического многочлена системы дифферен-
циальных уравнений, описывающих движение вертолета со стрело-
видным "жестким" несущим винтом и с упругозакрепленным гиро-
скопом на режиме висения. В данном случае это движение описы-
валось системой дифференциальных уравнений девятого порядка.
На этих рисунках показаны вещественные q\ и и мнимые р\ и pi
части корней, соответствующих только медленному движению вер-
толета, которое обычно и является для вертолета неустойчивым.

На рис. 28 приведены зависимости этих корней от парциальной
частоты собственных колебаний гироскопа
Тарелка автомата
перекоса

Компенсирующая пружина
с отрицательной жесткостью

Рис. 25. Схема системы управления несущим винтом с тарирующими и компенсирую-
щими пружинами, имеющими отрицательную жесткость

где с — общая жесткость закрепления гироскопа, определяемая как
тарирующими, так и компенсирующими пружинами;

со — угловая скорость вращения гироскопа;

/г — полярный момент инерции гироскопа.

Из этого рисунка видно, что пара корней q{ + iрх становится рав-
ной нулю только при рг = 0. Движение вертолета в этом случае явля-
ется устойчивым. Но уже при весьма небольших жесткостях закреп-
ления гироскопа рг ~ 0,2...2,0 рад/с вертолет становится неустойчи-
вым почти в такой же степени, как и при рТ > 5 рад/с.

На рис. 27 зависимость тех же корней приведена по углу стрело-
видности лопасти т при разных углах о (см. рис. 19) и рг — 5 рад/с.
Эти кривые показывают, что неустойчивость вертолета (#1 > 0) со-
храняется при всех значениях тио.
Рис, 26. Зависимость вещественной q и мнимой р частей корней характеристического
многочлена, соответствующих медленному движению вертолета, от парциальной
частоты закрепления гироскопа р,

На рис. 28 изображена та же зависимость, но при рГ = 0. Из этого
рисунка следует, что вертолет с квазисвободным гироскопом устой-
чив только при обратных углах стреловидности, когда т < 0.

Отметим, что неизвестно, применяется ли в действительности
пружина с отрицательной жесткостью на вертолетах фирмы Локхид.
Во всяком случае, ни в одном из патентов фирмы о ее существова-
нии не упоминается.

Таким образом, вертолет со стреловидным "жестким" винтом
оказывается устойчивым на режиме висения только при квази-
свободном гироскопе. В поступательном полете вертолет со стрело-
видным винтом может быть сделан устойчивым на всех реально осу-
		С = 2 м;	рг = 5 рад/с;				/г = 7 кГм-с2				
	-ст=902									
	1 Д °' ; О in - чО  II II  > Р t?									
										
				——	— ——			^302,—  Т		
	ст=30е	ст=45°'	т=60°\	у=75°'ст	= 90°	0.1				
										
	-ст=90ч  -СТ=755:					9				
										
	-ст=604								•71	
					—	0,1					
	*(5 — 43 ч  -ст=304.				-	-					
										
	—0	02	-0	,01	0		0,	)1	1	
	•	1  Q Q II	II  о				——	-П 1	“****•-“— —			
	~ст=604  'ст=752			—			—							
	”ст=9С£							—			72	
										

Рис. 27. Корни уравнений совместного продольного и поперечного движений вертолета с
упругозакрепленным в системе управления гироскопом (рг — 5рад/с), соответствую-
щие длиннопериодическому (медленному) движению вертолета
Рис. 28. Вещественная q и мнимая р части комплексных корней и вещественные корни
характеристического многочлена, относящиеся к медленному движению вертолета
при квазисвободном закреплении гироскопа, когда рТ = 0, в зависимости от угла стрело-
видности лопасти т при различных значениях угла а

ществимых скоростях полета при помощи небольшого стабили-
затора.

Об управляемости вертолета

На рис. 29 показано, как изменяются параметры движения обыч-
ного вертолета с шарнирным винтом после резкого отклонения руч-
Рис. 29. Изменение параметров движения вертолета с обычным шарнирным винтом
I г ш = 0,21 м после синусоидальной дачи ручки управления к* до упора

ки управления (на кабрирование), выполненного по закону, соот-
ветствующему полуволне синусоиды. Диапазон отклонения тарелки
автомата перекоса для шарнирного винта подбирается обычно исхо-
дя из требований балансировки вертолета, но так, чтобы макси-
мальный момент на валу винта при резких отклонениях ручки
управления оставался в допустимых по прочности пределах.

Основным недостатком управляемости вертолета с шарнирным
винтом является то, что уже примерно через 4 с после дачи ручки
управления вертолет, отклонившись в заданном направлении, на-
чинает возвращаться назад, и если не повторить дачу, то он начнет
отклоняться даже в обратном направлении. Эти особенности его
движения, как известно, порождены неустойчивостью вертолета.
Рис. 30. Изменение параметров движения вертолета с простым "жестким " винтом
/ г ш = 2 м после кратковременного отклонения ручки управления по закону полуволны
синусоиды (величина отклонения подобрана из условия, чтобы момент Mz возникаю-
щий на несущем винте, не превосходил допускаемый по прочности вала)

Рис. 31. Потребный пс
(при передаточном он
М^гя, от несущего вит

ного винта

У вертолета с простым "жестким” винтом эти недостатки выраже-
ны еще отчетливее. Как видно из рис. 30, где показано движение
вертолета с параметром / ™ = 2 м после аналогичной синусоидаль-
ной дачи ручки управления, обратное движение вертолета начина-
ется еще раньше, примерно через 2...3 с, т.е. управляемость вертоле-
та резко ухудшается.

Этот недостаток отсутствует у вертолета со стреловидным "жест-
ким" винтом и квазисвободным гироскопом. Помимо того, что та-
кой вертолет является устойчивым летательным аппаратом, сказы-
вается и то, что гироскоп через несущий винт демпфирует движение
вертолета. Это уже подчеркивалось в работах [8] и [9].

На рис. 31 показаны потребные значения момента инерции гиро-
скопа, выбираемые из условия устранения дивергенции (левый гра-
фик) и соответствующие демпфирующие моменты от несущего вин-
та Л/рв~;. Здесь же приведены значения для вертолета с обыч-
ным шарнирным винтом.

Если принять т = —3°, I гК,® = 0,1, то демпфирующий момент у
вертолета со стреловидным винтом и квазисвободным гироскопом
оказывается примерно в четыре раза больше, чем у вертолета с шар-
нирным винтом.

На рис. 32 показано движение вертолета со стреловидным вин-
том после кратковременного отклонения ручки управления, соз-

Рис. 32. Изменение п
винтом после кратко
синусоиды (величина i
от несущего винта, t
Рис. 31. Потребный по условию устранения дивергенции момент инерции гироскопа /г
(при передаточном отношении ir = 1) и соответствующий демпфирующий момент
от несущего винта. Для сравнения показана область значений М%Т для шарнир-

ного винта

винтом после кратковременного отклонения ручки управления Кр по закону полуволны
синусоиды (величина отклонения подобрана так, чтобы момент Мг , возникающий
от несущего винта, не превосходил допускаемый по прочности вала)
Рис. 33. Характер движения вертолета со стреловидным "жестким" винтом после
ступенчатого отклонения ручки управления без возвращения ее в нейтральное положе-
ние

дающего на валу винта примерно тот же момент, что у вертолета с
шарнирным винтом. Как видно из этого графика, вертолет отклоня-
ется на определенный угол О и сохраняет его вплоть до появления
новых внешних воздействий. При ступенчатой даче ручки управле-
ния без возвращения ее в нейтральное положение вертолет начина-
ет движение с постоянной угловой скоростью (рис. 33).

Таким образом, вертолет со стреловидным "жестким" несущим
винтом обладает очень хорошими характеристиками управляемо-
сти: для изменения углового положения вертолета в пространстве
требуется отклонение ручки с возвращением ее в нейтральное поло-
жение, а для придания ему угловой скорости — ступенчатое откло-
нение ручки управления.

Нагрузки в креплении лопастей "жесткого"
несущего винта при резких отклонениях
ручки управления

Применение простого "жесткого" винта приводит к возникнове-
нию серьезного противоречия между необходимостью значительно-
го отклонения тарелки автомата перекоса по скорости полета для
устранения завала несущего винта и недопустимостью использова-
ния этого диапазона отклонений для управления вертолетом.

Поясним это утверждение. Из-за косого обтекания "жесткий" не-
сущий винт заваливается по скорости полета так же, как и обычный
Рис. 34. Изменение коэффи-
циентов деформаций а, и Ь,
при нейтральном положе-
нии автомата перекоса и
углов наклона автомата пе-
рекоса к,,* и Прустраняющих
эти деформации, по коэф-
фициенту р

шарнирный винт. Зависимость его коэффициентов деформаций а\
и Ь\ по скорости полета при нейтральном положении автомата пере-
коса практически не отличается от таких же зависимостей для шар-
нирного винта (рис. 34), но приводит к намного большим момен-
там, приходящим от несущего винта через его вал на фюзеляж вер-
толета. Для устранения этих моментов требуются значительные от-
клонения тарелки автомата перекоса и соответствующий диапазон
отклонений ручки управления.

Но если этот диапазон будет использован для управления верто-
летом, то в креплении лопасти возникнут нагрузки, во столько раз
большие по сравнению с шарнирным винтом, во сколько раз / ’к®
больше /гш.

На рис. 34 показаны примерное изменение коэффициентов а\ и
Ь\ по скорости полета и углы отклонения тарелки автомата перекоса
к* и г|*, необходимые для устранения этих деформаций. Эти откло-
нения очень слабо зависят от /г ш и в силу эквивалентности шарнир-
ного и "жесткого" винтов сохраняются теми же и у простого
"жесткого" винта.

Следовательно, для обеспечения балансировки вертолета по ско-
рости полета должен быть выбран диапазон отклонений тарелки ав-
томата перекоса и ручки управления вперед, в нашем случае не
меньший, чем | к* | =0,12 рал ~ 8°. А это означает, что этот диапа-
зон может быть в каких-то крайних случаях использован летчиком
для управления вертолетом.

При этом, если обратиться к рис. 30, то можно заметить, что мак-
симально допустимый по прочности момент на вале вертолета воз-
никает при отклонении к* = 0,0135 рад » 0,8°.

Следовательно, на вертолете с простым "жестким" винтом летчик
легко может превысить допустимые по прочности крепления лопа-
сти и вала моменты, вплоть до превышения в 10 раз, и сломать несу-
щий винт.

Конечно, можно на эго возразить, указывая, что при таких боль-
ших моментах вертолет достигает столь значительных углов тангажа
и крена, которые никогда нс допустит летчик. Однако легко себе
представить, что летчик при необходимости может последовательно
резко отклонить ручку в прямом и обратном направлениях, устра-
нив тем тангаж или крен вертолета, по превысив допустимые мо-
менты, о чем он может и не знать.

Все это говорит о том, что применение простого "жесткого" винта
недопустимо без специальных устройств в системе управления, пре-
дохраняющих несущий винт от поломки.

Такие устройства не требуются для стреловидного "жесткого"
винта, который не заваливается по скорости полета, и поэтому диа-
пазон отклонения ручки управления у вертолета с таким винтом мо-
жет и должен выбираться исходя только из необходимости сохране-
ния управляющих моментов от несущего винта в допустимых по ус-
ловиям прочности пределах.

Конструктивно-эксплуатационные особенности
вертолета с 'жестким" винтом

Сделать окончательный вывод о целесообразности применения
жестких’ винтов невозможно, не рассмотрев их основные конст-
руктивно-эксплуатационные особенности.

Компоновочные особенности вертолета
с жестким' винтом

При заданных управляющих моментах от несущего винта на вер-
толет перемещения концов жестко закрепленной лопасти несущего
винта существенно меньше, чем у лопастей шарнирного винта при
обычном (малом) разносе горизонтальных шарниров. Поэтому, сс-
ли сравнить вертолеты с одинаковыми максимально допустимыми
по прочности моментами на валу, то отклонения концов жестко за-
крепленных лопастей будут меньше, чем у шарнирного винта, и во
столько раз, во сколько параметр / больше разноса горизонталь-
ных шарниров обычного шарнирного винта/, ш.

Это обстоятельство оказывает существенное влияние на компо-
новку вертолета с "жестким" несущим винтом. У одновинтового
вертолета несущий винт может быть опущен и приближен к фюзе-
ляжу, чему не будет препятствовать свес лопасти, так как лопасти,
по соображениям прочности, должны быть закреплены с началь-
ным углом конуса.

Приближение плоскости винта к фюзеляжу облегчает создание
более прочного вала несущего винта, что весьма желательно в связи
с возможной необходимостью некоторого увеличения допустимых
по прочности моментов от несущего винта.

Увеличение диаметра вала несущего винта в связи с вероятной
необходимостью его упрочнения, а также возможность укорочения
вала при приближении плоскости винта к фюзеляжу заставляют от-
казаться от нижнего (наружного) расположения автомата перекоса
и переи ги к верхнему его расположению с управлением через внут-
реннюю полость вала.

В результате такой компоновки вес редуктора за счет усиления
вала может несколько увеличиться, но вес автомата перекоса веро-
ятнее всего уменьшится.

Применение ’жесткого" винта приводит к очень важным измене-
ниям в компоновке соосного вертолета. Плоскости вращения соос-
ных винтов могут быть существенно сближены и опущены к фюзе-
ляжу. Это обстоятельство приводит к кардинальному улучшению
характеристик соосных вертолетов. Аэродинамические сопротивле-
ния вертолета, его эквивалентная вредная пластина существенно
уменьшаются. По нашим оценкам, сопротивление соосного верто-
лета в некоторых случаях может быть снижено в 1,5...2 раза.

Конструкция втулки "жесткого" несущего винта

С переходом на "жесткий" винт наиболее существенные измене-
ния претерпевает конструкция втулки несущего винта. Пропадают
узлы горизонтального и вертикального шарниров. Осевой шарнир
сохраняется, но его конструкция, как известно, может быть легко
выполнена с торсионо.м, воспринимающим центробежную силу и
разгружающим подшипники осевого шарнира (рис. 35).

Для этого случая выгодной в весовом отношении оказывается
схема осевого шарнира типа "дверная петля" (см. рис. 35), приме-
няемая и в других схемах несущих винтов, в частности, на широко
известном вертолете фирмы Белл "Хью-кобра".

Общий уровень переменных напряжений в деталях втулки повыша-
ется, и ее создание требует совершенно нового подхода к конструиро-
ванию и технологии изготовления. Конструкция должна быть, по воз-
можности, без элементов, приводящих к концентрации напряжений.
Наружные поверхности всех деталей следует тщательно отполировать
до полного устранения всех обнаруживаемых дефектов. Все детали
должны быть проверены и на отсутствие внутренних дефектов.

Чрезвычайно высокие требования необходимо предъявлять и к
используемым материалам. Их следует изготовлять, соблюдая мак-
симальные предосторожности, чтобы не возникло засорения мате-
риала инородными включениями. Прочностные характеристики
материала должны быть тщательно проанализированы и выбран
наиболее подходящий материал, имеющий наибольшие значения
ov/Zi, где — допускаемые усталостные напряжения, Е — модуль
упругости. Следует заметить, что по этому критерию выгодным мо-
жет оказаться использование титана, а корпус втулки вертолета
ЛН-56Л ("Шайен"), как известно, изготовлен из титана, по возмож-
но применение и стали.

Новым должен быть подход к конструированию втулки и в связи
с особенностями эксплуатации агрегатов с высоконагруженными
переменными напряжениями деталями. Никакие повреждения на-
ружной поверхности втулки в эксплуатации, как механические, так
и коррозионные, нс допустимы. Поэтому все наружные поверхно-
сти втулки должны быть защищены как антикоррозионными по-
крытиями, так и специальными покрытиями, нс допускающими ка-
ких-либо механических повреждений.

Трудность создания втулки, которая бы надежно работала при
высоких переменных напряжениях и имела бы достаточно высокие
запасы по усталостной прочности, исключающие ес разрушение в
эксплуатации, является основным недостатком и главной пробле-
мой создания вертолета с "жестким" винтом.

Любые преимущества теряют свое значение хотя бы при одной
катастрофе из-за обрыва рукава втулки. Тем нс менее, при оценке
вертолета с "жестким" винтом следует исходить из того, что надежно
работающая втулка может быть создана. В противном случае такая
оценка теряла бы всякий смысл.

Если исходить из этого, го конструкция, испытывающая только
деформации, допустимые по условиям ес выносливости, и не имею-
щая тяжелонагруженных подшипников, работающих на износ и по-
этому всегда ограничивающих ресурс, является, несомненно, круп-
ным шагом вперед в развитии вертолетной техники. Такая втулка
может иметь практически неограниченный ресурс и требует сущест-
венно меньшего обслуживания в эксплуатации, сводящегося, в ос-
новном, к осмотру с целью обнаружения внешних повреждений.

Следует отметить, что втулка "жесткого" несущею винта, не
имеющая шарниров, не будет, следовательно, иметь и демпферов
вертикальных шарниров. Нс будет она иметь и центробежных огра-
ничителей свеса.

Такая втулка, как показывают произведенные опенки (см.
рис. 11). .может иметь и существенно меньший вес. Это уменьшение
веса окажется особенно заметным, если сравнивать втулки при ус-
ловии = /, ш, т.с. втулку с жестко закрепленными лопастями и
большим разносом эквивалентных шарниров сравнивать с шарнир-
ной втулкой, имеющей такой же большой разнос шарниров.

Использование "жесткого' несущего винта
в перспективных схемах винтокрылых аппаратов

При опенке "жесткого винта нельзя нс учитывать возможность
его применения на перспективных схемах винтокрылых аппаратов.

Наиболее близкой к реализации является соосная схема скорост-
ного вертолета, предложенная фирмой Сикорского и называемая
обычно ABC (Advancing Blade Conception; в переводе введен термин
"концепция наступающей лопасти"). Эта схема предполагает при
использовании сближенных соосных винтов увеличить максималь-
ную скорость вертолета за счет отдаления срыва путем разгрузки по-
пятно идущих лопастей и более оптимальной загрузки лопастей,
идущих навстречу потоку (уменьшение зон с отрицательными угла-
ми атаки). При этом каждый из винтов создает тягу в основном сво-
ей наступающей лопастью.

Для такого перераспределения нагрузки необходимо, чтобы вза-
имно уравновешивающиеся поперечные моменты, приходящие от
обоих винтов, имели достаточно существенную величину, хотя бы
порядка (0,1...0,2) ЯТню что нс так просто осуществить, если учесть,
что от этого будут возникать длительно действующие переменные
напряжения в конструкции крепления лопасти. Однако нет сомне-
ний в том, что вместе с появлением новых, более прочных материа-
лов и накоплением опыта в конструировании "жестких" несущих
винтов величина момента, который допустимо передавать на вал
несущего винта, будет непрерывно увеличиваться. Вместе с этим
процессом будут расти и возможности схемы, использующей "кон-
цепцию наступающей лопасти '. Более подробно данные этой схемы
описаны нами в работе [6].

Нельзя не отметить и схемы винтокрылых аппаратов с останав-
ливаемыми и убирающимися в полете несущими винтами.

Трудность осуществления таких схем заключается в том, что ос-
тановить несущий винт в косом потоке представляется весьма не-
легкой задачей.
Максимальная скорость ветра, при которой удастся без поломки
остановить несущие винты у современных вертолетов с шарнирны-
ми винтами, составляет всего около 20 м/с, и то далеко не у всех
конструкций. Следовательно, задача заключается в том, чтобы по-
высить эту скорость хотя бы до 200 км/ч (55 м/с), когда самолетное
крыло может иметь уже достаточную подъемную силу.

Нет сомнений в том, что "жесткий" винт будет иметь преимуще-
ство в этом случае. Маховое движение жестко закрепленной лопа-
сти можно сделать существенно меньшим и исключить ее задевание
за конструкцию фюзеляжа в процессе остановки винта.

К тому же при остановке шарнирного винта в условиях горизон-
тальной скорости полета его лопасти начинают ударять по ограни-
чителям свеса, от чего напряжения в них могут стать даже больше,
чем у жестко защемленной лопасти.

Таким образом, винт с жестким закреплением лопастей имеет
несомненное преимущество по сравнению с шарнирным винтом
при применении в некоторых перспективных схемах винтокрылых
аппаратов.

Эксплуатационные особенности жесткого"
несущего винта

Для того чтобы должным образом оценить эксплуатационные
преимущества "жесткого винта, нужно вспомнить об очень важном
направлении развития авиационной техники в ее перспективе.

К авиационной технике постоянно предъявляются все новые и,
как правило, более жесткие требования, как в отношении ее надеж-
ности, так и в направлении более качественного выполнения лета-
тельными аппаратами их основных задач, с расширением допусти-
мых погодных условий и условий видимости. Непрерывно расши-
ряются и области применения техники. Решить эти задачи оказыва-
ется возможным, как правило, только при помощи специальной ап-
паратуры. Все это приводит к тому, что авиационная техника чрез-
вычайно усложняется и дорожает и сделать рентабельным ее приме-
нение можно только одним способом — добиться резкого увеличе-
ния времени использования летательного аппарата. Летательный
аппарат должен работать в среднем по 12... 16 ч в сутки с нескольки-
ми сменами экипажа, а не по 1,5...2 ч, как это часто бывает в на-
стоящее время. Как следствие этого требования, его обслуживание
должно сводиться, в основном, к заправке топливом. Только при
этом условии применение летательного аппарата может быть рента-
бельным.

Это означает, что при проектировании новых летательных аппа-
ратов должно отдаваться предпочтение тем конструкциям, которые
требуют наименьшего обслуживания в эксплуатации. В идеале сле-
дует стремиться к созданию совершенно не обслуживаемых в экс-
плуатации конст рукций.

Если принять эту доктрину как бесспорную, то нужно переходить
к конструкциям неограниченного ресурса, чтобы возможно реже
менять агрегаты в эксплуатации, отказываться от конструкций, тре-
бующих частого шприцевания, исключать необходимость осмотра,
заменяя его введением соответствующих сигнализаторов.

В этом плане, если обратиться к втулке несущего винта, у кото-
рой шарниры служат для обеспечения только качагельного движе-
ния, переход на бесшарнирную конструкцию дает несомненный
выигрыш в трудоемкости и продолжительности ес обслуживания
Эксплуатация втулки становится проще и дешевле. Это преимуще-
ство "жесткого" винта во всех иностранных источниках признается
наиболее важным.

Другие эксплуатационные особенности вертолетов с "жесткими"
винтами менее существенны.

Отмстим все же, что для многих, наиболее жестких конструкций
закрепления лопастей не будет необходимости в их швартовке.

Существенным эксплуатационным недостатком вертолета с "жест-
ким" винтом является то, что у стоящего на земле вертолета с работаю-
щим несущим винтом нельзя отклонить ручку управления, так как
возникающая на шасси реакция может уравновесить очень большие
моменты, приходящие от несущего винта, и винт может сломаться.

Следовательно, на вертолете с "жестким" винтом можно рулить
по земле только при помощи пропульсивных средств, например тя-
нущих или толкающих винтов, если такие имеются.

Поэтому у вертолетов с "жестким" винтом, не имеющих таких
средств, вместо колесного шасси делают обычно полозки.

Выводы

Несмотря на существенное увеличение переменных напряжений
изгиба в элементах крепления лопасти проведенные исследования
подтверждаю! возможность создания "жесткого" несущего винта.

При этом существенно менее напряженной является конструк-
ция стреловидного "жесткого" винта, не имеющая столь серьезных
ограничений по скорости полета, как у простого "жесткого" винта
К тому же эта конструкция позволяет сделать вертолет устойчивым
на всех режимах полета и с хорошей управляемостью.

При выборе параметров крепления лопасти следует иметь в виду
две возможности.

Если не использовать момент крепа для увеличения максималь-
ных скоростей вертолета, то крепление лопасти следует делать с
умеренными значениями параметра / равными для нашего слу-
чая / ?к,® = 0,7...0,9 м. В этом случае втулка "жесткого" несущего вин-
та будет легче втулки шарнирного винта.

Использование моментов крена позволяет рассматривать воз-
можность существенного увеличения максимальной скорости вер-
толета, но при этом необходимо применять лопасти с большими
/ (в рассмотренном случае это /	> 2 м), что приведет к утяже-

лению конструкции несущего винта.

Важным преимуществом "жесткого" винта является его большая
простота, облегчающая и удешевляющая его изготовление и обслу-
живание в эксплуатации

Список литературы

1.	Некрасов А.В. Расчет форм и частот собственных колебаний лопастей воз-
душных винтов // Труды ЦАГИ. 1964. № 898.

2.	Миль МЛ., Некрасов Л.В., Браверман А.С., Гродко JI.IL, Лсйкаид М.Л. Вер-
толеты Расчет и проектирование Кн. II Колебания и динамическая прочность.
М.: Машиностроение, 1967.

3.	Некрасов А.В., Пашкин В.Г. Программа расчета форм и частот собственных
колебаний нсврашаюшейся и вращающейся упругой балки на ЭВЦМ М-20 МВЗ.
1968.

4	Некрасов А.В. Динамика, прочность и аэродинамика "жесткого" несущего
винта. МВЗ. 1968.

5.	Некрасов А.В., Гродко Л.П Рулевой винт вертолета. А.с. № В3338. 1968.

6	Некрасов А.В. О летных данных вертолета, использующего концепцию на-
ступающей лопасти // Доклады на восьмой научно-технической конференции по
аэродинамике и динамике вертолетов. ЦАГИ. 1970.

7.	Бахов О.II., Гродко Л.П., Некрасов А.В. Устойчивость стреловидного винта
//Доклады на восьмой научно-технической конференции по аэродинамике и ди-
намике вертолетов. ЦАГИ. 1970.

8.	Дмитриев И.С., Есаулов C.IO. Система управления одновинтовых вертолетов
М.: Машиностроение. 1969.

9.	Есаулов С.ТО., Дмитриев И.С.. Коробов Я.В., Костин Б.Ю. Управление несу-
щим винтом вертолета с помощью механических гироскопических устройств.
МВЗ. 1970.

10.	Пчелкин В.М. О хордовом флаттере винта на режиме висения //Доклады на
восьмой научно-технической конференции по аэродинамике и динамике вертоле-
тов. ЦАГИ. 1970.

11	Sissing G.J. Response Characteristics оГ the Gyio-Controlled Lockheed Rotor
Sistem //Journal of the American Helicopter Society. Vol 12. № 4. October. 1967.
О ПРИМЕНЕНИИ МЕТОДА
ДИНАМИЧЕСКОЙ ЖЕСТКОСТИ
К РЕШЕНИЮ ЗАДАЧИ
О СОБСТВЕННЫХ КОЛЕБАНИЯХ ВИНТА
НА УПРУГОМ АНИЗОТРОПНОМ ОСНОВАНИИ*

/0.1. Мягков

Исследования динамики воздушных винтов в ряде случаев при-
водят к необходимости рассмотрения совместных колебании
лопастей винта и упругой опоры.

В данной работе рассматривается применение метода динамиче-
ской жесткости к расчету собственных колебаний винта на упругом
анизотропном основании в общем случае, когда лопасти винта со-
вершают колебания в двух плоскостях совместно с колебаниями уп-
ругого анизотропного основания.

Рассмотрим малые колебания многолопастного винта, закреп-
ленного на упругом основании. Будем полагать винт изотропным,
т.е. состоящим из п одинаковых лопастей при п > 3. расположенных
в порядке циклической симметрии. Винт равномерно врашается в
пустоте с угловой скоростью со.

Применяя метод динамической жесткости, расчленим систему на
две части, одна из которых представляет собой вращающийся винт,
а другая — неподвижную упругую опору. Зададим малые смешения
системы в месте ее расчленения следующим выражением:

5(/)=50е'",	(1)

где 80 {х, у, z, <рл, , (pt) — амплитудный вектор деформации,
компонентами которого являются комплексные величины смеше-
ний и углов поворота соответственно трем осям координат х, у, <
(рис. 1).

Вектор динамической реакции основания Ф{,¥, К, Z, Л/х, Му,
Л/,} выразим обычным способом

Ф=С50е'",	(2)

Прочность и долговечность авиационных конструкций. Киев. 1973. № 6.
Рис. 1. Системы координат

где С — матрица коэффициентов динамической жесткости упругого
основания. Элементы этой матрицы являются функциями часто-
ты р:

Cij =Cij(p).

В общем случае, когда главные оси жесткости не совпадают с
осями координат, матрица С будет полной.

Аналогичным образом представим вектор Фв динамической ре-
акции изотропного винта

Ф„ =М>е"",	(3)

где D — матрица коэффициентов динамической жесткости винта.
Тогда условие равновесия

Ф +ФВ =0	(4)

приводит к уравнению
(C+D)3o=O,	(5)

откуда получается основное уравнение метода динамической жест-
кости
det(C+Z))=0.	(6)
Уравнение (6) является частотным уравнением, корни которого
суть частоты собственных колебаний рассматриваемой механичс
ской системы.

Таким образом, для решения задачи о собственных колебаниях
винта на упругой опоре методом динамической жесткости необхо-
димо определить матрицы динамической жесткости опоры С и вин-
та D.

Первую из них полагаем заданной, считая возможным опреде-
лить ее известными аналитическими методами либо экспсрпмен •
тальным путем. Дальнейшая задача состоит в нахождении матрицы
динамической жесткости вращающегося винта I) При этом полага-
ем, что известна матрица динамической жесткости вращающейся
лопасти которая преобразует вектор 5 к смещения корневого се-
чения лопасти в вектор динамической реакции:

ФК=Д,5К.	(7)

Принимаем, что размеры втулки винта достаточно малы и каж-
дая лопасть начинается от оси вращения винта.

Выразим вектор смешения комля /с-й лопасти бА , ук, zk, срхк.
уук, <prJt} через векгор смещения 5, последовательно переходя к
осям о. Xi, У1, Z] с помощью матрицы преобразования координат Л.
а затем к осям о, хк, Ук, Zk с помощью матрицы ДА.:

6* =ЛА Ди5.

(8)

Матрица Дм имеет вид

COS COZ'	-since/	0 !	
since/	COSCO/	° ;	0
0	0	1	

	! COSCO/	-sin co/	0
0	sin co/	COSCO/	0
	0	0	1

(9)

Матрицу можно получить из матрицы Дй1 простой! заменой ой
2 г. ,
на азимутальный угол ук ~ —к.
п
С учетом формул Эйлера для комплексных чисел преобразуем
матрицу Дш к виду

Д(, = G0 + G’e'"’' +G'e ,	(10)

0 0

О 0

ООО
ООО
0 0 1

С - транспонированная матрица.
Тогда

SA = ДА Go5(, е"’' + Д^(7’50е''А' + ДА. G50 c1'2' ,	(11)

где р\ - р - со, pi = р + со.

Полученное выражение свидетельствует о том, что вектор смеще-
ния цснгра винта во вращающейся системе координат может быть
представлен тремя компонентами, каждая из коюрых изменяется с
одной из трех частот р. р\, pi. Частоты р\ и р-^ обычно называют ком-
бинационными гармониками

Для каждой из трех компонент вектора <5*. в соответствии с выра-
жением (7) определим компоненты динамической реакции лопасти,
каждая из которых будет зависеть от одной из полученных частот.

Динамическую реакцию винта Фи в осях о, xt, _V|, <i определим
после обратного преобразования вектора динамической реакции
лопасти и суммирования по всем лопастям

фы =£[д;‘дл(р)д^0 50 е'^ +д;|Рл(р|)дАс'50е'>'г +

А = |

+ Д;1Р;1(р2)Д*Сбое''2'].	(12)

Преобразование вектора Фш к осям о, х, у, z выполним с учетом

Д;,1 =G0 +6е +G'e,wf,

(13)
в результате чего сохраняются только члены, содержащие одно-
именные матрицы вида (7(), G, G1 и временной множитель, завися-
щий только от аргумента р:

Ф.	+ &DAPi)G'+GDAP2)G\daeipl, (14)

п

где D,0(p) = ]ГЛ. /),(/>)Дк и аналогичные выражения для частот р\
; -1

и Pz-

Таким образом, матрицу динамической жесткости вращающего-
ся винта в неподвижных осях координат можно определить как

D=G()D(Ap)G, + G’Z),u(p.)G'+G7)(„(p2)6\	(15)

Учитывая, что для вращающейся лопасти

D. -=D^p,v>),

а также (11), имеем

£>(®, /л Pi, р2) = /Лео, р).	(16)

Следовательно, для заданного значения угловой скорости враще-
ния со можно найти решения уравнения (6), которые определяют
частоты собственных колебаний исходной системы р,.

Соответственно каждому найденному значению р, из уравнения
(5) можно определить собственный вектор 50,. В общем случае его
компоненты будут комплексными числами.

В качесгве иллюстрации рассмотрим плоскую задачу, т.е.
60 =50 {х, у}. Колебания винта с шарнирно закрепленными лопа-
стями происходят в плоскости ею вращения. Коэффициенты dtj
матрицы динамической жесткости лопасти определялись чис-
ленно в некотором интервале частот по методу добавочных масс и с
учетом сил Кориолиса, как эго было сделано Л.Н. Гродко при реше-
нии задачи о колебаниях винта на изотропном упругом основании.

На рис. 2 показана зависимость частот собственных колебаний от
среднего значения жесткости опоры

С -	~ 1

ср 2

£

Цифры на кривых обозначают степень анизотропии опоры

С3.
Рис. 2. Зависимость частот собственных колебаний от среднего значения жесткости
опоры

Как следует из графика, имеются такие значения жесткостей и
степени анизотропии, при которых значения собственных частот р,
значительно отличаются от изотропного случая. Асимптоты опреде-
ляются антирезонансами, т.е. частотами, при которых динамиче-
ская жесткость лопасти обращается в бесконечность. Разница час-
тот соответствующих асимптот составляет 2со. При колебаниях по
z-й собственной форме центр винта будет двигаться по эллипсу, а
лопасти при этом будут совершать колебания сразу с двумя частота-
ми ри и p2i. Особые точки В на графике соответствуют такой форме
колебаний независимо от степени анизотропии, когда центр винта
движется по кругу по причине антирезонанса на одной из комбина-
ционных гармоник.

В качестве другого примера рассматривается решение задачи для
винта, втулка которого может смещаться по трем направлениям.
Лопасти этого винта имеют шарнирное закрепление при колебани-
ях в плоскости тяги (zoxK) и консольное — при колебаниях в плос-
кости вращения (хкоук).
Рис. 3. Зависимость частот колебаний винта от угла поворота одной из главных осей
жесткости основания

Свойства опоры определялись в зависимости от угла поворота а
одной из главных осей жесткости основания по отношению к оси
ох. Соотношение главных осей эллипсоида жесткой опоры прини-
малось 10:1:1. По оси абсцисс отложена величина наибольшего
главного значения жесткости (рис. 3).

На графике указаны также парциальные частоты при а = 0 или
а = 90°. В этих случаях колебания лопастей винта в плоскости тяги
и вращения оказываются независимыми.

В общем случае при а * 0 при колебаниях по некоторой собст-
венной форме с частотой проекция траектории центра винта на
какую-нибудь координатную плоскость будет представлять собой
эллипс и колебания лопастей будут происходить сразу с гремя час-
тотами: р,, р{1, p2i.

Список литературы

1.	Риз 11.М., Пожалостин А.И. Вибрации и динамическая прочность воздушных
винтов //Труды НАГИ. Вып. 609. 1947.

2.	Гродно Л.Н. Вибрации вертолета// В кн Вертолеты. Т. 2. Колебания и дина-
мическая прочность. М.: Машиностроение, 1967.

3-	Гангмахср Ф.Р. Теория матриц. М. Наука, 1967.

4.	Димептберт Ф.М. Применение метода динамической жесткости для расчета
связанных колебаний // В кн : Динамика и прочность коленчатых валов. М.-Л.:
Изд-во АП СССР, 1948.

5.	Некрасов A.R. Расчет частот и форм собственных колебаний лопастей воз-
душных винтов // Труды ЦАГИ. Вып. 898. 1964.

6.	Гуров А.Ф. Совместные колебания воздушного винта и вала двигателя //
Труды МАИ. Вып. 40. М.: Оборонив, 1954.

ВЫПОЛНЕНИЕ ПОСАДКИ ВЕРТОЛЕТА Ми-26
НА РЕЖИМЕ АВТОРОТАЦИИ

Г.Р. Карапетян

В соответствии с требованиями Норм летной годности в СССР
каждый вновь создаваемый и впоследствии внедряемый в экс-
плуатацию вертолет вне зависимости от числа двигателей дол-
жен пройти серию испытаний по выполнению посадок на режиме
самовращения несущего винта с выключенными двигателями.

Такой отказ считается одним из аварийных основных расчетных
случаев. Анализ летных происшествий показывает, что отказы двух
двигателей составляют значительный процент от всех аварийных
ситуаций, особенно в боевой обстановке.

В декабре 1977 г. был выполнен первый полет тяжелого транс-
портного вертолета Ми-26, создание которою явилось значитель-
ным успехом коллектива Московского вертолетного завода
им. М.Л. Миля.

К середине 1980 г. государственные испытания вертолета Ми-26
подошли к их заключительной фазе. На этом этапе должны были
быть проведены посадки на режиме авторотации с выключенными
двигателями и определены их особенности.
Рис. 1. Изменение нагрузки
на вметаемую площадь и
нагрузки на л.с. вертолета
Ми-26 в зависимости от по-
летной массы

Как известно, вертолет Ми-26 имеет ряд серьезных отличий не
только от других вертолетов, но и от вертолета Ми-6, достаточно
близкого к нему по своим геометрическим размерам и массовым ха-
рактеристикам.

Эти отличия в основном определяются следующими парамет-
рами:

1.	Широким диапазоном эксплуатационных полетных масс от
/nmin - 30 т до rnmax = 56 т и соответственно широким диапазоном на-
грузок на ометаемую площадь от /?min = 37,5 кг/м2 и до максималь-
ных ртах = 69,7 кг/м2 (рис. 1);

2.	Большим числом лопастей несущего винта, т.е. большим коэф-
фициентом заполнения о;

3.	Массовой характеристикой лопастей у, которая почти в 2 раза
выше, чем на других вертолетах;

4.	Меньшим относительным моментом инерции несущего винта,
вследствие конструктивного совершенства агрегатов несущей сис-
темы.

Все перечисленные выше аэродинамические, конструктивные и
массовые характеристики несущего винта и самого вертолета
Ми-26, как показывают теоретические исследования и результаты
моделирования, действуют в одном направлении, а именно — увели-
чивают вертикальную скорость приземления при заданной поступа-
тельной скорости и сокращают время посадки от начала торможе-
ния и до момента приземления.

Предстояло выполнить сложную задачу, результаты которой
должны были поставить все точки над i: признание и запуск в серию
вертолета Ми-26, прошедшего все испытания за удивительно ко-
роткие сроки, и не только подтвердившего, но и превзошедшего за-
явленные характеристики, и поражение скептиков, а их было впол-
не достаточно, и как это ни странно, не у Заказчика (Министерства
обороны), а в Министерстве авиационной промышленности.
Посадочные характеристики при отказе двигателей определяют
главные эксплуатационные ограничения, которые должны быть вы-
полнены для производства безопасных посадок.

К этим эксплуатационным ограничениям относятся следующие:

•	поступательная скорость в момент касания по условиям проч-
ности не должна быть больше некоторой допустимой величины
г/

' х пос max доп >

•	вертикальная скорость приземления при использовании кине-
тической энергии вертолета и несущего винта не должна превышать
К, постп\ лоп с тем, чтобы обеспечить вертикальную перегрузку не вы-
ше занормированной;

•	при приземлении вертолет должен иметь посадочный тангаж
(Э), нулевой крен, не иметь сноса, а угловые скорости по всем осям
должны быть близки к нулю (од ~	~ о, ~0).

Возможность выполнения лих требований при посадках па режи-
ме самовращения зависит не только от аэродинамических, конструк-
тивных и массовых характеристик несущего винта вертолета и опре-
деляемых этим характеристик управляемости, в особенности на за-
ключительном этапе при "подрыве" общего шага несущего винта, но
также и от режима полета, определяемою высотой, скоростью и вер-
тикальными скоростями, при которых произошел отказ двигателей.

Допустимые вертикальные скорости приземления и установив-
шиеся скорости снижения на самовращении связаны между собой,
поскольку обязательное условие безопасной посадки — чтобы по-
ступательная скорость перед началом предпосадочного маневра не
была меньше некоторой величины Vx П.!П. Это обуславливается зна-
чительным увеличением вертикальной скорости снижения на ма-
лых поступательных скоростях и уменьшением на них эффективно-
сти торможения из-за уменьшения производной тяги по углу атаки,
что приводит к тому, что даже при оптимальной технике пилотиро-
вания "подрывом" несущего винта можно уменьшить достаточно ог-
раниченную величину вертикальной скорости.

Таким образом, при скоростях, меньших Kviuimjn, невозможно
обеспечить приемлемую вертикальную скорость приземления И;.д0П,
в которую еще должен входить и некоторый запас, обусловленный
отклонениями техники пилотирования от оптимальной.

В принципе снижение при заходе на посадку на режиме самовра-
щения несущего винта можно производить на любой скорости,
большей ИПЛП11П, но при больших скоростях планирования доста-
точно трудно добиться ее уменьшения до скорости |11ах касания,
регламентируемой по условиям прочности колес шасси, а кроме
того, существенно возрастает сложность техники пилотирования
для обеспечения таких посадок.

Как показывают результаты моделирования и опыт летных испы-
таний, обычно оптимальная, с точки зрения простоты пилотирова-
ния и получения приемлемых поступательных и вертикальных ско-
ростей приземления, скорость установившегося планирования ле-
жит в пределах И11лп1(пи наивыгоднейшей Vx. Поэтому торможение
перед посадкой необходимо начинать именно на этой оптимальной
скорости.

По условиям прочности предельно допустимая расчетная вели-
чина вертикальной скорости приземления для Ми-26 составляет
V — 3,6 м/с для полетных масс нормальной и менее, и
Vy = 3,2 м/с для полетных масс более нормальной при максималь-
ной скорости касания Vx = 70 км/ч.

Параметры, определяющие безопасность перехода на режим са-
мовращения несущего винта, во многом зависят от аэродинамиче-
ских, конструктивных и массовых характеристик несущего винта
вертолета (нагрузки на ометаемую площадь, момента инерции несу-
щего винта, заполнения и др.).

Как было отмечено выше, вертолет Ми-26 эксплуатируется в
очень широком диапазоне полетных масс. При этом существуют две
области (по значениям нагрузок на ометаемую площадь и энерго-
вооруженности), в которых заметно разное поведение вертолета и,
соответственно, разные условия пилотирования в момент:

•	отказа двигателей;

•	на установившемся режиме самовращения несущего винта:

•	при выполнении посадок с выключенными двигателями.

Ниже будут рассмотрены наиболее важные вопросы, характери-
зующие и определяющие безопасность полета при отказе двух дви-
гателей на вертолете Ми-26, к которым относятся:

•	уменьшение частоты вращения несущего винта и высоты по-
лета после отказа (рис. 2);

Рис. 2. Уменьшение часто-
ты вращения несущего
винта в случае отказа двух
двигателей
’ зависимость вертикальных скоростей на установившемся само-
вращении от поступательной скорости и частоты вращения несуще-
го винта;

•	оптимальная техника пилотирования при выполнении посад-
ки на режиме самовращения несущего винта.

Переход на режим самовращения

Стандартная техника пилотирования при одновременном отказе
двух двигателей, которая рекомендуется практически для всех одно-
винтовых вертолетов, связана с уменьшением общего шага несуще-
го винта до минимального с последующим увеличением угла танга-
жа на кабрирование для уменьшения поступательной скорости и
сохранения частоты вращения несущего винта.

Результаты моделирования и летные испытания показали, что
уменьшение частоты вращения несущего винта после отказа двух
двигателей при такой методике перехода на самовращение несуще-
го винта на вертолете Ми-26 по абсолютной величине больше и
происходит более динамично, а маховое движение лопастей при от-
клонении автомата перекоса на себя для торможения вертолета уве-
личивается больше, чем на вертолете Ми-6. Это объясняется
большими нагрузками на сметаемую площадь, меньшим моментом
инерции несущего винта и высокой массовой характеристикой ло-
пастей у вертолета Ми-26 по сравнению с вертолетом Ми-6.

Так, в горизонтальном полете (рис. 3) на скорости V = 200 км/ч
М

величина —— для вертолета Ми-26 составляет 1,91 1/рад, а для
®нв

Рис. 3. Продольная балансировка вертолетов Ми-6 и Ми-26 в горизонтальном полете и
на авторотации 
Рис. 4. Отклонение ручки управле-
ния при увеличении угла тангажа в
зависимости от полетной массы

Ми-6 1,1 1/рад, а на скорости И= 270 км/ч эти величины соответст-
венно равны 2,5 и 1,4 1/рад.

Уменьшение тяги несущего винта по мере уменьшения общего
шага в условиях полета с перегрузкой пу < 1 в процессе отказа вызы-
вает увеличение махового движения лопастей, что в свою очередь
требует не только отклонения органов управления для парирования
появляющихся разбалансировочных моментов, но и дополнитель-
ной коррекции возмущений из-за махового движения лопастей в
условиях уменьшенной эффективности управления.

Достаточно большие отклонения органов управления для пари-
рования появляющихся возмущений происходят не только из-за
больших по абсолютной величине изменений частоты вращения не-
сущего винта, приводящих к заметному уменьшению эффективно-
сти управления, что достаточно хорошо иллюстрируется не только
теоретическими расчетами, но и материалами летных испытаний
(рис. 4), но и в силу того, что конструктивные и аэродинамические
особенности вертолета Ми-26 дают несколько необычный характер
продольной балансировки в горизонтальном полете и на режиме са-
мовращения, которые связаны с установкой неуправляемого стаби-
лизатора. На больших скоростях полета имеет место обратный на-
клон балансировочных кривых, т.е. имеет место продольная стати-
ческая неустойчивость по скорости полета.

При переходе на режим самовращения для сохранения постоян-
ной поступательной скорости необходимо довольно значительное
отклонение ручки управления на себя для парирования возникаю-
щего пикирующего момента. Так, например, для перехода на само-
вращение несущего винта на постоянной скорости 170 км/ч автомат
перекоса отклоняется на себя на ДЯ = 1,5°, что соответствует откло-
нению ручки управления на себя на Абр = 50 мм. При переходе на
самовращение с созданием положительного тангажа для гашения
скорости эти отклонения еще больше увеличиваются.

Для создания угла тангажа 3 = 15° на кабрирование требуется от-
клонение автомата перекоса на себя па А// = 2,5°, при этом маховое
движение лопасти увеличивается, и в заднем положении угол взмаха
равен —2° (—3° при передней центровке вертолета), а в переднем по-
ложении —20° (-24° при передней центровке), в то время как на
вертолете Ми-6 э>и величины соответственно составляют 0; —2° в
зачнем положении и —12°; —18е в переднем

Большие значения махового движения лопастей у вертолета
Ми-26 являются следствием не только больших потребных отклоне-
ний ручки управления при переходе на самовращение несущего
винта, но и более высокой массовой характеристики лопастей несу-
щего винта у.

Суммарная потеря высоты от момента отказа и до выхода на ус-
тановившиеся значения скоростей авторотации представлена в
табл. 1.

Из данных о вертикальной скорости снижения и потере высоты
за время торможения до заданной скорости, приведенных в табл. 1,
видно, что при одинаковой высоте отказа резервы времени у экипа-
жа на вертолете Ми-26 .меньше, чем на вертолете Ми-6, и посадка
вертолета будет происходить при больших поступательных скоро-
стях приземления. Эта особенность вертолета Ми-26 связана со зна-

Таблица I

Параметры	Скорость отказа Иотх, км/ч					
	270			200		
	Скорость планирования 1/1лан, км/ч					
	140	100	80	140	100	80
Вертолет Ми-6						
//, м	+ 1,8	-19,0	-49	-27	-45	77
М/С	-0,9	-6,0	-9,2	-2,1	-5.1	-8,9
Вертолет Ми-26						
Н, м	-16	-54	-131	-35	-70	-142
к, м/с	-3.6	-8.5	-16.1	-2,1	-8.9	-15,4
читальным увеличением вертикальных скоростей снижения на ско-
ростях полета менее 120 км/ч из-за существенно большей нагрузки
на ометаемую площадь несущего винта, о чем речь пойдет ниже.

Учитывая обстоятельства, изложенные выше, результаты ряда
теоретических исследовании и летных испытаний, проведенных в
СССР и за рубежом, для вертолета Ми-26 была рекомендована не-
сколько иная методика перехода на режим самовращения несущего
винта, заключающаяся так же, как и при отказе одного двигателя на
скоростях полета более 200 км/ч, в первоначальном создании угла
гангажа на кабрирование с практически одновременным (или с не-
большим запаздыванием — максимально до 1 с) уменьшением об-
щего шага несущего винта

13 результате такой техники пилотирования перехода на режим
самовращения:

•	увеличение угла атаки несущего винта создает благоприятные
условия для его раскрутки;

•	уменьшение частоты вращения по абсолютной величине стано-
вится меньше;

•	ненамного изменяется эффективность управления,

•	маховое движение лопастей хотя и увеличивается, но не так
значительно, что, соответственно, не требует чрезмерных отклоне-
ний органов управления, а следовательно, сохраняются приемле-
мыми его запасы;

•	незначительно уменьшается потеря высоты.

Задержка с уменьшением общего шага несущего винта более 1 с
представляется нереальной. Как показывают исследования, прове-
денные на других вертолетах, даже неподготовленный летчик заме-
чает резкое изменение мощности уже через 0.5...0,7 с, а, учитывая
квалификацию и методы отбора командиров экипажей для вертоле-
тов Ми-26, это время еще более уменьшается. Такому методу пере-
хода на режим самовращения при отказе двух двигателей нетрудно
научиться, поскольку основным правилом является поддержание
частоты вращения.

Эти особенности перехода на режим самовращения несущего
винта при отказе двух двигателей проявляются при всех значениях
полетных масс, но для полетных масс, близких к предельным, си-
туация в первоначальный момент отказа наиболее неблагоприятная.

При проведении летных испытаний были определены основные
характеристики установившегося самовращения во всем диапазоне
эксплуатационных полетных масс, которые выявили особенности
вертолета Ми-26 на этих режимах.

Во-первых, наличие существенной зависимости частоты враще-
ния несущего винта от полетной массы (рис. 5).
Рис. 5. Частота вращения IIP на
режиме авторотации в зависимо-
сти от относительной полетной
массы

Как видно из графика на рис. 6, изменение полетной массы вер-
толета на 1000 кг приводит к изменению частоты вращения на 1 % и
зависимость инв = <£(/«) практически соответствует закону:

При изменении значений полетной массы от нормальной до ми-
нимальной частота вращения уменьшается почти на 20 %. Это при-
води! к уменьшению эффективности управления, как и при умень-
шении частоты вращения в момент отказа двигателей.

При минимальных полетных массах потребные отклонения про-
дольного управления, например, увеличиваются более чем в полто-
ра раза но сравнению с нормальной полетной массой.

Во-вторых, значительное увеличение вертикальной скорости
снижения при поступательных скоростях менее 120 км/ч увеличива-
ет крутизну траектории планирования и усложняет расчет на по-
садку. Из этих соображений минимальные скорости планирования
были ограничены величиной, при которой вертикальная скорость
не превышала бы величины 15...17 м/с при всех полетных массах.
Максимальные скорости планирования на самовращении были
приняты равными крейсерским скоростям для каждой полетной

Рис. 6. Частота вращения НВ
вертолета Ми-26 ни скорости
авторотации 130... 150 км/ч в
зависимости от полетной массы
и величины общего шага
Рис. 7. Зависимость вер-
тикальной скорости сни-
жения на режиме авто-
ротации от скорости по-
лета

массы вертолета. Зависимость Vy = | (Vx пл) для вертолетов Ми-6 и
Ми-26 представлена на рис. 7.

В полетах по определению зависимости Vy - j> (Их пл) при выпол-
нении режимов самовращения на скоростях менее 100 км/ч из-за
больших аэродинамических поправок в показаниях указателей ско-
ростей при существовавшей тогда компоновке приемников ПВД,
как показал анализ материалов, было выполнено несколько
режимов вертикальной авторотации со скоростью снижения до
|Ку | = 35...42 м/с. Полет на этих режимах характеризовался очень
высокой степенью устойчивости вертолета, особенно в продольном
отношении, что требовало больших отклонений ручки управления
от себя (более чем на 3/4 хода) для выхода из этого режима.

Оптимальная техника пилотирования
при выполнении посадок
на режиме самовращения несущего винта

Основными способами уменьшения вертикальной скорости призем-
ления при посадках на авторотации с выключенными двигателями, как
известно, является использование кинетической энергии движения вер-
толета и вращения несущего винта путем энергичного торможения по-
ступательной скорости и увеличения общего шага перед приземлением.

Уравнение энергии для вертолета и несущего винта можно запи-
сать в виде:

тУУ Т /-2	-2 ч

—у— = 1Г Т1(со/ - со/).

g
Левая часть этого соотношения представляет собой кинетиче-
скую энергию вертолета, которую необходимо погасить до безопас-
ных значений за время подрыва, правая часть - кинетическую энер-
гию несущего винта.

Из этою соотношения видно, что из-за больших полетных масс и
вертикальных скоростей снижения кинетическая энергия собствен-
но вертолета Ми-26 существенно больше, чем у вертолета Ми-6, а
кинетическая энергия несущего винта меньше. Это хорошо иллюст-
рируется сравнением удельных кинетических энергий несущих вин-
тов вертолетов Ми-26 и Ми-6. За счет лучшего конструктивного со-
вершенства этот показатель у вертолета Ми-26 оказывается в 1,72
раза меньше, чем у Ми-6.

Таким образом, принципиальная особенность вертолета Ми-26
при выполнении посадок с выключенными двигателями на само-
вращении несущего винта состоит в том, что необходимо погасить
возросшую кинетическую энергию движения вертолета при умень-
шенной энергии несущего винта.

Результаты моделирования посадок на режиме самовращения
вертолетов Ми-6 и Ми-26, проведенного аэродинамиками, показа-
ли, что возможно выполнение посадки с вертикальными скоростя-
ми Уу = 2,5...3 м/с при поступательной скорости приземления
Игпос = 72 км/ч на вертолете Ми-26, а посадочная скорость вертоле-
та Ми-6 при тех же вертикальных скоростях приземления состав-
ляет Ух „ос — 50 км/ч.

Результаты моделирования представлены на рис. 8, 9.

Увеличение посадочной скорости у вертолета Ми-26 по сравне-
нию с вертолетом Ми-6 объясняется большими значениями ^.уста-
новившегося планирования и меньшей эффективностью увеличе-
ния угла тангажа и шага. Уменьшение эффективности торможения
и "подрыва" для вертолета Ми-26 является следствием большого ко-
эффициента заполнения и более легких лопастей (большого значе-
ния у ), так как производные коэффициента тяги несущего вита по
углу атаки а пропорциональны величине С*’, которая в свою оче-
редь обратно пропорциональна коэффициенту заполнения ст и мас-
совой харакшристике лопасти у.

Например, для соотношения, равного 0,12, у вертолета Ми-6
= 2,75 градус/рад, а у вертолета Ми-26 — 2,08 градус/рад. При

у а

одинаковой окружной скорости у Ми-6 —= 0,945 градус/рад и
т

— =5,65 градус/рад, а у вертолета Ми-26 — 0,66 градус/рад и
т

4,27 градус/рад соответственно.
Рис. 8. Результаты моделирования по-
садки на авторотации вертолетов Ми-6

Рис. 9. Результаты моделирования посад-
ки на авторотации вертолетов Ми-26
К моменту начала испытаний вертолета Ми-26 с посадками на
самовращении с выключенными двигателями наземные испытания
на специальном стенде повторной статики для подтверждения
прочности конструкции были проведены только до И,. ( = 2,5 м/с.
Обязательства по контракту и нетерпение Заказчика не позволяли
переносить сроки испытании, что было бы необходимо для получе-
ния результатов по прочности до нормированных значений верти-
кальных скоростей при исходной методике выполнения посадок на
авторотации, обеспечивающей посадку с вертикальными скоростя-
ми = 2,5...3,0 м/с.

Кроме основных ограничений по максимально допустимым по-
ступательным и вертикальным скоростям приземления накладыва-
лись ограничения по максимальному посадочному углу тангажа
S пос = 10°, так как его предельные величины составляют 9° и 12е со-
ответственно при полностью обжатых и необжатых амортизацион-
ных стойках главных опор шасси и минимально допустимой ве-
личине частоты вращения несущего винта в момент приземления
лнв > 66 % из условий прочности лопастей и обеспечения безопас-
ных зазоров между лопастями и элементами конструкции хвостовой
балки.

Новые ограничения по вертикальной скорости приземления
| Уу 1< 2,5 м/с, ужесточившие требования к выполнению безопас-
ных посадок, серьезным образом поставили вопрос о поисках новой
методики выполнения посадок на авторотации, обеспечивающей не
только меньшие вертикальные скорости приземления с учетом не-
которого запаса, обусловленного возможными отклонениями тех-
ники пилотирования от оптимальной, но и выполнение других ог-
раничений.

Анализ соотношений энергий показывает, что кинетическая
энергия вертолета должна быть минимальной, а энергия несущего
винта - максимальной. Этою можно добиться только уменьшением
вертикальной скорости снижения и увеличением частоты вращения
несущего винта к моменту "подрыва", так как ни масса вертолета,
ни массовые характеристики несущего винта в полете, естественно,
не изменяются, и темп увеличения общего шага должен быть мак-
симальным, для того чтобы обеспечить высокое значение коэф-
фициента Т|.

Рансе теоретически было доказано и подтверждено летными ис-
пытаниями, что самовращение несущего винта устойчиво до грани-
цы срыва. Это означает, что возможно планирование на режиме са-
мовращения при значении общего шага не минимальном, а не-
сколько большем, т.е. при пониженной частоте вращения, что даст
уменьшение вертикальных скоростей снижения.
Рис. 10. Зависимость вер-
тикальной скорости сни-
жения на режиме авторо-
тации от частоты враще-
ния НВ

Зависимость вертикальной скорости снижения на режиме само-
вращения в зависимости от частоты вращения несущего винта пред-
ставлена на рис. К).

Из этой зависимости видно, что изменение частоты вращения с
92 % до 84 % дает уменьшение вертикальной скорости снижения бо-
лее чем на 3 м/с на скорости планирования Vx = 130 км/ч (а это
уменьшает кинетическую энергию вертолета более чем на четверть),
а на Vx = 160 км/ч — приблизительно на 15 %. Кроме уменьшения
кинетической энергии это дает и уменьшение крутизны траектории
снижения, особенно при минимальных скоростях, что, как показа-
ли летные испытания, существенно упрощает заход и расчет на по-
садку. Эти данные представлены в табл. 2.

Для определения величины раскрутки частоты вращения несу-
щего винта и уменьшения вертикальной скорости при торможении,
т.е. величин, влияющих на баланс энергий, в процессе проведения
испытаний на высоте Н = 1000 м были выполнены режимы с
уменьшением поступательной скорости с Vx = 130 км/ч для полет-
ной массы т — 37 т и со скорости Vx = 150 км/ч для полетной массы
т — 49 т до скорости Vx = 100 км/ч. Как показал анализ материалов
испытаний, увеличение частоты вращения несущего винта на режи-
мах торможения происходит незначительно и при минимальном
общем шаге и изменении угла тангажа на кабрирование на величи-

Таблица 2

Мпь %	Скорость планирования И||Л, км/ч				
	100	130	160	180	200
92	31°30'	22°25'	14°41'	12°25'	11°45'
84	—	17°35'	13°10'		—
ну 10° составляет только
«нв = 1,2...3 % (рис. 11). Верти-
кальная скорость уменьшается
на ЛИу = 2,5...3 м/с (меньшие
значения относятся к полетной
массе т = 37 т).

В связи с тем, что планирова-
ние на режиме самовращения
для полетных масс более т — 48 т
происходит при значениях об-
щего шага больше минимально-
го, то же самое изменение значе-
ния угла тангажа на кабрирова-
ние на Д9 = 10° с одновремен-
ным уменьшением общего шага
несущего винта до минимально-
го дает больший прирост часто-

Рис. 11. Изменение частоты вращения
НВ в зависимости от величины уменьше-
ния общего шага НВ и изменения угла
тангажа на кабрирование

ты вращения несущего винта на

Длнв = 2,5...5,5 %, что увеличивает кинетическую энергию несуще-
го винта почти на 15 %.

Значительный темп уменьшения частоты вращения в процессе
"подрыва" общего шага несущего винта и уменьшения частоты вра-

щения при малых полетных массах приводит, как это отмечалось ра-
нее, к заметному изменению эффективности управления. Стандарт-

ная для всех вертолетов методика создания посадочного угла тангажа
в процессе самого "подрыва" для вертолета Ми-26 не могла быть ре-
комендована ввиду того, что при создании посадочного тангажа в
процессе "подрыва" летчик привычными, но недостаточными для
данной эффективности по величине и темпу отклонениями продоль-
ного управления (что вполне вероятно) может выполнять посадку
с угловой скоростью на кабрирование и с тангажом, большим, чем
предельно допустимый для посадки. В этом случае за счет наличия
угловой скорости вращения произойдет дополнительное увеличение
вертикальной скорости приземления, а следовательно, и дополни-
тельное нагружение элементов конструкции шасси и хвостовой бал-
ки. Исходя из этого посадочный угол тангажа должен создаваться пе-
ред увеличением общего шага, когда еще сохраняется обычная эф-
фективность управления, а в процессе "подрыва" необходимо только
удерживать вертолет в посадочном положении, что не требует боль-
ших отклонений продольного управления.

Влияние полетной массы на частоту вращения несущего винта
приводит к еще одной особенности вертолета Ми-26, которую необ-
ходимо было учесть при выполнении посадок на самовращении, а
именно к ограничению по минимально допустимой частоте враще-
ния несущего винта в момент посадки (wHBmin:> 66 %).

Как видно из графика на рис. 6, при определенных значениях по-
летных масс частота вращения несущего винта достаточно близка к
данному ограничению, а в процессе "подрыва" будет происходить се
уменьшение ниже регламентированной величины. Поэтому для
обеспечения требований прочности (для исключения возможных
ударов лопастей о нижний ограничитель) и обеспечения безопасных
зазоров между лопастями и хвостовой балкой уменьшение общего
шага несущего винта после посадки по времени и темпу должно
быть таким, чтобы обеспечить его минимальное значение (0 = 1°)
только при частоте вращения не более 50 %, т.е. минимальное зна-
чение общего шага несущего винта должно иметь место только по-
сле заведомого срабатывания центробежных ограничителей свеса,
когда угол взмаха лопасти вниз ограничивается величиной |) = —2е.
(Минимальный угол взмаха лопастей вниз до срабатывания центро-
бежных ограничителен свеса составляет pmin = -6°.)

Таким образом, все перечисленные выше ограничения, в соот-
ветствии с полученными результатами моделирования и учетом вы-
явленных особенностей вертолета Ми-26, позволили выработать
следующую методику выполнения посадок:

•	планирование на режиме установившейся авторотации выпол-
няется. на скорости ИЧП1|П = 130... 150 км/ч при малых полетных мас-
сах при минимальном общем шаге для получения максимальной
частоты вращения; при полетных массах, обеспечивающих частоту
вращения выше /7[1В > 88 % (посадочная масса 48 т и более), при об-
щем шаге, обеспечивающем поддержание /7цв = 86. ..88 %
(О = 2...30);

•	увеличение угла тангажа для гашения поступательной скорости
начинать на высоте Н = 50...40 м. При планировании на шаге 0 > 1°
одновременно с увеличением угла тангажа общий шаг уменьшается
до минимального;

♦	угол тангажа увеличивается на ДО - 10...12° от балансировоч-
ного значения на предпосадочном планировании;

•	посадочный тангаж создавать перед "подрывом" общего шага;

•	подрыв" общего шага несущего винта выполнять на высоте
Н = 18... 16 м с темпом =6...10°/с;

Дт

•	после приземления общий шаг уменьшать с таким расчетом,
чтобы он достигал минимального значения при частоте вращения
50 % и менее.

Предложенная методика посадки должна была дать возможность
выполнения посадок с меньшим значением Уу за счет лучшего ба-
ланса энергии, что в принципе упростило бы выполнение посадок
за счет появившихся у летчика дополнительных резервов, дающих
право на возможные отклонения от оптимальной техники пилоти-
рования.

Моделирование посадок по предложенной методике показало,
что безопасная посадка обеспечивается с учетом всех накладывае-
мых ограничений при поступательной скорости приземления

= 73 км/ч и вертикальной скорости Pj = —1,7 м/с.

Выполнению посадок с выключенными двигателями на вертоле-
те Ми-26 предшествовала серия специальных полетов на вертолетах
Ми-8 и Ми-6 для проверки выбранной методики, так как сравнение
результатов математического моделирования, выполненного на ос-
нове аэродинамических расчетов посадок на режиме самовращения
этих вертолетов, показало, что наиболее близким аналогом вертоле-
та Ми-26 по динамике посадки является вертолет Ми-8 с макси-
мальной полетной массой т = 12 т, но при меньших скоростях пла-
нирования, для того чтобы обеспечить равенство вертикальных ско-
ростей захода на посадку и приземления

Целесообразность выполнения посадок на вертолете Ми-6 с нор-
мальной полетной массой т — 40,5 г обосновывалась его близкими
массовыми и габаритными характеристиками с вертолетом Ми-26 и
г	"	2 т г

возможностью проведения подобия по параметру т ----что бы-

/ пг

ло важно для начального периода испытаний, предусматривавшего
посадки с полетными массами т =36 и 40 т. Испытания подтверди-
ли обоснованность выбора вертолета Ми-8 с полетной массой
т = 12 т в качестве аналога и правильность предложенной методики
выполнения посадок.

Оказалось, что вертолет Ми-6 по динамике посадки, темпу увеличе-
ния общего шага при "подрыве" и другим параметрам в качестве ана-
лога для вертолета Ми-26 не подходит. Процесс выполнения посадки,
т.е. время, затрачиваемое от момента создания угла тангажа для тормо-
жения и до момента приземления, у вертолета Ми-6 занимает 17,5 с.

После выполнения предусмотренных программой испытаний
посадок на самовращении на вертолетах Ми-6 и Ми-8 на вертолете
Ми-26 были выполнены посадки с нормальной полетной массой
по-самолетному с вертикальной скоростью приземления около
И пос ~ м/с с заходом по крутой траектории (вертикальная ско-
рость на предпосадочном планировании Уу > —7...8 м/с).

Для выполнения первой посадки с полетной массой т - 36 т ре-
гулировка несущего винта была выполнена так. чтобы при мини-
мальном общем шаге несущего винта обеспечить частоту вращения
па режиме установившегося самовращения лцВ = 86 % (для увеличе-
ния кинетической энергии винта и упрощения посадки).
Вторая посадка выполнялась с той же полетной массой т = 36 т,
но при эксплуатационной регулировке несущего винта, и уже при ее
выполнении столкнулись и е низкой частотой вращения несущего
винта на установившемся самовращении, и с уменьшением эффек-
тивности управления, и с ограничением по минимально допусти-
мой частоте вращения в момент посадки, и с другими особенностя-
ми вертолета Ми-26.

Последующие посадки выполнялись с эксплуатационной регули-
ровкой несущего винта с последовательным увеличением полетной
массы в каждом полете на Лт = 4000 кг. Посадочные массы верто-
лета при этом составляли /япол = 40; 44 и 48 т.

В заключение были выполнены посадки на режиме самовращения
несущего винта с нормальной полетной массой /??Пол ~ 49,5 т. Все по-
садки выполнялись на грунтовую полосу с травяным покровом.

На графиках рис 12... 15 представлены изменения по времени ос-
новных параметров посадок с различными полетными массами.

Из анализа материалов испытаний по всем посадкам, выполнен-
ным на вертолете Ми-26, следует:

•	время выполнения посадки от начала создания угла тангажа
дтя гашения поступательной скорости до момента приземления со-
ставляет 8,25. .8,5 с;

•	поступательная скорость приземления, сосчитанная по оборо-
там колес в первой посадке с полетной массой т = 36,1 г, составила
Кх пос = 68,5 км/ч, в последующих посадках последовательно умень-
шалась до 49,5 км/ч (рис. 16). При посадках с нормальной полетной
массой скорость касания составила пос = 53,5 и 54 км/ч;

•	воздушная скорость приземления при полетных массах менее
т < 44 т в основном составила 62...63 км/ч, а с нормальной полет-
ной массой для большинства посадок находилась в диапазоне
66...72 км/ч;

•	вертикальные скорости приземления в основном количестве
посадок с полетными массами, близкими к нормальной, составляли
ИГ110С| = 1,6...1,8 м/с (рис. 17);

•	вертикальные перегрузки вблизи центра тяжести вертолета при
полетных массах, близких к нормальной, в среднем составили
пу - 1,7...1.9 (рис. 18);

•	общий шаг несущего винта при "подрыве" увеличивался до зна-
чения 0 = 8.6.. 13,5°. При полетных массах, близких к нормальным,
общий шаг увеличивался до максимума 0 - 1 ЗсЗО';

•	частота вращения несущею винта на минимальном общем ша-
ге менялась в соответствии с изменением полетной массы. При са-
мовращении при значениях общего шага более минимального час-
тота вращения выдерживалась в пределах лНц = 86...88 %;
Рис. 12. Результаты посадок вертоле-
та на режиме авторотации, получен-
ные в летных испытаниях, в зависимо-
сти от полетной массы (т=36100 кг)

Рис. 13. Результаты посадок вертолета на
режиме авторотации, полученные в лет-
ных испытаниях, в зависимости от полет-
ной массы (т = 43 800 кг)
Рис. 14. Результаты посадок вертоле-
та Ми-26 на режиме авторотации,
полученные в летных испытаниях в за-
висимости от полетной массы
(т = 47 800 кг)

Рис. 15. Результаты посадок вертолета
Ми-26 на режиме авторотации, получен-
ные в летных испытаниях в зависимости
от полетной массы (т = 49 200 кг)
Рис. 16. Максимальные и ми-
нимальные значения поса-
дочных скоростей на режиме
авторотации, полученные в
процессе летных испытаний
вертолета Ми-26

•	при создании угла тангажа на кабрирование ЛЭ =11° для га-
шения поступательной скорости частота вращения несущего винта
при минимальном значении общего шага увеличивалась на
Динв = 1,2...3,0 %, а со сбросом до минимального — на величину
2,5...5,5 % (см. рис. И);

•	в момент приземления минимальная частота вращения несу-
щего винта лнв = 62,5 % при полетной массе т = 36,1 т и лнв =
= 67...70 % при полетных массах, близких к нормальным;

•	путевая балансировка на всех этапах от установившегося само-
вращения и до момента приземления практически не менялась
(0ХВ = —0,5°...—1,5°);

•	расстояние от концов лопастей до элементов конструкции хво-
стовой балки в процессе посадки, вплоть до момента остановки вер-
толета после пробега при минимальном значении общего шага, со-
ставляли более 2,6 м.

Использование вертолета Ми-8 в качестве аналога позволило со-
кратить запланированное число посадок на самовращении на верто-
лете Ми-26 почти вдвое. Анализ материалов испытаний по посад-
кам на самовращении с выключенными двигателями на вертолетах
Ми-8 и Ми-26 позволил выявить следующую закономерность:

Рис. 17. Вертикальная ско-
рость приземления при вы-
полнении посадки на авто-
ротации вертолета Ми-26
в зависимости от полетной
массы
Рис. 18. Вертикальная пе-
регрузка при посадке на ре-
жиме авторотации верто-
лета Ми-26 в зависимости
от полетной массы

посадочные скорости вертолетов Ми-8 и Ми-26 при одинаковых
вертикальных скоростях приземления практически пропорциональ-
ны нагрузкам на их ометаемую площадь, т.е. соответствуют закону:

VX пос8 Pg
пос26 Plf>

После окончания этапа по выполнению посадок на Московском
вертолетном заводе им. М.Л. Миля, на котором было выполнено 7
посадок, в короткий срок на вертолете Ми-8 был подготовлен эки-
паж Заказчика из ГНИКИ ВВС и выполнены 3 посадки на вертоле-
те Ми-26 смешанным экипажем для подготовки экипажа Заказчика
и 2 посадки экипажем Заказчика (посадки выполнялись полковни-
ком А.П. Холуповым). Кроме посадок по программе Государствен-
ных испытаний в 1985 г. перед принятием решения о закупке верто-
летов Ми-26 для ВВС Индии по требованию индийской стороны
было выполнено 5 посадок на самовращении с выключенными дви-
гателями.

Конструктивные, массовые и аэродинамические характеристики
вертолета Ми-26 создают ему ряд специфических особенностей и
делают его посадки на авторотации скоротечными и динамичными.

Рис. 19. Высота начала уве-
личения общего шага НВ при
посадке на авторотации
вертолета Ми-26 в зависи-
мости от полетной массы
Рис. 20. Минимальная и макси-
мальная высоты увеличения обще-
го шага НВ при посадке на авторо-
тации при вертикальной скорости
приземления = 1,5. ..2,0 м/с

За ограниченное время летчику необходимо выполнить большое
число точных, строго дозированных безошибочных действий, так
как в отличие от других вертолетов диапазоны допустимых отклоне-
ний по различным параметрам посадки, например по высотам на-
чала торможения и "подрыва" общего шага, оказываются очень су-
женными (рис. 19 и 20).

Несмотря на ряд встретившихся сложностей и мнение скепти-
ков, проведенные испытания:

•	доказали возможность безопасного выполнения на вертолете
Ми-26 посадок на режиме самовращения с различными полетными
массами, включая нормальную;

•	подтвердили правильность выбранной методики их выполне-
ния;

•	показали достаточную сходимость с результатами математиче-
ского моделирования.
ФЛАТТЕР ЛОПАСТЕЙ

НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА

	К).Л. Мягков, Ю.В. Березовский  Обозначения
X и у  Y  X	—	главные центральные оси сечения лопасти;  —	ось, параллельная оси НВ;  -	ось. лежащая в плоскости вращения и перпендикулярная к продольной оси лопасти;
1И  V	— скорость невозмущенного потока:  - скорость горизонтального полета вертолета, м/с;
фр «0  90 Ь	—	угол установки лопасти, рад;  -	угол атаки лопасти, рад;  —	угол притекания лопасти, рад;  —	хорда лопасти, м;
г	— радиус сечения лопасти, м;
и  со = co/w„OI„  ^ГЮП1  к, X	—	угловая скорость, рад/с;  —	относительная угловая скорость;  —	номинальная скорость, рад/с;  —	продольный и поперечный углы отклонения тарел- ки автомата перекоса;
р \ к Pfi И/, 1 1 т 'г> 1у> » кр	—	угол взмаха лопасти в плоскости тяги, рад;  —	угол взмаха лопасти в плоскости вращения, рад;  —	коэффициент трения в 0111 (осевом шарнире);  —	частота флаттера, Гц;  —	угловая скорость НВ при флаттере, Гц;  —	моменты инерции относительно осей х, у и оси круче- ния, м4;
	— центробежная сила в текущем сечении лопасти. Н;
Х„	— расстояние от носка до оси ОШ в сечении лопасти по оси х, м;
ст.	— расстояние от оси ОШ до фокуса в сечении допас ги по оси х, м;
m  4	— погонная масса лопасти;  — погонный массовый момент инерции относительно центра тяжести сечения
4	— коэффициент компенсаторгг взмаха в плоскости тяги;
к	— коэффициент компенсатора взмаха в плоскости враще-

ния;

С„п	- жесткость системы управления;

р	— плотность воздуха, кг/м3;

у0	— угол поворота лопасти в ОШ за счет упругости системы

управления, градус;

- момент трения в ОШ, Н м;

Л/„	— шарнирный момент лопасти от упругости системы

управления, Нм;

Л//, Л/q' — моменты в горизонтальном и вертикальном шарнирах

от упругости системы управления. Н м;

—	угол конструктивной конусности винта, рад;

—	угол поворота лопасти в ОШ (шаг лопасти);

—	собственные формы колебаний изгиба и кручения лопа-

#0

ф = 3 + Лр р +

+ к^
UJy,Ukx,Sm

	сти в вакууме;
Y*	— коэффициенты деформаций лопасти по/, к и /н-му тонам собственных колебаний;
S  А, В, С-	— вектор-функция с 5,-, S*-, у„,-компонентами;  пхп — прямоугольные матрицы масс, демпфирования и жест- кости:
п	— число изгибных и крутильных форм, учитываемы,х в рас- чете;
С) (')	- производная по времени;  — производная по радиусу.

В последнее время все большее распространение получают новые
конструктивные и кинематические схемы втулок несущих винтов
вертолетов с применением эластомерных и торсионных элементов,
которые отличаются от традиционных трехшарнирных. В некото-
рых случаях возникающие на таких конструкциях кинематические
связи kt между углами установки лопасти и отклонением се в верти-
кальном шарнире или устройстве, ее заменяющем, могут иметь ве-
личины, соизмеримые с величинами компенсатора взмаха в плоско-
сти тяги к$ на существующих втулках. Кроме гою, некоторые ре-
зультаты наземных и летных испытаний воздушных винтов содер-
жат примеры проявления значительной нестабильности уровня на-
грузок при внешне неизменных параметрах режимов и наличие не-
кратных гармонических составляющих нагрузок.
Указанные выше и ряд других особенностей, в том числе связи
колебаний изгиба в двух плоскостях, кручение и кинематические
связи, обусловленных условиями закрепления лопасти на втулке,
требуют рассмотрения более совершенных моделей, методик расче-
та и учета перечисленных параметров при определении устойчиво-
сти лопасти.

Воздушный винт винтокрылых аппаратов вследствие его несим-
метричного обтекания при поступательном или переходном полете
находится в весьма сложных условиях нагружения. При этом лопа-
сти винта испытывают переменные аэродинамические нагрузки
вследствие переменности скорости обтекания профилей и углов
атаки их сечений. Все силы и моменты, действующие на лопасти,
передаются на втулку и систему управления винтом. Связь изгиб-
ных колебаний лопастей в плоскостях тяги и вращения как между
собой, так и с кручением их вокруг осевою шарнира, а также нали-
чие кинематических связей, обусловленных характером закрепле-
ния лопастей на втулке, и связь колебаний лопастей через автомат
перекоса также требуют рассмотрения более совершенной модели и
методик расчета и учета связей и параметров при определении на-
груженности лопастей.

В настоящей работе рассматривается движение естественно за-
крученной и упругой на изгиб и кручение одной изолированной ло-
пасти воздушного винта летательного аппарата на режимах осевою
и косого обтекания как на висении, так и в горизонтальном полете.
Движение лопасти описывается системой трех дифференциальных
уравнений в частных производных. Два уравнения (1), (2) описыва-
ют движение лопасти в плоскостях тяги и вращения за счет изгиба в
плоскостях наибольшей! и наименьшей жесткости |3], а третье —
крутильные колебания лопасти с учетом поворота за счет податли-
вости системы управления. Связь между крутильными колебаниями
и изгибом в обеих плоскостях осуществляется за счет инерционных
и аэродинамических сил [2. 5|. Для лопасти возможно применение
любых сочетаний шарнирных и консольных закреплений на втулке.
Система управления углом установки моделируется некоторой эк-
вивалентной жесткостью и кинематической связью Ат, Ар между уг-
лом установки и углом отклонения в плоскости вращения и плоско-
сти тяги. Аэродинамические силы на элементе лопасти при ее коле-
баниях определяются на основе гипотезы стационарности по фор-
мулам М.В. Келдыша [4]. Условия протекания через винт определя-
ются по импульсной теории для невозмущенного потока.

На основе метода Б.Г. Галеркина при разложении в ряд по фор-
мам собственных колебаний лопасти в пустоте составляется система
линейных дифференциальных уравнений. При решении могут уча-
ствовать до пяти изгибных и трех крутильных форм. Изгибные фор-
мы являются связанными в плоскостях наибольшей и наименьшей
жесткостей за счет условий закрепления лопасти на втулке и несов-
падения главных осей жесткости сечений с плоскостями тяги и
вращения при естественной закрученности и ненулевом угле уста-
новки лопасти,

В результате получается следующая система дифференциальных
уравнений движения лопасти.

[(£'/х cos?cpu + Е1у sin2po)O7 Г +	- Е/х ) sin (2<р 0 )£/''

- [ NU'y ]' + тUy -/лстцт cos<p,, + аг |г срcosep,-

- 2ао ®йх т + 2 а соф/и ст Ц | sinep 0 = Fy ;

1 {Е1У cos2 ср 0

+ £/v sin2 ср0) С7” 1" +

ft

}-{EIy -EIx)^{2^^U'y

-[N и'х]+тйх-(л2 mUx + /лоцг <pcoscp0 + (о21/?)ОцТ rcocostpo Г -

- 2a0 u>Uy m - 2a{} соф mo,lT coscp 0 + co2/ncrUT cp sinep и = Fx ;	(2)

/„. ср -[б’7’КР<р'| 4-ср co' /,л cos (<p о)-t-co"/яго IlT	si nep (J -

-со2/игстцт U\. coscpu + co‘ '?)CT;;T Ux sincpq -woUT Ux sin<p0 x
х/нпцТ -Uy coscpu - 2<70 cot/^/моцТ sintp,; +

+ 2а(| (лЁх /ястцт coscpо =Mk.

При решении системы дифференциальных уравнений рассмат-
риваются следующие граничные условия:

Л'Ц =[Е1хи;,] = к^Мь +Л/ф);	(4)

=\ЕЕ их] = к^(Мь +A/J;	(5)

АЛ =Ccon Yu - Л/ф.

(6)
Выражения для квазистационарных аэродинамических сил Fy, Fx
и момента относительно осевого шарнира Л/0|11 для режима висения
имеют следующий вид:

Ff -С" рЛW {фcosv0 cosa 0 +

+	-х0 |cosv0 4 -b-xn sina0 sincoo + -Z> sin 2a0 sin30 -

I/ |_k 4 J (4	)	8

)

cos&o coscp0 - ^-(cos&0 sin<p0 +sinao0)};

Fx = Cy pb W {cp sin v(| cosa 0 +

' (з	( i	i

+ ^- - b -Xi, sinv0 + b-x0 sinay costpo+-/?sin 2a0 cos3n -

J <4 j	8

sin У- о sin фо - — (sin90 coso0 + sina0)};	(8)

W	W

Mh =-lL9b-W ~b -x0 ф +С“р61У2 x

+-I со,ч2раи - -cosa0 +-- cosa(}

4	4	W

-b( 2+cosa0 )-x0

4

Х|ф

—У -+ол 51п(ф0+ а0)--(х1пф0+sina0cos90)

IF 4	1	4

2>_Г b

И-\ 4

cos (ф0 +а0)--(со8ф0 - sin а о sin 3 у)
4

(9)

Решение системы дифференциальных уравнений осуществляется
при помощи метода Б Г Галсркина. Принимается:

v, = I», ;
j

и, =	;

к

(10)

(II)
(12)

т

В результате такой подстановки получается система обыкновен-
ных дифференциальных уравнений второго порядка относительно
переменных 5/, 8к, ут.

В матричной форме систему обыкновенных дифференциальных
уравнений можно представить в следующем виде:

As + Bs +Cs =0.

(13)

Для определения устойчивости модели лопасти находятся собст-
венные значения системы, анализ которых дает ответ об устойчиво-
сти.

Устойчивость изолированной лопасти

Основные зависимости колебательной устойчивости отдельной
лопасти исследуются на примере типичной стеклопластиковой ло-
пасти.

На рис. 1 и 2 показаны корни характеристического уравнения
системы (13) в виде функции безразмерной скорости вращения вин-

Рис. 1. Влияние центровки лопасти хЦТ на частоты собственных колебаний:
-----Хцт ~ 24,8;---- хцт = 25,7; ----Хщ- = 26,5
Рис. 2. Влияние центровки лопасти хцт на демпфирование флаттера:
-----ХцТ = 24,8; --- хЦ1 = 25,7; ---хцт = 26,5

Рис. 3. Резон

та. Представлены действительная часть q и мнимая часть р для трех
положений центра тяжести сечения лопасти (центровки)
(хцт = 24,8 %; 25,7 %; 26,5 %).

Первый тип неустойчивости, названный дивергенцией, пред-
ставлен на рис. 1. Он возникает от связи крутильного тона с часто-
той маховых колебаний лопасти в плоскости тяги, когда р — 0, q > 0.

Второй тип неустойчивости, названный классическим флатте-
ром, возникает при взаимодействии первого изгибного тона и кру-
тильного тона колебаний лопасти (см. рис. 1 и 2).

Третий тип неустойчивости был назван хордовым флатгером, по-
тому что основная компонента колебательного движения лопасти
соответствует перемещению в плоскости вращения винта.

На рис. 3 для сравнения даны "парциальные" частоты тонов "тра-
диционной" резонансной диаграммы.

Рис. 4...6 показывают влияние параметров кинематической связи
к^, к$ и шага лопасти tp на величины q нарастаний или затуханий ко-
лебаний лопасти в плоскости вращения. На рис. 7 сравниваются
расчетные и экспериментальные данные.

-3,4

Рис. 4. Влиян
tepa:

Рис. 3. Резонансная диаграмма

асть p для трех
(центровки)

енцией, пред-
) тона с часто-
ца р = 0, q > 0.

;ским флатте-
го тона и кру-

)латтером, по-
тения лопасти
анта.

гы тонов "тра-

зческой связи
затуханий ко-
зравниваются

Рис. 4. Влияние коэффициентов к^, kt на демпфирование

Рис. 7. Относительные частоты лопасти при флаттере

Связанные колебания лопасти
и "обратимая" система управления

Описанный выше метод и путь решения проблемы колебаний
изолированной лопасти применимы к воздушным винтам (роторам)
с бустерным приводом, или с необратимой системой управления.
Когда система управления обратимая, то силы и моменты с лопа-
стей несущего винта могут проходить на ручку управления после
преодоления сил трения, или сопротивления механизмов системы
управления, и система управления будет включаться в колебатель-
ный контур. Модель контура колебаний можно представить в виде,
показанном на рис. 8.

Рис. 8. Модель колебательного кон-
тура
В этом случае уравнение движения лопасти в контуре колебаний
совместно с системой управления имеет вид

т0%! + Со х, -Ссоп (х, —х2) =0,
где т() и Со — эффективная масса и жесткость системы управления.

Уравнения (1)...(3) и (10)...(12) колебаний лопасти с некоторыми
дополнительными членами являются системой, описывающей в
данном случае системы с обратимым управлением.

На рис. 9 показаны собственные значения (частота и демпфиро-
вание системы) как функция "эквивалентной" жесткости обратимой

Рис. 9. Связанные колебания лопасти и "обратимой" системы управления
системы. Можно видеть, что в этом случае собственная частота ко-
лебаний системы (лопасть + управление) приближается к одной из
частот колебаний "изолированной лопасти" или к комбинационной
частоте (р + to). Это ведет к существенному изменению декрементов
колебаний и возможному появлению зоны неустойчивости. Вели-
чины инкремента (роста) колебаний в большей степени зависят от
эквивалентной массы и демпфирования системы управления.

Нелинейные колебания

В некоторых случаях решение проблемы устойчивости лопасти
неразрывно связано с учетом нелинейных явлений. Одним из таких
случаев является касание лопастью ограничителя на втулке несуще-
го винта во время ее движения вокруг осей горизонтального или
вертикального шарнира. Поэтому решение уравнения движения ло-
пасти в виде разложения по собственным формам (метод Галерки-
на) включает и шарнирные, и консольные собственные формы ко-
лебаний лопасти. Переход от шарнирного к консольному крепле-
нию лопасти ко втулке выполняется в процессе численного интег-
рирования и путем изменения кинематических условий в шарнирах
винта.

Другим важным обстоятельством является изменение знака и ве-
личины компенсатора взмаха £р, как видно из рис. 10. В условиях

Рис. 10. Нелинейный эффект при ударе лопасти об ограничитель
обычного полета лопасть совершает комбинированное движение
взмаха и шага относительно "основной" оси А—В, проходящей через
центр А шарнира управления лопасти и через сферический шарнир
В между лопастью и втулкой несущего винта (НВ), и в этом случае
кинематический коэффициент к$ > 0. В чрезвычайном случае, когда
лопасть при ее движении в плоскости вращения касается ограничи-
теля на втулке НВ в точке С, появляется новая ось С— В вращения
лопасти, характеризуемая отрицательной величиной компенсатора
взмаха < 0. Эта новая ось движения (0—ср) взмаха и шага лопасти
существует до момента, когда лопасть сходит с ограничительного
упора в обратном движении в плоскости вращения. Эти два обстоя-
тельства, т.е. изменения граничного условия и величины кинемати-
ческой связи Лр были использованы в решении проблемы нелиней-
ных колебаний.

На рис. 11 показано демпфирование лопасти как функция време-
ни t контакта лопасти с упором втулки НВ и показаны процессы ко-
лебаний лопасти, соответствующие демпфированию. Снижение

Относительное время контакта
с ограничителем лопасти

Не долгое касание - устойчивость,
медленное затухание

Рис 11. Демпфирование лопасти как функция от относительного времени контакта с
ограничителем лопасти
декрементов колебаний и переход к условию неустойчивости лопа-
сти после касания лопастью се ограничителя имеют место потому,
что во время части периода движения система имеет отрицательную
величину компенсатора взмаха Ар (см. рис. 10). Анализ линейной
системы с таким значением Ар показывает, что такая система
неустойчива.

Метод и результаты летных экспериментов

Анализ и опенка экспериментальных данных являются независи-
мой и важной частью исследований явлений аэроупругости. Здесь
представлены результаты таких исследований, выполненных для
лопасти НВ вертолета Ми-28 при опенке колебаний типа "хордо-
вый" флаттер. Эти полномасштабные наземные и летные исследова-
ния были выполнены с возбуждением исследуемой формы колеба-
ний лопасти. Важной частью работы был выбор частоты и уровня
колебаний лопасти.

Для обеспечения полномасштабных наземных и летных исследо-
ваний декремента колебаний лопасти использовался электрогенера-
тор сигнала, который поступал в канал автопилота поперечного
управления и через комбинированный агрегат управления (бустер)
создавал изменения шага лопасти с желаемой амплитудой и часто-
той. В это время штатные сигналы системы управления вертолета
выключались, и автопилот в своем обычном режиме нс функциони-
ровал. Эксперимент выполнялся следующим образом: на нужном
режиме полета включался генератор и производил возбуждение ко-
лебаний топасти в течение 5 с. После выключения генератора реги-
стрировались выбранные параметры переходного процесса. Анализ
этих параметров позволял оценить декременты колебаний лопасти

На рис. 12 проведено сравнение декрементов прототипа лопасти
несущею винта вертолета Ми-28, полученных из расчета и из лабо-
раторных и полномасштабных экспериментов на вертолете. Это
сравнение дает некоторое количественное соответствие результатов
и одинаковые с расчетными величины экспериментального влия-
ния (на устойчивость) конструктивного демпфирования, шага НВ и
компенсатора взмаха (коэффициент связи углов взмаха и шага ло-
пасти). Соответствие этих представленных результатов позволяет
получить полезные выводы в прогнозе и оценке новых проектов

На рис. 13 представлены примеры осциллограмм переходных
процессов после выключения генератора. Записанный параметр
представляет движение лопасти в плоскости вращения с частотами
со. 2со, Зго ... и собственной частотой рл; пунктирные огибающие ли-
нии показывают эволюцию процесса возбуждения и затухания ко-
Рис. 12. Сравнение экспериментальных и расчетных данных

лебаний с частотой дл после отключения генератора. Оценка демп-
фирования может быть легко сделана без автоматических средств
обработки сигнала. При выборе уровня возбуждаемого сигнала сле-
дует обеспечить превышение его над фоном штатного спектра на-
грузок на исследуемом режиме, а также отсутствие других возбуди-
телей из внешней среды (болтанка) и отсутствие сигналов от управ-
ления, т.е. невмешательство летчика в период выполнения (регист-
рации) измерений. Выполненные исследования показали возмож-
ность реализации таких измерений на всех стационарных режимах
полета.

Рис. 13. Переходные сиг-
налы колебаний лопасти
в плоскости вращения
после выключения гене-
ратора
Выводы

1.	Кинематический коэффициент связи движения допасти в
плоскости вращения и поворота вокруг осевого шарнира оказывает
существенное влияние на устойчивость типа хордового флаттера.
Для лопастей несущего винта, имеющих собственную частоту в
плоскости тяги, близкую к первой гармонике, и частоту в плоскости
вращения около 0,Зоэ, положительная величина^ > 0 с абсолютным
значением kz > 0,1...0.21 может привести к возникновению неустой-
чивости. Уменьшение компенсатора к-^ может повысить уровень
устойчивости лопасти

2.	Обратимость системы управления создает дополнительный
контур колебаний и может значительно влиять на устойчивость из-
гибно-хордово-крутильных колебаний (.р — — ср) лопасти. Включе-
ние пилота в этот контур и низкий уровень демпфирования могут
стать причиной возникновения неустойчивых колебаний такой
системы.

3	Нелинейные (Р — — q>) колебания лопасти в случае контакта с
упором на втулке в плоскости вращения имеют тенденцию стано-
виться неустойчивыми при увеличении длительности контакта или
при росте амплитуды начального цикла. Главным дестабилизирую-
щим фактором является изменение знака компенсатора взмаха /<р в
той части периода колебаний, когда лопасть касается заднего упора
на втулке.

Список литературы

1.	Миль М.Л., Некрасов А.В., Браверман А.С., Гродно Л.Н., Лсйкаид М.А. Вер-
толеты. Г. 1. Аэродинамика. М.: Машиностроение. 1966.

2.	Березовский Ю.В., Мягков ЮЛ. О флаттере лопасти воздушного винта вер-
толета // Всесоюзная конференция "Современные проблемы строительной меха-
ники и прочности летательных аппаратов". М., 1983.

3.	Шнуров З.Е. Метол конечного элемента с итерациями для расчета форм и
частот свободных колебании естественно закрученных лопастей воздушных вин-
тов//Труды ЦАГИ-1430. 1972.

4.	Келдыш М.В. Вывод гидродинамической формулы Раушсра // Технические
заметки ЦАГИ-52. 1935.

5.	Пчелкин В.М. Хордовый флаттер лопасти вертолета на висении // 8-я науч-
но-техническая конференция аэродинамики и динамики вертолетов. ЦАГИ. 1970.
УСТОЙЧИВОСТЬ АНИЗОТРОПНЫХ ВИНТОВ'

11. С. Павленко

Малые колебания винта на упругом основании описываются
однородной системой дифференциальных уравнений с пе-
риодическими коэффициентами. Периодичность коэффици-
ентов системы вносит значительные трудности в определение ус-
тойчивости ее решений. Поэтому традиционные методы исследова-
ния устойчивости движения винта заключаются в переходе к систе-
ме дифференциальных уравнений с постоянными коэффициента-
ми, посредством введения специальных координат, для которой по-
ставленная задача решается относительно просто. Однако при та-
ком переходе выпадают из рассмотрения несколько важных расчет-
ных случаев, в которых нс удается избавиться от периодичности в
уравнениях. Для двухлопастного винта это случай анизотропного
основания, когда упругие или демпфирующие параметры опоры
различны в двух взаимно перпендикулярных направлениях, а для
многолопастных винтов — случай неодинаковости характеристик
демпфирования или упругости в вертикальных шарнирах втулки.
Последнее обстоятельство может быть вызвано целым рядом раз-
личных причин: большим разбросом свойств упругих элементов,
снижением демпфирования из-за нарушения уплотнений в демпфе-
рах и т.п. Важной задачей также является расчет запасов но демпфи-
рованию в аварийных ситуациях при частичном или полном выходе
из строя одного или нескольких демпферов.

В данной статье рассматривается алгоритм расчета на земной ре-
зонанс вертолета, в котором на устойчивость исследуются решения
системы дифференциальных уравнений с периодическими коэффи-
циентами. Этот метод одинаково применим для расчетов как двух-
лопастного. так и многолопастного анизотропных винтов.

Метод расчета

При расчете земного резонанса одновинтовой вертолет может
быть представлен механической системой, которую называют "винт
на упругом основании" (рис. 1). Абсолютно жесткие лопасти кре-

 Труды ОКБ. 1997. № 13
пятся к втулке посредством вертикальных шарниров, в которых
имеются демпфирующие устройства и пружины, имитирующие уп-
ругие свойства лопастей (на рис. 1 вертикальные шарниры совме-
щены и лежат на оси вращения винта). Втулка соединяется с валом,
который вращается в опорах корпуса массой М. Корпус имеет две
степени свободы X и Z, соответствующие его перемещениям в плос-
кости вращения винта, и через демпферы и пружины крепится к не-
подвижному основанию. Упругие и демпфирующие характеристики
основания и лопастей считаются линейными и пропорциональны-
ми смещениям и скоростям движения корпуса и лопастей соответ-
ственно. Жесткости пружин в вертикальных шарнирах втулки не-
одинаковы, демпферы также могут отличаться друг от друга. Часто-
ты собственных колебаний основания в направлениях 0Z и 0Z не
равны между собой, а коэффициенты демпфирования по этим на-
правлениям различны Таким образом, рассматривается анизотроп-
ный винт на анизотропном упругом основании.

За обобщенные координаты в данной модели принимаются углы
отклонения каждой лопасти относительно вертикальных шарниров
ф и перемещения корпуса в плоскости вращения винта Xи Z. В мат-
ричной форме уравнения колебаний винта могут быть записаны в
следующем виде:

A(t)q + B{t)q + C(t)q =0.

(Ъ

Вектор-столбец обобщенных координат и его первая и вторая
производные по времени определяются соотношениями

Здесь т — число лопастей винта, которое может быть любым це-
лым числом, равным или большим двух.

Периодические матрицы коэффициентов при обобщенных коор-
динатах и их производных в соответствии с [1] могут быть представ-
лены выражениями

	с  1  0	0  1	0  0	vu •  —^sinvi  vn   -ysmy2	vi)  -y cosvp I  •y-cosv2
Я(0 =	0  5 .	0  5 .	1  5	vo • — sinv„,	vo  у cosy я
	--s,nV,  5	SmV2 .  М  S	М S	1	0
	—cosv, \ м	л7СО572 ‘	 — COSV. м	0	1  7

(3)
			0	0	0	0 '	
		0	2пг	0	0	0	
	S м	0  2cocos у1	0  5 Э  —	2COCOS V|/ 2  M	2/7,л  	2cocosyw  M	0  2hx	0  0	J
	S  < м	2wsin Vi	s , .  - — 2cosin\172 • M	sn .   2f0SInvt/'»  M	0	2"^	(4)

	PJi +vuco- 0	0  2	2 2  P02+v0WZ	0  0	0  0	0  0	
€(/)=	0	0	Pim ^V^fO2	0	0	,(5)
	5 2 .  — co sin v ।	5 2 •  — -co smwi	5 2 .  • -—co Sinw„(	P2x	0	
	M	M	M			
	5 2	S 2	V 2		1	
		(0 cosw.		or COS W 2 •		° cosvl;'«	и	Pz	
	k M	M	M			

где для 1—й лопасти введены обозначения.

у, — угол азимута;

S’, / — статический момент и момент инерции относительно вер-
тикального шарнира;

/ — вынос вертикального шарнира;

ri, — коэффициент демпфирования;

Ро, — частота собственных колебаний невращаюшейся лопасти
относительно вертикального шарнира;

пх, nz — коэффициенты демпфирования основания в направле-
ниях 0% и 0Z;

Рх, Pz ~ собственные частоты основания;

М — масса основания;

со — угловая скорость вращения винта.

Приведем систему уравнений (1) к нормальному виду путем по-
нижения се порядка:

dt
Здесь

6’(/) =

О _Е_

-Л 'С -А~'В

(7)

— периодическая матрица, Е — единичная матрица.

Рассмотрим фундаментальную матрицу решений Коши у(Г)(мат-
рицант), удовлетворяющую начальному условию

y(0) = f.

(8)

Как известно, значение магрицанта в конце первого периода
у (7') называется матрицей монодромии. Устойчивость решений
уравнения (6), а следовательно, и уравнения (1) полностью опреде-
ляется свойствами мультипликаторов р„, которые являются корня-
ми уравнения

det [ у (/) - р £ ] = 0.	(9)

Решения асимптотически устойчивы, если все мультипликаторы
находятся в единичном круге, и неустойчивы, если среди мульти-
пликаторов имеются но модулю большие единицы или найдутся
|рА I = 1 с непростыми элементарными делителями. Матрица моно-
дромии у (7’) находится численно.

Для проверки метода и получения решения в наглядной форме
была решена тестовая задача по определению зон неустойчивости
уравнения Матье:

--+2п — +	(1 + 2pcosco/ )q = 0.	(10)

dl2 dt

На рис 2 в координатах ц и q (т|= со/2со(, ) показаны первые че-
тыре области неустойчивости для уравнения (10) без диссипации,
рассчитанные по излагаемой методике. Они в точности совпали с
зонами, границы которых определялись другими методами. На
рис. 3 изображена первая область неустойчивости, но уже с демпфи-
рованием, для /7/со0 = 0,01 и п/®0 = 0,05 На графиках хорошо вид-
но стабилизирующее влияние демпфирования, при увеличении ко-
торого зона неустойчивости уменьшается в размерах и смещается
вправо. На рис. 4 сплошная линия обозначает траектории движения
Рис. 2

мультипликаторов на комплексной плоскости, соответствующей
первой зоне неустойчивости с малым демпфированием и являю-
щихся парой комплексно-сопряженных чисел р = ст ± it.

Рассмотрим простую механическую модель, изображенную на
рис. 5. Движение грузика массой т, закрепленного с помощью пру-
жин и демпферов во вращающемся с угловой скоростью со корпусе,
описывается системой уравнений (1). За обобщенные координаты
принимаются смещения грузика вдоль взаимно перпендикулярных
осей. Если рассматривать движения во вращающейся системе коор-
динат XOZ, то матрицы при неизвестных будут постоянными:

ст ( 1 й (2л 2со> - р2-со2 2лсо '

А =	, В =	, С =	(11)

k0 1J ^-2со 2п J \-2па> р2 -со2?

При переходе в не вращающуюся систему осей и Оу эти матрицы
становятся периодическими:
Рис. 5

COS (Of

-sincof

sin (tit

COS (Of,

(12)

5(f) =

<-2cosincof+2лх cos of
k-2ocosof-2nz sin of

2ocosof +2nx sin of

-2osinof+2nz cos of ?

(13)

C(f) =

к

[px -o2]cosof-2nxosinof
4p2 -co2] sinof -2/?zocosof

4Px -{°21 sin wf +2nxocosof
[p2-o2]sinof-2n^.osinof ?

(14)



Решения системы уравнений (6) для рассматриваемой модели
имеют вид:

Zt(f) =ел*'срА(О,

(15)

где (pt(f) — периодические функции. Характеристические показате-
ли решений hk связаны с мультипликаторами рк следующими соот-
ношениями:

hk =^1пр*.

(16)

Для жесткостей пружин, при которых частоты собственных коле-
баний грузика при невращающемся основании равны р0 - рх = рг =
- 200 1/с, а коэффициенты относительного демпфирования
пх /Рг} = nz/Ръ = ОДЗ, вычислялись корни уравнения (9), получен-
кого из системы (1) с постоянными матрицами (11). Они являются
комплексными числами:

М,2 - ± i Pi, 2-

(П)

Так как колебания грузика устойчивы во всем диапазоне оборо-
тов, то коэффициент демпфирования, который представляет собой
действительную часть собственных значений (17), отрицателен и ра-
вен h{ 2 =— 6 1/с для любых оборотов. Собственные частоты модели
совпадают с мнимой частью собственных чисел, которые для каждого
значения оборотов дают пару частот, удовлетворяющих равенствам

Р\ =р0 + <о,

Рг =|Ро ~ю|

и являющихся первой комбинацией оборотов с собственными час-
тотами груза на пружинах при невращающемся корпусе (рис. 6).

Для этих же параметров модели, но теперь уже с периодическими
матрицами (12)...(14) в уравнениях (1) были найдены мультиплика-
торы, из которых собственные частоты могут быть определены по
следующей формуле:

со	со	,	,	,

Рк = — argp* = —argp* +к(й = рк + кт,
2 л	2л

(18)

где к = 0, ±1, ±2, ... .

На рис. 7 сплошной линией изображен график частоты р*к , кото-
рая равна произведению главного значения аргумента мультиплика-

Рис. 6
Рис. 7

тора и множителя со/2л. График этой частоты представляет собой
ломаную линию, состоящую из функций

P=\Po~Jg>\, j=\,2,...,
ограниченных лучом /? — оэ/2 и участком горизонтальной прямой
Р=Ро-

Из формулы (18) следует, что из системы дифференциальных
уравнений с периодическими коэффициентами могут быть получе-
ны комбинационные частоты с гармониками выше первого поряд-
ка. Физически это возможно только при наличии анизотропии уп-
ругих свойств модели. Но значения частот не определяются одно-
значно из-за неоднозначности функции натурального логарифма.
В рассматриваемом примере демпфирование и собственные часто-
ты грузика, найденные из разных систем дифференциальных урав-
нений, не должны отличаться (для одной и той же системы коорди-
нат). В таблице для нескольких значений оборотов корпуса даны
демпфирование и собственные частоты, вычисленные из системы
дифференциальных уравнений с постоянными коэффициентами, и
соответствующие им величины, полученные из системы дифферен-
циальных уравнений с периодическими коэффициентами. Здесь же
приведены мультипликаторы, частота р"к и порядок комбинацион-
ной частоты, определяемый целым числом к.

Из таблицы видно, что результаты получились достаточно
близкими.
159

Постоянные коэффициенты					Периодические коэффициенты				
w, 1/с	Re /и, 1/с	р{= 1ш Л|, 1/с	ReZ2, 1/с	р,= Ini Х(, 1/с	Pi	Pi*. 1/с		Рь 1/с	Л, 1/с
80	-6.00	279,9	-6,00	119.9	-0.624 ± 0,0042 /	39.92	3	279,92	-6,00
85	-6,00	2X4,9	-6,00	114.9	-0,3X4 + 0.516/	29.91	3	284.91	-5,98
100	-6,00	299,9	-6,00	99,9	0,6X6+ 0.037/	0.086	3	300.0X6	-6.00
120	-6.00	319,9	- 6,00	79,9	-0,368 ±0,631 /	40,08	-3	319,92	-5,99
140	-6,00	339,9	-6,00	59,9	-0,687 ± 0.334 /	59,92	2	339,92	-5,99
160	-6,00	359,9	-6,00	39.9	0,0024 ± 0.79 i	39,9	2	359,9	-5,99
200	-6,00	399,91	-6,00	0.09	0,828 ± 0.0023 /	0,09	2	400,09	-6,00
300	-6.00	499,9	-6,00	100	 -0,442 ± 0.763 /	100.09	-2	499,91	-6,00
400	-6.00	599.9	-6,00	200,09	-0,91 ±0,001 /	199,9	1	599.9	-6,00
460	6,00	659.9	-6,00	260.09	-0.845 ± 0,368 /	199,9	1	659,9	-6,00
560	-6,00	759,9	-6,00	360.09	-0,582 + 0,731 /	199.9	1	759.9	-6,00

Устойчивость анизотропных винтов
IGO

Окончание табл.

11остоя н н ые коэффициенты					Периодические коэффициенты				
w 1/с	Re X,. 1/с	р,= )ш X,, 1/с	Re Х2, 1/с	/»!= Im X,, 1/с	Рг	р},1/с	^2	Ръ 1/с	//2, 1/с
80	-6,00	279.9	-6.00	119.9	-0,626 ± 0.0045 /	39.91	1	119,9]	-5,97
85	-6,00	284,9	-6.00	114,9	-0.384 ±0,515/	29,92	1	114,92	-6,00
100	-6,00	299,9	-6,00	99,9	0,687 ± 0,0036 /	0,083	1	100.083	-5.99
120	-6.00	319,9	-6.00	79,9	-0,368 ±0,631 i	40.09	-1	79.91	-6,00
140	-6,00	339,9	-6,00	59,9	-0,687 ±0,334/	59.91	0	59,9	-5,99
160	-6,00	359.9	-6.00	39,9	0.0U27 ± 0,79 i	39,9	0	39,9	-6,00
200	-6,00	399,91	-6,00	0,09	0,828 ±0.0019/	0,074	0	0,074	-6,00
300	-6.00	499,9	-6,00	100	-0,442 ± 0,763 /	100,07	0	100.07	-6.00
400	-6.00	599,9	-6.00	200.09	-0.91 ±0 0009/	199,9	0	199,9	-6,00
460	-6,00	659,9	-6,00	260,09	-0.845 ±0.368 /	199,9	-1	260,1	-6,00
560	-6,00	759,9	-6,00	360,09	-0.582 ± 0.732 /	199,9	-1	360.1	-6.00

ВЕРТОЛЕТЫ. Труды ОКБ им. М.Л. Миля
Результаты расчетов для многолопастного винта

По описанной методике проведено исследование устойчивости
анизотропного винта. Расчет проводился для несущего винта одно-
винтового вертолета, имеющего пять лопастей. При этом система
уравнений (1) имела порядок, равный семи, а система (6) — четыр-
надцати. На рис. 8 проиллюстрировано влияние понижения демп-
фирования в демпфере вертикального шарнира одной из лопастей
на 50 % и 90 % на величину критического демпфирования и на ши-
рину зоны колебательной неустойчивости, которая характерна для
многолопастных винтов. Здесь же имеются кривые, соответствую-
щие случаю полного отказа демпфера одной лопасти. Из графиков
видно, что ухудшение характеристик демпфера даже одной лопасти
значительно понижает устойчивость всей системы, а при полном
его отказе зону неустойчивости не удается ограничить сверху даже
очень большим значением коэффициента демпфирования в демп-
ферах других лопастей. На графиках рис. 4 можно проследить траек-

Рис. 8
тории движения пары комплексно-сопряженных мультипликаторов
на комплексной плоскости при их движении из области устойчиво-
сти в область неустойчивости с последующим выходом из нее для
случая «л’ =0,1 дл (пунктирная линия).

Результаты расчета для двухлопастного винта

При проведении летных испытаний вертолета Ми-34 были полу-
чены большие переменные напряжения в вале рулевого двухлопаст-
ного винта. При этом наблюдалось изменение постоянной части на-
пряжений в вале и большой удельный вес второй и третьей гармо-
ник в вибрациях хвостового оперения. Полуразмах переменных на-
пряжений, замеренных в различных полетах, имел нестабильный
характер и достигал ±10,5 кгс/мм2. В связи с этим был сделан расчет
зон неустойчивости рулевого винта на упругом основании (с учетом
податливости вала, хвостового редуктора и хвостовой балки). В рас-
четах собственная частота невращающейся лопасти в плоскости
вращения принималась равной рл0 = 1,6лр. Частоты упругого осно-
вания определялись экспериментально и равнялись рх = 300 1/с и
pz = 307 1/с. Момент инерции и статический момент лопасти отно-
сительно оси вращения винта были взяты I = 0,0182 кгс м с2,
5 - 0,041 кгс с2. Параметр и0 = 0,04. По расчетам в районе правой
границы рабочих оборотов рулевого винта была получена зона апе-
риодической неустойчивости (рис. 9), при которой пара комплекс-

Рис. 9
но-сопряженных корней выходит
на действительную ось с последую-
щим движением по ней в противо-
положные стороны и появлением
одного из корней за пределами ок-
ружности с радиусом, равным еди-
нице. Мнимая часть мультиплика-
тора становится равной нулю (рис.
10). В этом случае имеют место
критические колебания вращающе-
гося вала, когда происходит смеще-
ние центра тяжести колеблющихся
лопастей, а возникающая несбалан-
сированность вынуждает колебать-
ся втулку с оборотной частотой в
невращающейся системе коорди-
нат. При этом, как показано выше,
возможно появление комбинаци-
онных частот с гармониками более высокого порядка.

Для определения влияния основных параметров системы винт —
вал — хвостовая балка на положение и протяженность зоны неус-
тойчивости делались параметрические расчеты. Из графиков на
рис. 11 видно, что увеличение момента инерции лопасти (уменьше-
ние относительной массы винта) и увеличение собственной частоты
лопасти в плоскости вращения приводит к улучшению устойчиво-
сти. Увеличение демпфирования основания, по расчетам, также по-
вышает устойчивость винта. Более высокое значение коэффициента
относительного демпфирования в вертикальных шарнирах лопастей
сказывается слабо, а в отдельных случаях даже может привести к
расширению зоны неустойчивости.

На рис. 12 показаны результаты расчетов для различных частот
основания, из которых ясно, что этот вид неустойчивости возника-
ет, когда угловая скорость вращения винта близка к одной из собст-
венных частот опоры. При увеличении числа лопастей до трех, без
изменения их параметров, зона апериодической неустойчивости ис-
чезает, но появляется обычная для многолопастных винтов область
колебательной неустойчивости, которая располагается значительно
правее рабочих оборотов для данной частоты лопасти (рис. 13). Тра-
ектории движения мультипликаторов при колебательной неустой-
чивости для трехлопастного винта показаны на рис. 14.

Анализ полученных результатов показал, что устранить зону апе-
риодической неустойчивости из области рабочих оборотов винта
можно различными способами. Однако наиболее эффективным бу-
Рис. 11

Рис. 12

дет путь измен:
чего можно пе]
ние зоны на бо
мы винт — вал
личению веса
ласть малых об
ния жесткости
именно увелич

Определена
с С.А. Голубце
системы винт
балка. Вначале
шая частота ва
балки с kohcoj
ными массам:
винт и элемент
рассчитываласе
мы с учетом п
вой балки по с
датливости ваз
лись последова
ми пружинами
смещения зонь
обороты рулевс
I
(

(
(

I

Рис. 13

дет путь изменения частотных характеристик основания, вследствие
чего можно перемещать зону неустойчивости по оборотам. Смеще-
ние зоны на большие обороты требует увеличения жесткости систе-
мы винт — вал — хвостовая балка, что приведет к значительному уве-
личению веса этих агрегатов. Перемещение неустойчивости в об-
ласть малых оборотов винта может быть получено за счет уменьше-
ния жесткости системы изменением лишь одного параметра, а
именно увеличением длины вала рулевого винта.

Определение размеров удлиненного вала проводилось совместно
с С.А. Голубцовым. Для этого вычислялись собственные частоты

системы винт — вал — хвостовая
балка. Вначале определялась низ-
шая частота вала как двухопорной
балки с консолью и сосредоточен-
ными массами, моделирующими
винт и элементы управления. Затем
рассчитывалась частота всей систе-
мы с учетом податливости хвосто-
вой балки по схеме, в которой по-
датливости вала и балки заменя-
лись последовательно соединенны-
ми пружинами. Оказалось, что для
смещения зоны неустойчивости на
обороты рулевого винта п= 185 1/с,

Рис. 14
необходимо удлинить вал на 125 мм. На рис. 15 показано новое по-
ложение зоны апериодической неустойчивости для рулевого винта с
удлиненным валом.

Результаты испытаний

На основании проведенных расчетов был спроектирован и изго-
товлен удлиненный вал, и рулевой винт с удлиненным валом уста-
новлен на вертолет Ми-34. Учитывая суммарный эффект от увели-
чения плеча и уменьшения момента сопротивления изгибу у длин-
ного вала, по сравнению с его первоначальным вариантом, нор-
мальные напряжения в нем от внешних нагрузок на винте должны
были возрасти в два раза (при устойчивой работе винта). Но по ре-
зультатам гонок на земле удлинение вала привело к снижению уров-
ня переменных напряжений в диапазоне рабочих оборотов. Напря-
жения возросли на проходных оборотах п = 185 1/с, куда перемести-
лась зона неустойчивости. При этом произошло заметное снижение
вибраций хвостового оперения за счет уменьшения содержания
второй и третьей гармоник.

На рис. 16 представлены результаты гонок на земле для вертолета
Ми-34 в вариантах с коротким и удлиненным валом рулевого винта
для одинаковых режимов с малым общим шагом несущего винта,
равным 0ОШ — 1°. На этих режимах влияние аэродинамического воз-
буждения от несущего винта невелико, поэтому воздействие апе-
Рис. J6

риодической неустойчивости, которая заключается в действии
инерционных и центробежных сил на переменные напряжения в
вале, можно проследить в "чистом виде".

Позднее, в связи с необходимостью отстройки от частоты лопаст-
ной гармоники несущего винта, длина вала была незначительно
уменьшена, что мало повлияло на положение зоны неустойчивости.

Выводы

1.	Изложен алгоритм расчета земного резонанса вертолета, за-
ключающийся в исследовании устойчивости решений системы
дифференциальных уравнений с периодическими коэффициентами
и позволяющий делать расчеты как для многолопастных, так и для
двухлопастного анизотропных винтов.

2.	Расчеты, проведенные для пятилопастного винта, показали,
что падение демпфирования в демпфере одной лопасти существен-
но понижает устойчивость всего винта, а при его обнулении зона
неустойчивости остается открытой сверху (см. рис. 5).

3.	Для двухлопастного рулевого винта вертолета Ми-34 получена
зона апериодической неустойчивости, которая появляется на обо-
ротах, близких к одной из собственных частот упругого основания.
4.	На основании проведенных расчетов сделаны рекомендации
по доработке вала рулевого винта вертолета Ми-34, позволившие
переместить зону неустойчивости из диапазона рабочих на проход-
ные обороты.

Список литературы

1. Миль М.Л., Некрасов А.В., Браверман Л.С., Гродно Л.Н., Лсйканд М.Л. Вер-
толеты Ин. 2. Колебания и динамическая прочность. М.: Машиностроение. 1967.

ОБЕСПЕЧЕНИЕ МИНИМАЛЬНОГО УРОВНЯ
ВИБРАЦИЙ НА РАННЕМ ЭТАПЕ
ПРОЕКТИРОВАНИЯ

С.Л. Голубцов, Л.Л. Загордан

Конструктор, приступая к конструированию вертолета, несмотря
на имеющиеся в его распоряжении расчетные методы опреде-
ления собственных частот лопастей и фюзеляжа, должен пред-
ставлять. какими средствами он облачает, чтобы воздействовать на
вибрационные характеристики вертолета.

Создание вертолета с малым уровнем вибраций является задачей
многопараметрической, успех решения которой во многом зависит
от того, насколько оптимальным, с точки зрения вибраций, будет
выбрано сочетание параметров несущего винта (НВ): радиуса несу-
щего винта /?. числа лопастей z, хорды лопастей й. частоты враще-
ния НВ, а также массовых и жесткостных характеристик лопастей и
фюзеляжа.

Накопленный ОКБ им М.Л. Миля опыт проектирования верто-
летов одновинтовых схем в широком диапазоне взлетных масс от
1250 кг до 56 000 кг, а также проекты других вертолетных фирм яв-
ляются хорошей статистической базой для получения зависимостей
между физическими величинами, влияющими на вибрационные ха-
рактеристики вертолетов. Одна из таких зависимостей представлена
на рис. 1, где по оси абсцисс в качестве линейного размера вертоле-
та отложен диаметр НВ. а по оси ординат — величина, обратная час-
тоте собственных колебаний фюзеляжа, т.е. периоды собственных
Рис. 1. Зависимость собственных частот фюзеляжа от диаметра НВ

колебаний. На этом же рисунке изображены в виде лучей величины,
обратные частотам вращения НВ, которые рассчитаны для окруж-
ной скорости 200 м/с, поскольку для всех вертолетов она лежит в
довольно узком диапазоне 200 ± 20 м/с. Таким образом, если конст-
руктор по некоторым соображениям выбрал диаметр НВ, то он в ка-
кой-то степени уже предопределил расположение собственных час-
тот фюзеляжа. На рис. 1 видно, что, например, для вертолетов
Ми-2, Ми-8 и Ми-6 с диаметрами НВ соответственно 14,5 м, 21,3 м
и 35 м периоды вторых тонов собственных колебаний вертолетов
расположились на одной линии, т.е. эти вертолеты как бы по-
добны по массово-жесткостным характеристикам и геометриче-
ским параметрам.

На рис. 2 приведен другой пример взаимосвязи параметров, фор-
мирующих частотные характеристики вертолета. На этом рисунке
представлена связь суммарной площади лопастей Fb = z b R co взлет-
ной массой вертолета G через удельную нагрузку на площадь лопа-
Рис. 2. Удельная нагрузка ни площадь лопастей

стей НВ р = Т/ Fb. Как следует из формулы для коэффициента тяги
вертолета,

У pzbR(a)m R)2’

удельная нагрузка р с точностью до выбранной окружной скорости
не зависит от размерности вертолета, что подтверждает и приведен-
ная статистика. Безусловно, величина удельной нагрузки р варьиру-
ется в зависимости от назначения вертолета и от величины выбран-
ной окружной скорости. Величина удельной нагрузки в среднем со-
ставляет 430 кг/м2. Из рассмотрения приведенных на рис. 1 и рис. 2
зависимостей видно, что, выбрав диаметр НВ, конструктор не толь-
ко предопределяет частоты собственных колебаний фюзеляжа и
частоту возбуждения по 1-й гармонике, но и получает возможность
в пределах произведения zbR определить число лопастей. Выбор
числа лопастей НВ предопределяется многими факторами, такими,
как, например, тип втулки НВ, масса НВ и т.д., но не в последнюю
очередь и выбором желательной частоты проходной гармоники воз-
буждения г«>нв с целью исключения резонансных явлений в
конструкции.
Центральной проблемой в области нормально-обусловленных
вибраций вертолета, по нашему мнению, является проблема "пи-
лонного" резонанса. Он вызывается силами, действующими в плос-
кости вращения НВ с комбинационными гармониками (z ± 1)®нв во
вращающейся системе координат. Собственные частоты "пилон-
ных" форм колебаний определяются не только частотными характе-
ристиками лопастей в плоскости вращения с учетом граничных ус-
ловий в местах крепления к втулке НВ, но и массово-жесткостными
характеристиками "пилона" с учетом их анизотропности.

На рис. 3 представлены результаты расчета вертикальных вибра-
ций в кабине пилота одного и того же вертолета среднего класса, на
котором вместо 4-лопастного винта устанавливается 5-лопастный.
Расчет выполнен для двух значений оборотов НВ, соответствующих
100 % и 105 %. Для сопоставления приведены уровни вибраций это-
го вертолета, измеренные в полете. Как можно видеть, применение
5-лопастного винта решило проблему вибраций этого вертолета. Та-
ким образом, проведение комплексных исследований по минимиза-
ции вибраций на раннем этапе разработки вертолета позволяет
обеспечить уровень вибраций в кабине экипажа на крейсерской
скорости в пределах 0,12...0,15 g. В частности, на боевом вертолете
Ми-28 вибрации в кабине экипажа на крейсерском режиме полета
находятся в пределах 0,07...0,1 мм на частоте проходной гармоники
20 Гн.

В связи с изложенным конструктор, ориентируясь на имею-
щиеся в его распоряжении двигатели с их мощностными характе-
ристиками, через формулу Жуковского Т = (33,25 гщ Д^лв Д(1В ): 3
увязывает линейный размер /)Нв (м) будущею вертолета с полетным
весом вертолета 6= Т При этом, варьируя составляющие обобщен-
ного параметра /у = zbR,r.e. число лопастей <, величину хорды Ь, а
также обороты НВ. может в первом приближении по статистиче-
ским зависимостям, изображенным на рис. 1, 2, оптимизировать
вибрационные характеристики проектируемого вертолета.

НОВЫЙ МЕТОД РАСЧЕТА
ИДЕАЛЬНОГО И РЕАЛЬНОГО НЕСУЩИХ
ВИНТОВ’

А. С. Браверман

При аэродинамических расчетах вертолетов возникают следую-
щие неясности. При трогании вертолета с режима висения по
вертикальной траектории пропульсивная сила становится
большой, так как она уравновешивает силу тяжести вертолета, а
подъемная сила винта равна пулю. При трогании по горизонтали
наоборот: силу тяжести уравновешивает подъемная сила, а пропуль-
сивная сила равна или близка нулю. Чтобы понять, как это обраще-
ние величин сил винта получается в расчетах, нужно найти аналити-
ческие зависимости, в которых это бы выполнялось и легко просле-
живалось. Другой вопрос, возникающий при расчетах на малых ско-
ростях полета, связан с тем, что при вертикальном наборе высоты
вертикальная скорость пропорциональна приблизительно удвоен-
ному избытку' мощности, а при наборе высоты на горизонтальной
скорости более 100 км/ч она пропорциональна избытку мощности с
коэффициентом около 1. Почему так происходит и какой коэффи-

Гехника воздушного флота. 2004. № 3.
циент следует брать на промежуточных скоростях - на эти вопросы
также нужно дать ответ.

Этому посвящена настоящая статья. Работа выполнена на базе
теории идеального несущего винта. Выведена формула, связываю-
щая мощность идеального несущего впита с пропульсивной силой,
скоростью полета и углом т между равнодействующей аэродинами-
ческих сил и нормалью к скорости полета. Анализ формулы пока-
зал, что она охватывает все режимы работы винта: висение, осевую
и косую обдувки.

На основе этой формулы:

определены мощность идеального, а затем реального винтов в за-
висимости от скорости полета, подъемной и пропульсивной сил
винта;

определен пропульсивный коэффициент идеального и реального
винтов на малых скоростях полета;

предложен новый вил графиков экспериментальных аэродина-
мических характеристик несущего винта; по этим графикам воз-
можно определение интерполяцией характеристик винта на режи-
мах, на которых эксперимент в аэродинамической трубе не может
быть проведен.

Настоящая работа является расширенным изложением доклата
на шестом форуме Российского вертолетного общества.

В статье приняты следующие обозначения:

R	- равнодействующая аэродинамических сил несущего винта;
Сr, tк =( к /а	- безразмерные коэффициенты силы А. характеризую щие индуктивную скорость и углы атаки сечений лопа- стей соответственно (СК = 2R/p F(mR)2);
(X У), (7’. /7)	- составляющие силы R в скоростной и связанной сис- темах координат;
Q- U, h)  G, т  AV  л'- -Чш, ^проф,	—	безразмерные коэффициенты составляющих силы R.  —	сила тяжести вертолета и ei о масса;  —	пропульсивная мощность несущего винта;  Агп — мощности несущего винта, идеального несущею винта, мощность, затрачиваемая на преодоление про- фильною сопротивления лопастей, мощность винта при горизонтальном полете;
тк т	- безразмерный коэффициент мощности;  — угол между вектором R и нормалью к скорости поле- та/
a, eij,	— угол атаки несущего винта и фюзеляжа соответст- венно;
ф  0,0  V = К/(в>Я)  V	— угол установки лопастей несущего винта:  —	углы наклона траектории полета и тангажа вертолета;  —	скорость полета и се составляющие в связанных и земных осях;  —	относительная скорость полета;  —	равнодействующая скоростей потока возле несущего винта;
v, v(r, v)	- средняя и местная индуктивные скорости;
(vx, у,,), (v„ V4)	— средняя индуктивная скорость на режиме висения;  — составляющие средней индуктивной скорости несу- щего винта;
ц,).	— безразмерные составляющие скорости возле несуще- го винта в связанной системе координат;
(ш/?)  о. = (иА)/ц	— окружная скоростей лопастей несущего винта;  — скорость звука, среднее и концевое числа Маха несу-

М, = [И + (wR)\/a щсго винта;

F, о	— площадь и коэффициент заполнения несущего винта;
р, А  Л» Лвд> Лв.в	- массовая и относительная плотности воздуха;  — пропульсивные коэффициенты реального и идеаль- ного несущих винтов, КПД воздушного винта;
к	— качество несущего винта.

Основные положения и новые формулы теории
идеального несущего винта

Для вывода формул, охватывающих все режимы работы несущего
винта, использована теория идеальною несущего винта [ 1—3| Тео-
рия построена на рассмотрении изменения скоростей в струе возду-
ха (рис. 1), в результате которою возникают аэродинамические си-
лы. Струя образуется так называемым активным диском. К нему
требуется подвести мощность Уид. Диаметр струи не зависит от угла
атаки винта, он одинаков и при косом, и при осевом обтеканиях.
В теории получено, что в отдаленном от винта сечении 2 индуктив-
ная скорость в два раза больше, чем в сечении 1 Как именно созда-
ется струя, т. е. вращение лопастей винта, в теории не рассматрива-
ется Поэтому в такой модели отсутствуют профильные потери и
потери от закручивания воздуха за винтом. Можно учесть один вид
потерь — концевые потери. Для этого уменьшается диаметр струи D:
он равен BD, где В = 0,96...0,98. Для упрощения формул примем
В = 1.

У идеального винта индуктивная скорость v постоянна по всей
площади потока и ее направление совпадает с направлением равно-
действующей аэродинамических сил винта R (рис. 2). В многих ме-
тодах расчетов принимается, что средняя по площади реального
винта индуктивная скорость равна индуктивной скорости идеаль-
ного винта.

Напомним базовые формулы теории идеального винта:

/? = FpK1'-2v1;	(1)

Уид -XV-	(2)

К/ =-\] (V sinx - V! )2 + (Иcost)2 ;	(3)
Рис. 2. Скорости около несущего винта (1 — плоскость вращения винта)

К,' — это результирующая скорость, определяющая секундную
массу воздуха в струе, равную FpV\. Принято правило знаков: если
несущий винт создает пропульсивную силу, то X < 0, если силу со-
противления, то Х> 0. Составляющая мощность Rv^ — это так назы-
ваемые индуктивные потери, так как по направлению скорости V]
вертолет не перемещается, следовательно, не совершает работу (од-
нако без отбрасывания воздуха со скоростью V] невозможно созда-
ние аэродинамической силы R). Полезная мощность — будем назы-
вать ее пропульсивной — выражается произведением XV.

В дальнейшем будем рассматривать скорости только в сечении
струи 7—7, поэтому ниже индекс 7 опущен.

Угол т — это угол между вектором равнодействующей аэродина-
мических сил и нормалью к скорости полета, следовательно, и к
траектории полета (см. рис. 2); т = ± 90° — осевое обтекание несуще-
го винта, 90° > г > -90° — косое обтекание. Угол т определяет со-
ставляющие силы 7? несущего винта в скоростных осях координат

A' = 7?sinr; K = 7?cost;

т = arctg (27/У); Vcost-VY/R.

В безразмерном виде по В.П. Ветчинкину [3] выражение (1) с
подстановкой (5) приобретает вид:

1 = v2[K2 - v (2И sinr - v)],

(5)
где

v = v/vB1(C; V = H/vBIIC;

vBIlc =7 /?/2/'р =	= (®/?) Л С7/ 2.

(6)

И i уравнения (5) обычно находят v в зависимости от И и т. Это
уравнение четвертой степени относительно v. Поэтому часто ис-
пользуется график v -/ (И, т) [3], из которого находится v. На ре-
жимах "вихревого кольца” кривые графика строятся но эксперимен-
тальным данным или по специальным методикам.

Для ориентировки читателя в величине скорости полета, отне-
сенной к vBllc, укажем, что V = 2 И/(со/?) С\( • =1 в зависимости от ве-
личин R/F и Д соответствует скорости 30 ..60 км/ч, а относитель-
ной скорости — И/(со/?) = 0,035...0,07.

При известном угле атаки винта а составляющие аэродинамиче-
ских сил в связанных осях и мощност ь определяются по формулам

Т = ЗЛр V v, = Xcosa + X sina;

И = 2 fp Г ’ V/, = X cosa - Y sin a;

v, = vT/ /?; v/( = v/// /?; V = (co/?) 7 if + V ;

,V1U = Tv, + Hvh - XV = -((oR)(TX + //p).

Здесь

li - (Hcosa - v;, )/(co/?); X = (V sina - v, )/ (co/?).

Угол т определяется по формуле

t = a + arctg( ///7").	(8)

Введя в скоростной многоугольник угол Q между векторами V и
V. получим соотношения между коэффициентами сил в скорост-
ной системе координат и мощностью [1, 2]. Но их применение при
малых скоростях невозможно, так как на режиме висения, когда
V = = 0, формулы обращаются в неопределенность типа 0/0. По-
этому ниже выведены новые формулы.

Получим выражения /тля определения /Vlia и v. Мощность идеаль-
ного винта

уУнд = /?(v -Ksinx).

(9)
В безразмерном виде

/У„д - v - Vsinx,	(10)

где

Л'.,д = А'ил/Л^ис = 2mk/c} 2; V suit = ^///?vn„c.	(11)

Выражение (3) для И также представим в безразмерном виде:

V' - ^7vbmc = у sinт - v): + (/cost)2 .	(12)

Используя (10), получим, что численно Р' может бьнь выражена
через /711Д:

> ' = \ -Vlvl +(1cost)2.	(13)

Преобразуем формулу (1):

R/2Fp = V'v.	(14)

Отношение в левой части формулы (14) равно v2,c. Следова-
тельно,

l = Pv;	(15)

v = 1/ И' = 1/ v' N 2Д + (У cost)2 .

Формула (15) справедлива при всех скоростях полета. При боль-
ших скоростях, V > 3, И' « И,так что

v = l/K.	(16)

На висении и при вертикальном наборе высоты, когда cos т = 0,

v = l/.Vlw	(16, а)

Определение индуктивной скорости по формуле (15) и но графи-
ку на рис. 7 намного проще, чем по формуле (5) и по графику
v=/(C,t).
Теперь на основании формул (10), (11) и (15) получим выраже-
ние, связывающее безразмерные пропульсивную мощность XV и
полную мощность идеального винта N„л:

XV = f sinT = 1/	+ (P~cost)2 |- У11Д.	(17)

Найти Л'ид из уравнения (17) при известных XV и И cost можно
следующим образом. Задают Л'||Д первого приближения (/У„д1) и оп-
ределяют (Л'И,. Если (А'И] нс совпадает с заданной величиной XV,
то находят

ад/11Д	(18)

11д2 = ^нд1

О коэффициенте г)нд, зависящем от И cost, см. ниже.

Последовательными приближениями нужно пользоваться при
V cost < 3. На основных режимах полета вертолета, когда V cost > 3
и « ( V cost )2, мощность определяется по простейшей формуле

Л'ид =(l/rcosT) -XV.	(19)

Из этого уравнения видно, что при И cost = const XV и Л’1)Д свя-
заны линейной зависимостью, причем приращения этих величин
равны друг другу.

При осевой обдувке, когда cos т = 0, X = — 1, v = ! Л/нд , из форму-
лы (17) получим:

.Vlu=v + K.	(19, п)

В принятом нами безразмерном виде это известная формула

Л'ил = Я(у + И).

При осевой обдувке безразмерная мощность зависит только от
скорости, а скорость только от мощности:

А. =Г/2+^1+(Й/2р;	(19
Рис. 3. Зависимость пропуль-
сивной мощности от полной
мощности у идеального винта

При т = 0 формула (17) обращается в биквадратное уравнение,
связывающее Nид и И:

^ид =1/(^иД +И2).	(19, в)

Для перехода к размерным величинам нужно знать силу R, зави-
сящую от силы У. Поэтому от У зависят v и XV, что не видно из фор-
мул (15) и (17). _	~

Зависимость XV от Уид при разных величинах И cost показана
на рис. 3. При малых Vcost кривые проведены до границ "вихрево-
го кольца", так как на этом режиме неструйное обтекание винта и
теория идеального винта не применима.

Рассмотрим, каким режимам работы несущего винта соответст-
вуют разные точки и области графика (рис. 4). Кривая Иcost =0
(cos т = 0, V * 0) относится к режимам осевой обдувки несущего
винта. Угол т~=-90° — это вертикальный набор высоты. Скорость
полета: Vy = И/sin т = -XV, т.е. шкала оси ординат становится
шкалой -Vy. Если в результате обдувки планера скоростью полета и
индуктивной скоростью несущего винта возникает сила Уф, то тра-
ектория полета чуть отличается от вертикали (рис. 5, б). Если же
Уф = 0, то при т = -90° траектория вертикальна, 0 = 90°. На кривой
V cos т = 0 в точке Nm =1— режим висения. В этой точке сходятся
все значения угла т (-90° < т < 90°). Это фиктивные значения, так
как нет вектора скорости.
Рис. 4. Расположение разных режимов
полета:

1 — висение; 2 — вертикальный на-
бор высоты; 3 — горизонтальный по-
лет; 4 — набор высоты; 5 — сниже-
ние; 6 — снижение на авторотации

На оси абсцисс расположены режимы с X— т = 0. Следовательно,
здесь Иcos т — V, Y= R. Это режимы снижения вертолета, когда сила
сопротивления планера вертолета уравновешивается направленной
вперед составляющей силы тяжести вертолета (рис. 5, а, поз. 2 и 5).
При XV > 0 — снижение с большей, чем при XV — 0, вертикальной
скоростью.

Кривые Vcos т > 0 на рис. 3 и 4 — это режимы косой обдувки вин-
та с любой скоростью полета.

Формула (17) применима на режимах косой и осевой обдувок,
поэтому позволяет проследить, как в интервале малых скоростей
происходит переход от режима висения или полета по вертикали к
полету с косой обдувкой винта. Численно это существенно разли-
чающиеся режимы. На первом Х = -R, Y= 0, а — -90°, а на втором

Рис. 5. Силы, действующие на вер-
толет:

а — т = 0, снижение; б —
т = -90°, практически верти-
кальный набор высоты;

1 — скорость полета; 2, 3 — со-
противление и подъемная сила
фюзеляжа; 4 — сила тяжести G;
5-GsinQ; 6— Geos 0; 7—К;

8 — 0<O;S’— 0« 90°; 10 -
X < 0; R = X
Y ~ R, X « Y, угол а мал. С увеличением V cost углы тиа умень-
шаются по абсолютной величине, cos т и, следовательно, сила Y
увеличиваются, a sin т и сила Xуменьшаются. При обычной величи-
не максимальной мощности двигателя и нормальной массе вертоле-
тов (NKa =1,3...1,5) угол т изменяется в следующих пределах: ±50°
при V cost = 0,5, ±40° при V cost =1. При И cost =3: т » ±20°, V « 3,
сила Г =0,97... 1, Х« Y.

Теория идеального винта не содержит данных об углах атаки и
установки винта. Приближенный метод определения этих углов
описан в [2].

Переход к реальному винту

Для идеального несущего винта каждая кривая с И cost = const
справедлива для всех значений R. Для реального винта профильные
потери мощности зависят от/?, Мо (или Mt), V, X (или а). Целесооб-
разно перед расчетами конкретного вертолета заготовить таблицы
или аппроксимационные формулы для определения коэффици-
ента профильной мощности. На малых скоростях полета
(И< 70...90 км/ч) зависимость профильной мощности от Ии Xмала
и ею можно пренебречь, что упрощает расчеты. Индуктивные поте-
ри также зависят от И, R, X. Поэтому для некоторых постоянных
значений Vcost и числа Маха у реального винта получается семей-
ство кривых с разными R (рис. 6).

Мощность реального винта равна сумме пропульсивной мощно-
сти, профильных и индуктивных потерь, изменения мощности при
поворотах плоскости вращения несущего винта, равного

Рис. 6. Зависимость пропульсивной мощ-
ности от полной мощности (экспери-
мент)
А/нг^нг + 'Ч|л®их (Л/ц и <в|( — момент и угловая скорость поворота не-
сущего винта). При прямолинейном полете

N =-XV + lRy + N^ = INw + (/ -|)%И + ,Упроф, (20)
где коэффициент / учитывает увеличение индуктивных потерь у ре-
ального винта (концевые и другие потери),

I - Jv (г, v ) dR/Rv.

[

Для грех (и более) лопастных винтив коэффициент / = 1,2.. 1,05.
Его величина зависит от геометрических характеристик лопастей
и от режима работы несущего винта. Для прямоугольных лопа-
стей с геометрической круткой 7° при принимаемом на МВЗ на ви-
сении воронкообразном распределении индуктивной скорости
| v(r) = 1,22 v( г/R)l/2 ] коэффициент / = 1,15.

Графики экспериментальных аэродинамических
характеристик несущего винта

При определении летных данных вертолета но эксперименталь-
ным 1 рафикам неизбежно приходится прибегать к интерполяции и
экстраполяции. Это происходит потому, что эксперименты выпол-
няют в ограниченном объеме (скорости и углы атаки в аэродинами-
ческих трубах, .мощность приводов моделей, а также время, выде-
ляемое для эксперимента, ограничены). Интерполяцией находят N
(или X) при заданных X (или .V), У и V.

Чтобы интерполяция была возможной при малых скоростях по-
лета, на режимах осевой и косой обдувок графики должны быть по-
строены в одинаковых координатах. Теория идеального винта под-
сказала, что нужно строить графики типа приведенных на рис. 3.
Такой график показан па рис. 6. Для его построения эксперимент
проводят при Л/о — const (ст/? - 20 Л/о ./273 +1, где ( — температура
воздуха в трубе) на ряде величин V , а , ф с измерением X. У (или /.
И), N. Затем вычисляют /Л, V cosa, И, = -V sina, тк, txV , и в ре-
зультате перестроений находят точки графика для ряда выбранных
величин Исоьа, Л/о, . Для полноты информации можно в
точках пересечения кривых tK = const и И, = const проставить значе-
ния угла ф. Из рис. 6 по приведенным выше формулам можно найти
углы а и т |т = arcsin(fA /tK)], силы и скорости в скоростных и свя-
занных осях. На режиме висения, где Vy = V = 0. a = -90°.
На осевых режимах (И cosa - 0) график получают иерее троением
обычно используемого графика t - f(mk, И, ), так как на осевых
режимах = t, tx — t при И,. <0 и tx = -t при Vv > 0, V - Vy .

График на рис. 6, как и график X = f (Л) для разных величин V
|2], имеет ряд положительных особенностей:

для винта с малым разносом горизонтальных шарниров нс зави-
сит от углов отклонения автомата перекоса, так чго при определе-
нии летных данных нс требуется знать положение автомата переко-
са. г.с. рассматривать условия равновесия моментов вертолета;

просто пересчитывается при изменении числа лопастей и коэф-
фициента заполнения несущего винта;

линии графика практически эквидистантны и при И/(со7?) >0,15,
i R х 0,1.. 0,2 прямолинейны;

но графику определяются качество и пропульсивный коэффици-
ент несущего винта, являющиеся показателями аэродинамического
совершенства винта.

График на рис. 6 целесообразно перестроить в координаты
N. XV. В этих координатах при величинах коэффициентов /А на
установившихся режимах полета вертолета (гА - 0,12...0,2) и близ-
ких V кривые численно различаются мало, так что точность интер-
поляции увеличивается. Интерполяция линеаризированных кривых
.¥/ = /(/¥) (см. ниже) сводится к интерполяции Ny (или качества) и
г| только по V, так как она выполняется по графикам этих величин в
зависимости от /А для ряда V.

Отметим, что в целях определения интерполяцией тк и а на V= 0
также можно построить зависимость^. = f(ink,tK) с указанием ве-
личин углов о. Для этого принимают, что на V — 0, так же как на
любой малой V. есть угол атаки а, гак что rx =/sina. График пред-
ставляет собой ряд вертикалей, так как тк и tR нс зависят от а. По
этому графику определить пропульсивный коэффициент несущего
винта нельзя.

Определение подъемной, пропульсивной сил
и мощности несущего винта

При нсустановившемся криволинейном движении вертолета си-
лы несущего винта .¥ и У определяются из уравнений движения:

X = -Х|, -бsin0 -m(dV!dt)\

Y = Кф + (7cos0 + mV (dty di\
Выражения dV/dt и V(dO/dt) — это ускорения вертолета, изме-
няющие скорость и угол наклона траектории на предстоящем участ-
ке полета. Таким образом, варьируя силы % и У, можно найти
желательную траекторию полета.

Опишем последовательность определения мощности при извест-
ных значениях X и Y. Для расчета нужно знать скорость полета, чис-
ло Мо, произведение /А, а также задаться коэффициентом 1 и ин-
дуктивной мощностью первого приближения A/„ei. Пусть
V= 50 км/ч = 13,89 м/с, Мо = 0,65, Х = -1000 кгс, У= 10 000 кгс,
FA — 250 м2, I = 1,15, 7Уид| =0,75. Решение:

R = ^Х2 +Y2 = 10050 кгс;

vBMC =12,68 м/с; XV = -0,109;

Г cost = YV/RvBlK =1,09;

(XV), = (1 / 0,563 + 1,188) - 0,75 = 0,006;

Пид =U2 [ПиД = /(^ cost)];

д/уид =-(-0,109 -0,006)/1,32 =0,087;

Nw =0,75 +0,087 =0,837;

Рис. 7. Зависимость средней ин-
дуктивной скорости от мощно-
сти идеального винта
АГНЛ =106700 кгс-м/с = 1422 л.с;

^пгоф =400 л.с.

Полагая Мнг = 0, получаем А' = 1,15-1422 + 400 — 0.15-1000х
х 13,89/75 = 2007 л.с.

Если получившаяся мощность больше максимальной или мень-
ше нуля, то нужно изменить силы X и Y. т.е. ускорения вертолета
(можно определить изменение частоты вращения несущего винта,
Jcd/t/t, но это — приближенные расчеты, выполняемые при посто-
янной частоте вращения винта). Отметим, что для определения
достаточно было сделать одно приближение.

Если требуется найти индуктивную скорость, то нужно восполь-
зоваться формулами (10) или (15) (рис. 7).

Возможны другие варианты аэродинамического расчета: при из-
вестных У, /V определить X (определение скороподъемности и уско-
рения вертолета); при известных X, N определить Y (определение
вертикальной перегрузки в скоростной системе координат).

Когда известны Y и N, нужно, задавшись двумя значениями и
AS, найти, как описано выше, А] и ДА, после чего определить X ио
формуле X = Xt + X ' (А' - TV,) или X = Х2 +Х ’’ (N - ЛА) в зависи-
мости оттого. Л’| или AS ближе к заданной /V. Величина X 1 опреде-
ляется по формуле X 4 = (0,5.. !)(%, - Х2 )/(N}-N2). Аналогично
поступают для определения Y при заданных X и N.

Для расчета режима висения в скоростной системе координат
нужно принять: V -dVjdt =0, 0 = 90е, Уф = 0. Аф = (0.01...0,03) G
(обдувка фюзеляжа винтом).

Пропульсивный коэффициент несущего винта
и его применение

Из рис 3 и формулы (19) видно, что на Иcost > 3 зависимости
А'И = /(А) практически линейны в интересующем нас диапазоне
Аид: от Л'ил ® -0,5 (авторотация реального винта) до Л',п = 1,4 (мак-
симальная мощность двигателей). Линеаризованная зависимость
(рис. 8) описывается уравнениями

АГ=(А,-¥)11 или А' = А'У - АК/т|, (22)

где Ny равна мощност и линеаризованной зависимости при XV = 0
(некоторые авторы называют Ny мощностью, затрачиваемой на соз-
дание подъемной силы); г| - пропульсивный коэффициент не суще -
Рис. 8. Линеаризация зависимости
XV - f (N) и характерные точки:

1 — фактическая зависимость; 2 — линеа-
ризованная зависимость; 3 — Ny; 4 — до-
пустимые ошибки в XV, 5 — Nmi„, 6 —
7-(XV)a

го винта, равный отношению приращений полезной и полной мощ-
ностей при V cos а = const, R = const,

т] = -Д(ХК)/ДЛЕ

(23)

Если г) > 1, то при приращении мощности несущего винта при-
ращение пропульсивной (полезной) мощности больше, чем прира-
щение мощности, так как индуктивные и профильные потери
уменьшаются.

Ранее [2] при скоростях полета И/(со7?) > 0,15рассматривалась за-
висимость X=f (N) при V = const и на этих скоростях общая фор-
мула (23) обращалась в следующую:

Т| = -(△*/ДАТ) Г.

На этих скоростях уравнения линеаризованных кривых имеют
вид

N = (Y/K - Х)У,

где К — качество несущего винта. Качеством несущего винта являет-
ся отношение подъемной силы к силе сопротивления на режиме ав-
торотации Ха:

К = Y/X. = ГИ/г^г .

(24)

Чем меньше скорость, тем в меньшем диапазоне УУИД возможна
линеаризация. Следовательно, найденная величина г|ид и выполнен-
ные расчеты справедливы, если они оказались в этом диапазоне
Nт. Величины Nидпйп приведены в табл. 1, а величина рав-
Таблица 1

V cost	0	0,25	0,5	0,75	1,0	2,0	3,0	4,0
2Vr	1,0	0,98	0,94	0,86	0,78	0,50	0,33	0,25
Лид	1,85	1,78	1,63	1,5	1,37	1,1	1,0	1,0
1 * ид min	1,0	0,85	0,67	0,5	0,44	0,1	-0,15	-0,35

на 1,4 для всех V cost . В этих пределах зависимость XVот	линеа-

ризуется с достаточной для аэродинамических расчетов точностью.

Значения NY, т|ид, а также минимальной мощности N пока-
заны на рис. 9 и приведены в табл. 1.

В табл. 1 приведены данные, найденные графически по рис. 3.
Коэффициенты NY и г|ид можно также найти, используя формулы
(17) и (23). В табл. 2 указан тангенс угла наклона лучей, проходящих
через точку N„aY и точки с некоторыми значениями Уид. Тангенс
равен отношению л'ид = -XV/(Nид -NwY). На осевых режимах
Лид =^/(^ид "О-

Средняя величина г|'ид в соответствующем интервале Nm равна
г)ид. Разность между т|'ид в точке /Уиди г|идхарактеризует ошибку в
точке NM, допущенную при линеаризации кривых.

Рис. 9. Пропульсивный коэффи-
циент и мощности Ny, Nmin в зави-
симости от скорости
Таблица 2

И cos т				
	1,5	1,25	1.0	0.5
0	1,68	1.8	2.0	-
0.5	1,55	1,64	1,76	—
1.0	1,32	1,35	1,37	1,37
2.0	1,1	1,1	1,1	1,1

Приведем пример: /cost = О, У|(Д = 1,4. В этой точке фд=1,73.
При R/ FД = 40 кгс/м2, vBllc = 12,65 м/с,
И, =ДЛН-|'нд= 0.4-1,73 = 0,69, Vy = 8,83 м/с. При Пид = 1,85
Vy = 9,36 м/с. Следовательно, при крайней величине N„л скорость
V) завышена на 0,53 м/с, что практически допустимо^ В формуле
(22) для линеаризированных характеристик величина Л'11лГ опреде-
ляется графически или по формуле (19. в).

Опишем, как используется при аэродинамических расчетах по-
нятие о пропульсивном коэффициенте. Выведем формулу для опре-
деления суммарной (несущий винт + воздушный винт) мощности
вертолета с дополнительным движителем (термин "воздушный
винт' обозначает пропеллер или другой движитель, предназначен-
ный для увеличения пропульсивной силы вертолета). Суммарная
мощность равна:

А'х = -V-7VB.B=A’r -^И/т| + ?ввГ/Пв,.	(25)

Формулу для силы X у вертолета с крылом и воздушным винтом
получим, приравнивая нулю сумму проекций всех сил на вектор V
(рис. 10):

X - (1/cosAa) | — Y sin Да - Л'ф - X кр cos Да - Укр sin Да кр +

+ Ph„ cos (а + Да + евв) -GsinO - m(dV/dt)\.	(26)

Здесь Да, Лакр — углы скоса потока около несущего винта и кры-
ла; Рвв и е„ п — тяга и угол заклиненпя воздушного винта относи-
Рис. 10. Силы, действующие на
вертолет с крылом

тельно несущего винта. При установившемся полете косинусы уг-
лов можно приравнять I, а синусы — углам.

Мощность Ny на И> 100 км/ч согласно (24) равна

7Vy =А'аИ/П = ГИ/^р.

Тогда из выражений (25) и (26) получим:

= (К/п [ Г (Да + ]/К) + Гкр (Да кр + 1/АГкр) + %ф-

-PB.B(l-n/nB.B) + Gsine].	(27)

Если определяется мощность двигателей, то в (27) входят произ-
ведения т|£, и Лв.в^в.в (£> ^в.в — коэффициенты использования несу-
щим и воздушным винтами мощности двигателей).

Из выражения (27) видно, что качества несущего винта и крыла
аналогично входят в формулу для М. Если сумма первых двух сла-
гаемых, содержащих качества несущего винта и крыла, уменьшается
при установке крыла, то потребная мощность вертолета уменьшает-
ся; расчеты показывают, что из-за скосов потока влияние крыла,
имеющего большее качество, на потребную мощность невелико.
Также аналогично входят в формулу (27) г| и т|в в. Если т| > цв в, то
установка воздушного винта увеличит потребную мощность верто-
лета. При рабочих (средних) величинах коэффициента тяги несуще-
го винта на скоростях меньше 350 км/ч коэффициент т| больше т|в в,
так что нужно использовать несущий винт как движитель в макси-
мально возможных пределах: до N — Nmax (рис. 8). На скоростях, при
которых возможен полет без использования воздушного винта, его
использование (например, для улучшения условий работы несущего
винта — уменьшения угла установки лопастей и отрицательного уг-
ла атаки винта) увеличивает^. Если в качестве дополнительного
движителя устанавливается ТРД, то суммарный часовой расход
топлива Ср/75 можно определить по формуле (27), подставляя
Пв.в^в.» = V/HCp , где Се, Сг — удельные расходы топлива ТВД и
ТРД. Если Пвв5в» >СгИ/75Ср, то расход топлива с ТРД больше,
чем с ТВД. При больших скоростях — наоборот.

В этой задаче пропульсивный коэффициент несущего винта и
КПД воздушного винта сопоставимы по величине, так как здесь на
мощность несущего винта влияет только изменение его пропуль-
сивной силы.

Рассмотрим другие задачи аэродинамического расчета вертолета,
при решении которых используется понятие о пропульсивном ко-
эффициенте несущего винта В этих задачах соотносятся прираще-
ния полной и пропульсивной мощностей. Вертикальная скорость
И,,,, ускорение вертолета, усилие при буксировке вертолетом /бУКС,
изменение погребной мощности винта AN при изменении вредною
сопротивления вертолета ЛЛф определяются по формулам

Rlg + K(r/r/6fO/g=(,V-A'r.„)11/'G;

= (JV - 2Vr.n) т|/И;	(28)

AN = (ДХф)К/т1.

Как видно из формул (28), пропульсивный коэффициент несу-
щего винта характеризует динамику полета вертолета, так как опре-
деляет эффективность преобразования избытка мощности в избы-
ток пропульсивной силы вертолета, т. е. в его вертикальную ско-
рость и ускорение. Чем больше т], тем быстрее изменяются скорость
и высота полета при прямолинейных траекториях.

При малых скоростях качество винта близко к нулю, отношение
VjK определяется с большой погрешностью, поэтому применять К
при малых скоростях нс следует. Знать же пропульсивный коэффи-
циент, как видно из формул (28), нужно и на малых скоростях.

У воздушного винта г|вв — это КПД, определяющий отношение
полезной и затраченной мощностей:

11в.в =	Пв.в.ид = W +V).

А мощность несущего винта зависит нс только от отношения
пропульсивной мощности к т|, но и от jVr, так как несущий винт вы-
полняет две функции: создает и подъемную, и пропульсивную силы
Согласно выражению (23). на осевом режиме, т.е. при т = -90°,

Пид =Ч(А'И)„аб -С¥Г)вни]/(Анаб -Авис) =

= (AK-0)/7<(K + v-vBltc) = V!{V + v-vBHC). (29)
Очевидно, что т|11Д > т|вв ил Но на осевых режимах мощность не-
сущего винта такая же, как у воздушного винта:

N„д = Л'В11С. „д - X V/ П1|Д = RvB>lc + ЛИ (V л- v - vBllc)/ V = R( V + v).

Равенство мощностей показывает, что сопоставление величин
г|пц и г| не свидетельствует об изменении мощности при установке
на вертолет воздушного винта.

Наибольшая разница в величинах щ, в и р при осевой обдувке
имеет место при малых скоростях полета Известно, что при осевой
обдувке у несущего винта, как и у воздушного винта, индуктивная
скорость равна:

v = -И/2 + (со/^ 2) V < ^/2)2 +СЛ.

При малой скорости, когда (И/2): « Сл

v = -K/2 + v,HC.

(30)

Формула (30) показывает, что при вертикальном наборе высоты
индуктивная скорость уменьшается на И/2 (за счет увеличения про-
текающей через винт массы воздуха). Таким образом, при переходе
от висения к вертикальному набору высоты с малой скоростью

Пил = r/(E-E/2 + vB1,c-vBllc) = 2.

Такую же величину пропульсивного коэффициента мы получили
бы, если его оттрсделять по рис. 3 кактангенс угла наклона касатель-
ной к кривой XV = /(Л^цд) в точке XV = 0. Величина т|1Ш = 2 спра-
ведлива только при малых Vy = 2...3 м/с. Если Доказывается боль-
ше, то се нужно определять по средней для всего интервала Л'1|д ве-
личине г|ид = 1,85.

При косой обдувке (Ecost >0) т|нд изменяется, как показано на
рис. 9, от 1.85 до 1.

Пропульсивный коэффициент реального винта определяется по
углу наклона линеаризованных кривых, показанных на рис. 8, или
по формулам

V и (I п ил)	/ +1 с Проф,

П ~ Л НД / IV ~ П ИД (	~ 1 (- приф 11 >

(31)
где С11ПОф — коэффициент линеаризованной зависимости УпрОф,
про<]> пр<>ф Y + -V И ( дроф •

Линеаризация предполагает, что коэффициент / не зависит от
AV.

При вертикальном наборе высоты (р1Ш - 1,85), если / = 1,
С|1роф - -0.05, то по формуле (31) р = 1,69, т.е. существенно меньше
Рид. При ! > 1 р винта увеличивается, так как увеличивается раз-
ность между индуктивными потерями на висении и при наборе вы-
соты Так. r| = 1.72 при I - 1,1, С„роф = -0,05. Учитывая разброс в ве-
личинах коэффициентов / и Спроф, можно считать, что при верти-
кальном наборе высоты И, = (1,8...1,5)(/V -Л'вис )/G. У одновинтового
вертолета р меньше, чем у винта, из-за того, что при наборе высоты
возрастает мощность, потребляемая рулевым винтом.

При косой обдувке с V > 3, когда рид = 1. при любой величине /

V П — 1 — С проф .

Коэффициент С|1роф невелик по абсолютной величине, так что

П =1 +С(11х,ф.	(33)

У винтов с обычными геометрическими характеристиками лопа-
стей коэффициент Спр0ф < 0, поэтому р немного, на 0,03...0,06,
меньше р11Л. Но на срывных режимах р резко, на 0,1...0,2, уменьша-
ется. У лопастей с большой круткой (15° и более) при относитель-
ных скоростях 0,3.. 0,4 и числах Мо > 0,65...0,7 профильная мощ-
ность при А' > 0 больше, чем при А' < 0. При этом СпрОф > 0 и р > 1

Полученные выше результаты расчетов величины р объясняются
гем, что при косой обдувке хля создания пропульсивной силы тре-
буется отклонить вперед на небольшой угол расположенную почти
вертикально силу R, при этом новая суммарная сила увеличивается
незначительно (в поступательном полете X « /?), из-за чего требу-
ется меньшее увеличение мощности, чем при создании равной про-
пульсивной силы любым другим движителем. Следовательно, нуж-
но использовать несущий винт как движитель в максимально воз-
можных пределах. Однако, как показывают расчеты, на V >
> 350...380 км/ч у реального винта р меньше, чем рьп, так что уста-
новка пропеллера улучшит летные данные вертолета на этих скоро-
стях. Но чтобы выйти на такие скорости, аппарат должен иметь
большую энерговооруженность: N/G > 0,35...0,4 л.е./кге силы тяже-
сти (у вертолетов с G > 10 тс, у которых мало отношение Лф/б); при
G < 10 тс отношение N/G увеличивается.

В заключение отметим:

1)	.тля идеального несущего винта выведена формула, в которой
безразмерная мощность зависит только от двух величин: полезной
(пропульсивной) мощности и проекции скорости полета на нор-
маль к аэродинамической силе винта. Это — общая формула, охва-
тывающая режимы и косой, и осевой обдувок. Она даст возмож-
ность рассчитать несущий винт в скоростной системе координат
при малой скорости полета и любом сочетании подъемной и про-
пульсивной сил. Эта формула и формула для индуктивной скорости
винта являются полезным дополнением, как показано в настоящей
статье, к теории идеального несущего винта;

2)	сделан переход от идеального к реальному винту, так что полу-
ченные зависимости могут применяться для аэродинамического
расчета вертолета, например, при отыскании желаемой крутой тра-
ектории взлетов и посадок, для чего нужно рассмотреть большое
число сочетаний подъемной и пропульсивной сил;

3)	определен пропульсивный коэффициент идеального несущего
винта при малых скоростях полета Сделана оценка этого коэффи-
циента у реального винта. Знание пропульсивного коэффициента
даст возможность определить вертикальную скорость и ускорение
вертолета по избытку (недостатку) мощности ДА'. Показано, почему
при вертикальном наборе высоты Vy - (l,X...l,5)(A.V)/(7,a при набо-
ре на больших горизонтальных скоростях Vy = (1...0.9)(Д N )/G. Ве-
личина пропульсивного коэффициента также определяет, как изме-
няются суммарная мощность вертолета при установке на него
пропеллера и суммарный расход топлива у вертолета с ТРД;

4)	предложен новый вид трафиков для построения эксперимен-
тальных аэродинамических характеристик несущего винта. Графи-
ки строятся в одинаковых координатах на режимах и осевой, и ко-
сой обдувок, поэтому возможно определение характеристик интер-
поляцией на скоростях и углах атаки, на которых эксперимент в
аэродинамической трубе нс может быть выполнен.

Список литературы

1.	Браверман А.С. Теория идеального несущего винта вертолета// Известия АН
СССР, Отделение технических наук. Механика и машиностроение 1959. № 2.
С 25-30.

2.	Миль М.Л., Некрасов А.В., Браверман Л.С, Гродко Л.II., Лейканд М.Л. Верто-
леты. Расчет и проектирование. М ; Машиностроение. 1966. С. 138-146, 253-264.

3.	Юрьев Б.Н. Аэродинамический расчет вертолетов М.: Оборонгиз. 1956.
С. 191-215.
ВИБРАЦИИ
МОДЕРНИЗИРОВАННЫХ ВЕРТОЛЕТОВ
СЕМЕЙСТВА Ми-8 НА ЭТАПАХ ВЫБОРА
ПАРАМЕТРОВ, ПРОЕКТИРОВАНИЯ
И МОДЕРНИЗАЦИИ ДОВОДКИ) ЛОПАСТЕЙ
НЕСУЩЕГО ВИНТА*

Ю.Л. Мягков, 10.В. Березовский

В работе рассматриваются аналитические и экспериментальные
исследования вибросостояния вертолетов семейства Ми-8, вы-
полнявшиеся в процессе проектирования новых и модерниза-
ции ранее созданных конструкций, для минимизации уровня вибра-
ций.

Такие исследования, выполнявшиеся в процессе модификации
(модернизации) ранее созданных типов конструкций, были направ-
лены на совершенствование аналитических моделей и снижение
уровня вибраций.

В практике многих вертолетных фирм одним из основных на-
правлений по совершенствованию вертолетной техники является
создание новых конструкций лопастей, переход на новые техноло-
гии производства конструкции из композиционных материалов.
При этом большинство разработчиков отмечают проблему обеспе-
чения приемлемого вибросостояния вертолета как задачу наиболь-
шего технического риска.

В процессе работ по созданию лопастей с применением конст-
рукций из полимерно-композиционных материалов для семейства
вертолетов Ми-8 были выполнены прогнозы уровня вибраций и со-
ответственно рекомендованы необходимые параметры упруго-мас-
совых свойств лопастей. Результаты выполненных исследований и
летных экспериментов по измерению вибросостояния вертолетов с
лопастями, изготовленными с реализацией рекомендованных пара-
метров, показали хорошее совпадение и надежность выполненных
прогнозов.

' По докладу на Седьмом форуме Российского вертолетного общества. М., 2006.
Аналитические оценки выполнялись для динамической модели с
учетом конструктивной крутки лопасти, а также закрепления рукава
втулки с учетом кинематических условий и гидравлических свойств
демпфера вертикального шарнира.

В процессе экспериментальных исследований выполнены оцен-
ки качества виброизоляции, создаваемые креслами пилота (пасса-
жира). Стоит отмстить, что некоторые типы авиационных кресел
(Fisher) в области частот 16...20 Гц создают двукратное усиление
вибраций относительно уровня вибраций пола в вертикальном и
поперечном направлениях. Такие обстоятельства весьма негативно
сказываются на решении общей задачи обеспечения комфорта эки-
пажа и пассажиров.

Аналитические методы исследования
вибраций вертолета

В основу аналитических исследований вибраций вертолета зало-
жен метод динамической жесткости. При этом предполагается, что
динамические жесткости опоры (фюзеляжа) известны, для надеж-
ности оценок они должны быть определены экспериментальным
путем. Динамическая жесткость лопасти и винта в целом определя-
лась для лопасти, представляющей собой модель анизотропной бал-
ки с конструктивной круткой, соответствующей крутке лопасти.
Балка, состоящая из конечного числа элементов (участков) и соот-
ветствующая массово-жесгкостными свойствам реальной лопасти,
закрепляется на рукаве втулки с учетом кинематических условий и
свойств (характеристик) гидравлического демпфера вертикальною
шарнира. Определение динамической жесткости балки при изгибе
ее в плоскостях тяги и вращения для заданных частот выполняется
с учетом поля центробежных сил.

При проектировании лопастей из полимерно-композиционных
материалов (ПКМ) были сохранены основные геометрические па-
раметры лопасти (хорда, диаметр, относительная толщина профиля
и узлы крепления лопасти к втулке) и изменены профили сечений
лопасти и ес геометрия в плане: на конце лопасти появилась стрело-
видная законповка в плоскости вращения. Сохранения массово-
жесткостных параметров лопасти не предполагалось, а внимание
было направлено на снижение ее массы. В итоге была создана ло-
пасть из ПКМ, обладающая несколько другими динамическими и
массово-жесткостными свойствами, чем серийная дюралевая.

Сравнительные расчеты по оценке уровней вибраций вертолета с
серийными дюралевыми лопастями несущего винта и из ПКМ по-
Рис. 1. Влияние коэффициента демпфирования демпфера на вибрации втулки несущего
винта с частотой 4п11В

казали, что на вертолете с новыми лопастями из ПКМ несущего
винта следует ожидать увеличения уровня вибраций до двух раз.
На рис. 1 представлены полученные в этих расчетах зависимости
уровней вибраций вертолета семейства Ми-8 от значений коэффи-
циента демпфирования гидравлического демпфера при возбужде-
нии колебаний втулки несущего винта силой в плоскости вращения
во вращающейся системе координат с частотой 4л нв- Из графика на
рис. 1 следует, что значение коэффициента демпфирования сущест-
венным образом влияет на уровни вибраций вертолета, т.е. динами-
ческие свойства несущего винта с серийными дюралевыми лопастя-
ми и лопастями из ПКМ имеют существенные отличия. Результаты
этих исследований показывали, что следует ожидать значительного
увеличения уровня вибраций. Однако рекомендации по изменению
конструкции не были реализованы.

Материалы летных испытаний исходного варианта
лопастей из ПКМ

Летные испытания вертолета с новыми лопастями из полимерно-
композиционных материалов (ПКМ) носили сравнительный харак-
тер и состояли из нескольких этапов. Первоначально лопасти из
ПКМ были установлены на летающую лабораторию Ми-17. В ре-
Рис. 2. Зависимость вибраций (5пив) вертолета типа Ми-8 с серийными дюралевыми и
лопастями из ПКМ несущего винта в кабине пилотов в вертикальном направлении от
скорости горизонтального полета

зультате испытаний на установившихся скоростях горизонтального
полета в диапазоне от 140 до 250 км/ч был получен высокий уровень
вибраций вертолета как при взлетной массе 13 т, так и при 11 т
(рис. 2). На этом же рисунке представлены для сравнения материа-
лы по уровням вибраций из 10 отчетов по летным испытаниям вер-
толетов Ми-8 с серийными дюралевыми лопастями. Сравнение
уровней вибраций вертолета с лопастями из ПКМ и серийными по-
казывает, что уровень вибраций вертолета с лопастями из ПКМ су-
щественно выше, чем вертолета с серийными дюралевыми лопастя-
ми, и этот результат согласуется с прогнозами, полученными в ана-
литических исследованиях.

Дальнейшие оценки по влиянию лопастей из ПКМ на уровни
вибраций вертолета выполнялись на вертолете Ми-8МТВ-1, кото-
рый, как оказалось, имел более низкий уровень вибраций, чем вер-
толет Ми-17. На рис. 3 представлены уровни вибраций вертолета
Ми-8МТВ-1 с серийными дюралевыми лопастями и с лопастями из
Рис. 3. Зависимость вибраций (5пнъ) вертолета типа Ми-SMTB-l с серийными дюра-
левыми и лопастями из ПКМ несущего винта в кабине пилотов в вертикальном направ-
лении от скорости горизонтального полета

ПКМ. Соотношение уровней вибраций вертолета с серийными дю-
ралевыми лопастями и с лопастями из ПКМ на этом вертолете ока-
залось практически таким же, как и в предыдущих испытаниях на
вертолете Ми-17.

Аналитические исследования
по поиску путей доработок лопастей
для снижения уровней вибраций вертолета

Следующим шагом были поиски путей снижения уровня виб-
раций и возможности их реализации на имеющихся лопастях.
На рис. 4 представлена зависимость уровня вибраций вертолета от
жесткости лопасти в плоскости вращения. За критерий оценки по
изменению жесткости была взята величина жесткости (момент
инерции) некоторого характерного участка лопасти. Из рисунка
следует, что при некотором значении жесткости лопасти в плоско-
сти вращения уровень вибраций вертолета достигает максимального
Рис. 4. Зависимость вибраций втулки несущего винта с частотой 4nhB от жесткости
лопасти в плоскости вращения (характерного сечения лопасти)

значения, снижение или увеличение жесткости приведет к умень-
шению уровней вибраций вертолета. В дальнейшем был выбран
путь на увеличение жесткости в плоскости вращения как более при-
емлемый.

Наземные испытания

Увеличение жесткости лопасти конструктивно было выполнено
путем наклейки вблизи хвостового стрингера полосы из однона-
правленного углепластика с обеих сторон вдоль по размаху лопасти
("связывания"). Особое внимание, как показали опыты, следует об-
ратить на местную прочность на сдвиг на стыке двух соседних отсе-
ков, который усиливался соответствующими косынками. После до-
работки лопастей по увеличению жесткости лопасти в плоскости
вращения путем "связывания" хвостовых отсеков выполнялась на-
земная проверка эффективности произведенных изменений конст-
Рис. 5. Прогибы лопасти из ПКМот силы 13 кгс в исходном варианте и со "связанными "
хвостовыми отсеками (ХвО)

рукции. Проверка носила сравнительно-интегральный характер и
показала, что требуемое по результатам расчетов увеличение жест-
кости лопасти посредством выполнения указанной доработки
достигается (рис. 5). Кроме того был выполнен ряд проверок на ра-
ботоспособность доработанных лопастей в наземных гонках на вер-
толете.

Материалы летных испытаний
доработанного варианта лопастей из ПКМ

Следующим этапом этой работы было проведение сравнитель-
ных испытаний вертолета Ми-8МТВ-1 с лопастями из ПКМ, дора-
ботанными указанным выше способом ("связыванием" хвостовых
отсеков). Полеты с этими лопастями на скоростях установившегося
горизонтального полета в диапазоне от 140 до 200 км/ч показали
снижение уровней вибраций до двух раз (рис. 6), так что вертикаль-
ные вибрации в кабине пилотов составляли 0,05...0,07g. Такой уро-
Рис. 6. Зависимость вибраций (5nim) в кабине пилотов в вертикальном направлении от
скорости горизонтального полета

вень вибраций на вертолетах с серийными дюралевыми лопастями
достигался только при установке виброгасителя. При этом следует
отметить, что при таком низком уровне вибраций наблюдается зна-
чительное изменение характера зависимости уровня вибраций от
скорости полета. На скоростях полета 230...250 км/ч отмечается уве-
личение вибраций до величин, полученных с серийными дюралевы-
ми лопастями. Причины возникновения такой аномалии следует
проанализировать с учетом влияния дополнительных неустановлен-
ных факторов.

В процессе летных экспериментальных исследований были вы-
полнены также оценки уровней вибраций на креслах пилотов и пас-
сажиров. В соответствии с нормативными документами необходимо
выполнять замеры уровней вибраций как на полу в грузовой кабине
и кабине пилота, так и на креслах пилотов и пассажиров. Следует
отметить, что некоторые типы авиационных кресел (Fisher) в облас-
ти частот 16...20 Гц создают двукратное увеличение уровней вибра-
ций относительно уровней вибраций пола в вертикальном и попе-
речном направлениях (рис. 7). Такие обстоятельства весьма нега-
Рис. 7. Зависимость вибраций (5пп^) в кабине пилотов на полу и на кресле в вертикаль-
ном направлении от скорости горизонтального полета

тивно сказываются на решении общей задачи обеспечения комфор-
та экипажа и пассажиров.

Выводы

1.	Подтверждена надежность методик расчета и обоснованность
предложений по обеспечению приемлемых уровней вибраций на
вертолете при доработках и модификациях лопастей.

2.	Созданы предпосылки для выбора необходимых массово-жест-
костных параметров207

при создании лопастей из ПКМ, обеспечивающие низкий уро-
вень вибраций вертолетов семейства Ми.

3.	Установлено, что некоторые типы авиационных кресел (Fisher)
являются усилителями вибраций в диапазоне 16...20 Гц и не позво-
ляют решить задачи по обеспечению комфорта экипажа и пассажи-
ров.

Список литературы

1.	Миль М.Л., Некрасов А.В., Браверман А.С., Гродко Л.Н., Лейканд М.А. Вер-
толеты. Расчет и проектирование / под редакцией М.Л. Миля. Кн 2. М.: Машино-
строение, 1967.

2.	Мягков IO.A. О применении метода динамической жесткости к решению за-
дачи о собственных колебаниях винта на упругом анизотропном основании //
Сборник трудов КНИГА. Киев. 1973. Вып. 6.
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЗАИМОВЛИЯНИЯ КИЛЯ
И ХВОСТОВОГО ВИНТА ПА РЕЖИМЕ
ВИСЕНИЯ НА НАТУРНОМ
АЭРОДИНАМИЧЕСКОМ СТЕНДЕ

В. А. Ивчин, М.Л. Грингауз

Основные обозначения

<р — угол установки лопастей хвостового винта, градус;

<ри - потребный угол установки лопастей изолированного хвостового
винта при заданном коэффициенте тяги, градус;

(рк — потребный угол установки лопастей хвостового винта в присутст-
вии киля при заданном коэффициенте тяги, градус;

I — коэффициент тяги хвостовою винта,

/и - коэффициент тяги изолированного хвостового винта;

— коэффициент тяги хвостового винта в присутствии киля;

тк — коэффициент крутящего момента хвостового винта;

wK.„— коэффициент крутящего момента изолированного хвостового вин-
та;

wKK— коэффициент крутящего момента хвостового винта в присутствии
киля,

ZK — коэффициент вертикальной силы па киле, zK = ZK/0,5p(cuAPB)2 х
х/?РВ 6pu zPB;

4 - суммарный коэффициент тяги системы "винт + киль",Гус -tK + гк;

- вертикальная сила на киле, кгс;

7рВ- тяга рулевого винта, кгс;

— расстояние от плоскости киля до плоскости вращения рулевого
винта, м;

/рП — площадь, ометасмая рулевым винтом, м2;

X - площадь киля, обдуваемая рулевым винтом, м2;

A-в ~ радиус рулевого винта, м.

Во всем мире создание нового вертолета является очень дорогим
процессом как по стоимости, так и по временным затратам. Поэто-
му все вертолетные фирмы, как правило, постоянно проводят рабо-
ты по модернизации вертолетов, находящихся в серийном произ-
водствс продолжительное время. Эти работы проводятся с целью
улучшения летных, эксплуатационных и экономических характери-
стик вертолетов путем совершенствования агрегатов и конструк-
ции вертолетов. Одним из направлений такой модернизации явля-
ется установка новых, более мощных двигателей. Однако для верто-
летов одновинтовой схемы такой подход приводит к возникнове-
нию проблем, связанных с уменьшением запасов путевого управле-
ния и ростом уровня нагрузок па валу рулевого винта. Для решения
этих проблем большое значение имеет правильная оценка взаимо-
влияния хвостового винта и киля, существенно влияющая на
потребные шаги и нагрузки на валу хвостового винта. Величина
взаимовлияния между винтом и килем зависит от нескольких пара-
метров:

•	расположения киля по отношению к плоскости вращения
винта;

•	расстояния между килем и плоскостью вращения винта;

•	отношения площади киля к ометаемой хвостовым винтом пло-
щади.

На вертолетах, разработанных фирмой Миля, применяются два
расположения хвостового винта: перед килем и за ним. Например,
для разных модификаций вертолета Ми-24 применялись оба распо-
ложения рулевого винта. Хотя эти вертолеты и летают несколько де-
сятков лет, до настоящего времени для них отсутствуют количест-
венные данные о влиянии килевой балки на хвостовой винт. При
расчетах, проектировании и летных испытаниях рулевых винтов на
МВЗ им М.Л. Миля применялись экспериментальные данные по
взаимовлиянию винта и киля, взятые из иностранных источников,
например [1J и [2]. Как правило, эти данные не сопровождались
подробной информацией по параметрам килевой балки и рулевого
винта, и это существенно затрудняло их использование примени-
тельно к новым разработкам.

На МВЗ им М.Л. Миля делалось несколько попыток подготовки
экспериментальных исследований по определению взаимовлияния
киля и хвостового винта на винтовом стенде. В частности, в начале
семидесятых годов подобные испытания были предложены
В.А. Никифоровым. Однако по ряду причин эти испытания прове-
дены нс были.

В ЦЛГИ НН Тарасовым в 1985 г. были подготовлены и проведе-
ны испытания модели киля вертолета Ми-24 в присутствии модели
хвостового винта. Однако в этих испытаниях основное внимание бы-
ло уделено характеристикам винта и киля на режимах поступательно-
го полета. На режиме висения только для одного варианта располо-
жения киля и хвостового винта были получены поляры винта в при-
сутствии киля и изолированного винта, а также силы на киле. В этих
испытаниях не было получено информации о влиянии киля на шаг
хвостового винта при постоянной тяге хвостового винта. Кроме того,
модель хвостового винта отличалась по геометрии и по частоте вра-
щения от натурного хвостового винта вертолета Ми-24.

Появление нового, более мощного двигателя BK-25U0 взамен се-
рийно выпускаемых двигателей ТВЗ-117ВМА поставило на повест-
ку дня вопрос об установке новых двигателей на вертолеты Ми-8 и
Ми-24 с целью улучшения их летно-технических характеристик
Однако механическая замена двигателей ТВЗ-117ВМА на двигатели
ВК-2500 лаже при ограничении их максимальной мощности воз-
можностями главною редуктора приводит к проблемам с нагрузка-
ми в хвостовой трансмиссии и с недостатком запасов путевою
управления. Эти проблемы могут быть решены только при получе-
нии точных количественных данных о взаимовлиянии киля и хво-
стовою винта,

По инициативе авторов настоящей работы были проведены ис-
пытания на аэродинамическом стенде МВЗ им М.Л. Миля рулевого
винта вертолета Ми-24 в присутствии киля. Целью этих испытаний
было изучение взаимовлияния хвостовою винта и киля, которое по-
зволило бы уточнить существующие методики расчета нагрузок на
валу хвостового винта и запасов путевого управления на режиме ви-
сения Кроме того, по результатам испытаний предполагалось оце-
нить влияние направления вращения на характеристики хвостового
винта и киля

Для проведения испытаний авторами было предложено исполь-
зовать натурный хвостовой винт и натурный киль со списанною
вертолета Ми-24. Эго позволило в короткие сроки провести боль-
шой объем испытаний. Испытания проводились при двух положе-
ниях киля: перед винтом и за винтом

В результате проведенных исследований впервые получены ко-
личественные данные о влиянии киля па аэродинамические харак-
теристики хвостового винта вертолета Ми-24 для режимов висения
Эго позволило уточнить методику расчета запасов управления, на-
грузок па вал рулевого винта и хвостовую трансмиссию Помимо
чисто практических результатов проведенные исследования дали
возможность получить данные по обтеканию киля потоком воздуха,
вызванным работой хвостового винта, а также получить предвари-
тельные материалы по влиянию киля на маховое движение лопастей
хвостового винта. Эти данные имеют большое значение для уточне-
ния аэродинамических теорий и методик расчета взаимовлияния
винта и киля
Методика испытаний

Эксперименты по исследованию взаимовлияния хвостового вин-
та и киля проводились на винтовом аэродинамическом стенде МВЗ
им М.Л. Миля. В состав оборудования при проведении эксперимен-
та входили электровинтовой стенд, серийный хвостовой винт и
серийный киль от вертолета Ми-24.

Электровинтовой стенд оборудован двигателем постоянного тока
с максимальным крутящим моментом 440 кгс-м, который обеспечи-
вал работу винта с переменной частотой вращения. Характеристики
стенда позволяли проводить испытания при натурных числах Маха
и достигать силы тяги на хвостовом винте до 1600 кгс. На рис. 1
представлены фотографии стенда с установленным хвостовым вин-
том и килем вертолета Ми-24.

Серийный хвостовой винт, взятый для проведения испытаний,
применяется для вертолетов Ми-24 и модификаций вертолета
Ми-8, на которых установлены двигатели ТВЗ-117ВМ. Винт имеет
три прямоугольные лопасти с хордой 0,305 м и диаметр 3,91 м.
На лопастях установлен модифицированный профиль
NACA230-11M с хвостовой пластиной размером 35 мм, располо-
женной вдоль всей задней кромки лопасти. Плоскость хвостового
винта расположена относительно продольной плоскости симметрии
вертолета на расстоянии 0,676 м как при тянущем, так и при тол-
кающем варианте его применения. Рабочие числа Маха хвосто-
вого винта при проведении экспериментальных исследований
изменялись от 0,5 до 0,7.

Рис. 1
Серийным киль вертолета Ми-24 имеет переменную хорду и об-
дуваемую хвостовым винтом площадь около 2,7 м2. На киле уста-
новлен профиль RAF38, который имеет сильно выпуклую верхнюю
поверхность и почти плоскую нижнюю. Киль установлен под углом
6° к продольной плоскости симметрии вертолета.

Испытания проводились в два этапа Первоначально, ввиду от-
сутствия необходимого оборудования, были проведены испытания
хвостового винта в присутствии киля, в которых проводились изме-
рения тяги, крутящего момента и угла установки хвостовою винта.
На этом этапе измерение силы па киле, возникающей вследствие
работы хвостового винта, не производилось. Первый этап выявил
ряд вопросов, связанных с методикой измерения углов установки
лопастей хвостового винта.

После анализа результатов первого этапа экспериментальных ис-
следований А.С. Браверманом было предложено провести повтор-
ные испытания с замером силы, возникающей на киле, а В.А. Ивчи-
ным было предложено использовать для этих измерений тензовесы,
которые применялись для замера аэродинамических нагрузок при
проведении экспериментальных исследований в аэродинамической
трубе МВЗ им М.Л. Миля.

Для измерений силы, возникающей па киле, был использован
один трехкомпонентный модуль, который позволяет измерять верти-
кальную силу и ее момент относительно горизонтальных осей. При-
менение таких тензовесов позволило не только замерить величину
силы, возникающей на киле, но и определить положение точки се
приложения Схема установки киля на весах представлена на рис. 2.

При обработке результатов эксперимента необходимо выбрать
систему координат для построения тяги винта и нагрузок на киле.
В процессе испытаний физическое направление тяги хвостового
винта и нагрузок на киле менялось в зависимости от шага хвостово-
го винта. Поэтому для корректною сравнения аэродинамических
харакзеристик хвостового винта и киля при их различных положе-
ниях принято'

•	положительный угол установки лопастей хвостовою винта со-
ответствует положительному углу атаки в сечениях лопасти хвосто-
вого винта;

•	положительная тяга рулевого винта соответствует положитель-
ному углу установки лопастей хвостовою винта;

•	сила на киле на всех режимах испытаний направлена против
тяги хвостового винта.

Для обозначения взаимного положения киля и винта будем ис-
пользовать общепринятые термины, примененные, к примеру, в ра-
ботах 12] и [3] В coOTBCTciBHH с этими терминами хвостовой винт,
Рис. 2

дающий положительную тягу в направлении киля, будем называть
"толкающим", а хвостовой винт, дающий положительную тягу в
противоположную от киля сторону, будем называть "тянущим".
Направление вращения хвостового винта будем определять по дви-
жению его верхней лопасти по отношению к направлению движе-
ния вертолета, как это было принято в работе [3]. Обозначим на-
правление вращения хвостового винта "Вл—В", если верхняя лопасть
движется вперед, и "Вл—Н" — если верхняя лопасть движется назад
по отношению к направлению движения вертолета. На рис. 3
представлены схемы расположения хвостового винта и киля для
модификаций серийного вертолета Ми-24.

Вариант А соответствует расположению киля на первых модифи-
кациях вертолета Ми-24, для которых хвостовой винт являлся "тол-
кающим", а его верхняя лопасть двигалась в направлении вперед.
У последних модификаций вертолетов Ми-24 и Ми-8 направление
вращения хвостового винта было изменено перестановкой хвосто-
вого винта с одной стороны киля на другую поворотом хвостового
редуктора на 180° относительно его входного вала. Этим модифика-
циям соответствует вариант В, представленный на рис. 3. Хвостовой
винт в этом варианте превратился в "тянущий", и его верхняя
лопасть стала двигаться в направлении назад. Обоснование такой
модификации представлено в работе [2].

Конструктивные особенности аэродинамического винтового
стенда и примененной системы измерений вертикальной силы на
киле привели к тому, что киль можно было расположить только ни-
А. Исходный вариант установки хвостового винта
на килевой балке серийного вертолета Ми-24 (’’толкающий”)

В. Переставленный хвостовой винт
обратного направления вращения (’’тянущий”)

Рис. 3

же плоскости вращения хвостового винта по отношению к поверх-
ности земли (рис. 1, 2). На рис. 4 представлены три варианта распо-
ложения хвостового винта и киля, для которых были проведены
экспериментальные исследования.

Для ранее проводившихся на стенде испытаний рулевых и мо-
дельных винтов положительным направлением тяги считалось на-
правление вниз. Это делалось с целью исключения эффекта влия-
ния земли, так как в этом случае отбрасываемая винтом струя возду-
ха уходила вверх. При таком расположении киля, винта и принятом
направлении положительной тяги винта можно было получить
только взаимовлияние киля с "толкающим" хвостовым винтом. При
этом положительный угол установки лопасти, соответствующий по-

ложительному угл
плоскости врашен

Диапазон режи
ределялся распол;
максимальной вел
ги и моментов хв<
менты весов, изм(

Для получения
том методика исп
в следующем: изм
а лопасти винта 1
(вариант 7, рис. 4)
лопасти, соответс'
пасти, отсчитывал
апт испытаний по
вертолета Ми-24
щения (вариант Ь

Учитывая, что i
шой кривизной, ]
достаточно плоек
следования по оп
ния его верхней, i
ложитсяьному углу атаки сечений лопасти, отсчитывался вниз от
плоскости вращения винта (вариант 2, рис. 4).

Диапазон режимов испытаний по углам установки лопастей оп-
ределялся располагаемой мощностью электровинтового стенда и
максимальной величиной нагрузок на измерительные элементы тя-
ги и моментов хвостового винта, а также нагрузками на тензоэле-
менты весов, измеряющих силы и моменты на киле.

Для получения взаимовлияния киля с "тянущим" хвостовым вин-
том методика испытаний несколько изменялась. Отличие состояло
в следующем: изменялось направление вращения хвостового винта,
а лопасти винта поворачивались на 180° вокруг осевого шарнира
(вариант 7, рис. 4). Для этого случая положительный угол установки
лопасти, соответствующий положительному углу атаки сечений ло-
пасти, отсчитывался вверх от плоскости вращения винта. Этот вари-
ант испытаний полностью соответствует последним модификациям
вертолета Ми-24 с "тянущим" винтом обратного направления вра-
щения (вариант В, рис. 3).

Учитывая, что профиль киля имеет верхнюю поверхность с боль-
шой кривизной, в то время как его нижняя поверхность является
достаточно плоской, были запланированы экспериментальные ис-
следования по определению сил на киле в зависимости от положе-
ния его верхней, выпуклой поверхности к плоскости вращения хво-
стогзого винта. С этой целые киль был повернут на 180° относитель-
но тснзовесов, на которых он установлен. В исследованиях плани-
ровалось провести испытания по вариантам / и 2 рис. 4 с переверну-
тым килем К сожалению, по ряду причин полностью провести экс-
периментальные исследования для перевернутого киля не удалось,
а были проведены испытания только,для "толкающего" винта (вари-
ант 3, рис. 4). Хотя эгот вариант и не дает полного соответствия с
вариантом установки киля и хвостового винта па первых модифика-
циях вертолета Ми-24 (см вариант В, рис. 3) вследствие противопо-
ложного направления вращения, тем не менее, были получены
интересные результаты.

Результаты испытаний
ио определению влияния киля на хвостовой винт

При проектировании хвостового винта одновинтового вертолета
основным расчетным материалом являются аэродинамические ха-
рактеристики изолированного хвостового винта В зависимости от
компоновки вер 1 олста, которая определяет положение оси хвосто-
вого винта по отношению к центру втулки несущего винта вертоле-
та, хвостовой винт может быть установлен либо на килевой балке
(вертолет Ми-8), либо на киле (вертолет Ми-24), либо на конце хво-
стовой балки (вертолет Ми-34). Эта установка в гой или иной мере
влияет на аэродинамические характеристики хвостового винта. При
проектировочных расчетах, как правило, рассматриваются характе-
ристики изолированного хвостового винта с приближенным учетом
влияния на него близлежащих элементов конструкции хвостовой и
килевой балок. Расчет этого взаимовлияния представляет сущест-
венную сложность даже для современных методов аэродинамиче-
ского расчета, поэтому экспериментальные данные могул дать ко
личсствснную информацию как для проектировочных расчетов вер-
толета, так и для уточнения методов расчета характеристик хвосто-
вого винта в присутствии хвостовой или килевой балки. Влияние
килевой бдтки на винт по результатам проведенных эксперимен-
тальных исследований оценивалось как разница соответствующих
аэродинамических характеристик, полученных для изолированного
винта и винта, работающею в условиях влияния килевой балки.

Для получения необходимых сравнительных характеристик вин
гов первоначально были проведены испытания изолированного
винта. В силу конструктивных особенностей экспериментального
стенда, указанных выше, изолированный хвостовой винт был испы-
тан в двух вариантах. Первый вариант изолированного винта был
испытан в конфигурации, когда максимальная гяга винта была на-
правлена вверх. Второй - в конфигурации, когда максимальная тяга
винта была направлена вниз. Второй вариант был получен измене-
нием направления вращения винта и поворотом его лопастей на
180° в осевом шарнире (см. рис. 4). На рис. 5, для примера, пред-
ставлены графики аэродинамических характеристик изолированно-
го хвостового винта для двух направлений тяги при рабочем
значении числа Маха М = 0,65.

Из графиков видно, что аэродинамические характеристики не-
значительно меняются при изменении направления тяги винта. Это
относится как к поляре винта (рис. 5, в), так и к характеристикам
тяги (рис. 5, а) и крутящего момента (рис. 5, б) в зависимости от уг-
ла установки лопастей. Аналогичные результаты получены и для
других чисел Маха в диапазоне М = 0,5...0,7.

Некоторое отличие характеристик изолированных винтов опреде-
ляется тем, что конструкция винтового стенда предусматривает не-
съемную площадку с лестницей для установки и изменения парамет-
ров винта при проведении экспериментов (см. рис. 1). Эта площадка
находится на расстоянии около метра под плоскостью вращения винта
и оказывает влияние на характеристики хвостового винта в зависимо-
сти от направления потока воздуха, создаваемого им. Кроме того,
влияние на характеристики изолированных винтов оказывает наличие
положительного угла конусности на втулке вследствие поворота лопа-
стей в осевом шарнире при изменении направления вращения.

Рассмотрим влияние киля на характеристики хвостового винта. Эф-
фективность работы винта оценивается величиной крутящего момента
и потребным углом установки лопастей при заданной тяге, которая оп-
ределяется величиной реактивного момента несущего винта вертолета.
Поэтому будем рассматривать влияние киля на характеристики хвосто-
вого винта в виде прироста коэффициента крутящего момента и угла
установки лопастей по сравнению с изолированным винтом.

На рис. 6 представлены, для примера, изменения аэродинамиче-
ских характеристик хвостового винта под воздействием киля при
числе Маха М = 0,65. На графиках показано изменение погребною
угла установки лопастей и коэффициента крутящего момента винта
при постоянном коэффициенте тяги. Из рис. 6 видно, что влияние
киля на хвостовой винт состоит в уменьшении потребного угла ус-
тановки и коэффициента крутящего момента хвостового винта по
сравнению с изолированным винтом

Аналогичные данные получены при исследованных числах Маха
для других комбинации "винт + киль". Общие графики изменения
потребного угла установки лопастей и коэффициента крутящего
момента винта в зависимости от коэффициента тяги для всех испы-
танных вариантов проведены на рис 7.

Из графиков видно, что с ростом коэффициента тяги винта про-
исходит снижение потребных углов установки лопастей и уменьше-
ние коэффициента крутящего момента вследствие влияния киля на
хвостовой вит

Наибольшее влияние на характеристики хвостового винта оказы-
вает киль в первом варианте испытаний. При величине коэффици-
ента тяги винта / = 0,2 уменьшение погребного угла установки лопа-
стей составило в среднем -0,8е но сравнению с углом установки ло-
пастей изолированного винта. Коэффициент крутящего момента
для этого варианта испытаний уменьшается на 0,0015...0,0018.

Более интересно получить изменение коэффициента крутящею
момента и потребного угла установки лопастей под воздействием
киля в относительных единицах. Такие зависимости были получены
по формулам

Д/Йк =	х 100 % ;

'«„и

дф =?..lZ^jlx100%
Ф „

и представлены на рис. 8. Изменение относительной величины ко-
эффициента крутящего момента и потребного угла установки лопа-
стей от коэффициента тяги под воздействием киля является практи-
чески постоянной зависимостью в исследованном диапазоне коэф-
фициентов тяги.

Главный вывод, который следует из представленных графиков,
состоит в том, что и для тянущего", и для "толкающего" винтов
влияние киля улучшает аэродинамические характеристики по срав-
нению с изолированным винтом В варианте "тянущий винт — В,-
Н" киль оказывает наибольшее влияние на характеристики хвосто-
вого винта, уменьшая на 5,5 % потребный шаг и крутящий момент
Вариант 1. "Тянущий” винт, верхняя лопасть идет назад

Изменение угла установки лопастей
вследствие’влияния киля

Изменение коэффициента крутящего момента винта
вследствие влияния киля

1		1	1	 Мах =0,50  ♦ Мах=0,60  * Мах = 0,65		...
'а л ’ " 1 "	—				
		। ।			
1	 	.Т t’ :			
1  1	А	. • Т » !	,  ’—1 > ♦ > ' .  '	4 * п			
1  1		1	1	ж " ♦			
1		I	IIA			

-0,10-0,05 0 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30

Коэффициент тяги

dMk

0

-0,0005

-0,0010

-0,0015

-0,0020

-0,0025

-0,0030

>  в

i t!

1  Max = 0,50 ;		|	|

i ♦ Max = 0,60 । “	•

i* Max=0,65 I	।	i

| x Max = 0,70 ’	T	f	a

-0,10-0,05 0 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30

Коэффициент тяги

Вариант 2. ’‘Толкающий" винт, верхняя лопасть идет вперед

dF, ° 0.6 0.4 0,2  0 -0.2 -0,4 -0,6 -0,8 -1.0 -1,2  -0	Изменение угла установки лопастей вследствие влияния киля					
						
					Мах = 0,50 ♦ Мах = 0,60 ♦ Мах = 0,65 х Мах = 0,70	
	•		♦	’	1			
	{ >	*  *	><’*7; а"			
					X	
		♦ А  х X	I	« «: ; * !		
	’ А				-tV>T	 j t	.		
			।			
	•			1	1	1		
	10-0,05 0 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30 Коэффициент тяги					

Изменение коэффициента крутящего момента винта
вследствие влияния киля

Вариант 3. ‘Толкающий" винт, верхняя лопасть идет назад

-0,10-0,05 0	0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0.30

Коэффициент тяги

Изменение коэффициента крутящею момента винта
вследствие влияния киля

dMk

0

-0,0005

-0,0010

-0,0015

-0,0020

-0,0025

-0,0030

7 r-Z.~.r. Г - Т------------- - -

 Мах=0,50 [	х	«

I ♦ Мах = 0,60 - *--।	*- -

. л Мах = 0,65 I

- хМах = 0,70 - г----

-0,10-0,05 0 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30

Коэффициент тяги

О1ВОСИ1СЛЫЮС и

ВС.К
Ь>1

-0.01

-0.02

-0.03 ------

-0.04 ------

-0.05

-0.06 ------

-0,07

- о.ох

-0.09

-0.10 -------------

-0.10-0.05 0

Ко

—Вари;

—Вари.
— Вари;

Рис. 8

изолированное
фект влияния к

Исследованн
как имеют один
к килю: лопает
кромки. Для ЭТТ
киля на крутящ
положительной
ность полученп
такой же характ

Сравним вар!
ем движения ло1
отношению к п,
"горбушкой" к п
лю со стороны 3.
"горбушкой" от
килю со сторон!

Из рис. 8 вид1
жение верхней п
Направление вр;
большое значею
ля, а вся вихрев
верхней поверхн
щения Вл — В) п
вается хвостовыи
пространстве ме:
приятное влиянр
OiBOcuie.'ibiioc и вменение уыа \с1<иювкн jonacieil Oi постельное изменение ком|)фи|щен1а кр) г я того
вслсдсишс ишяпия киля	моменм ниша вследспше влияния киля

* /И	<'Ас.К“ и) Чч.И

-0.01
- 0.02
-0.03

-0.04

-0.05

-0,06

-0.07
- 0.08
-0.09

-0.10	—

-0.10 -0.05	0	0.05 0.10 0.15 0.20 0.25	-0.10 -0.05	0	0.05 0.10 0.15 0.20 0.25

Ком|м|ж1ше>п гяги	Ки ирфиинсш гяги

-—-Вариант! Тянущий, Вл-Н	— Вариант 1.	Тянущий,

—Вариант 2 Голкаюший, В;1-В	—Вариант 2.	Толкающий. В1(-В

— Вариант 3. Толкающий, Вл-Н	— Варианi 3. Толкающий, Вл-Н

Рис. 8

изолированного винта. В случае обратного направления тяги эф-
фект влияния киля уменьшается и выигрыш составляет -(3...4) %.

Исследованные варианты № 1 и № 3 являются однотипными, так
как имеют одинаковое направление вращения винта по отношению
к килю: лопасть винта движется на киль со стороны его передней
кромки. Для этих вариантов из графиков рис. 8 следует, что влияние
киля на крутящий момент винта зеркально отражается для случаев
положительной и отрицательной тяги. Это подтверждает правиль-
ность полученных результатов. Влияние киля на шаг винта имеет
такой же характер.

Сравним варианты № 2 и № 3, которые отличаются направлени-
ем движения лопасти по отношению к килю и положением киля по
отношению к плоскости винта. В варианте № 2 киль расположен
"горбушкой" к плоскости вращения винта, а лопасть движется к ки-
лю со стороны задней его кромки. В варианте № 3 киль расположен
"горбушкой" от плоскости вращения винта, а лопасть движется к
килю со стороны передней кромки.

Из рис. 8 видно, что принципиальным моментом является поло-
жение верхней поверхности киля по отношению к плоскости винта.
Направление вращения в данном варианте конфигураций имеет не-
большое значение, так как винт подсасывает воздух со стороны ки-
ля, а вся вихревая пелена уходит от киля. В случае расположения
верхней поверхности киля к плоскости винта (с направлением вра-
щения Вл — В) поток воздуха с меньшим сопротивлением подсасы-
вается хвостовым винтом, вследствие чего снижается разрежение в
пространстве между килем и винтом, тем самым уменьшая благо-
приятное влияние киля на винт.
Если изменение потребного шага винта близко для обоих вари-
антов направления вращения и составляет -(2...3) % (при положи-
тельных значениях коэффициента тяги винта), то изменение прира-
щений крутящего момента отличается в два раза. Для варианта 2,
когда верхняя лопасть винта идет вперед (Вл — В), величина Л/ик
составляет -2 %, а для случая, когда верхняя лопасть идет назад
(Вл — Н), она составляет -4 %. Это хорошо видно из графиков изме-
нения крутящего момента, представленных на рис. 7 для соответст-
вующих вариантов системы "винт + киль".

Указанное влияние киля на характеристики хвостового винта яв-
ляется следствием экранного эффекта, создаваемого килем для воз-
душного потока либо отбрасываемого винтом, либо подсасываемого

Вариант 1. “Тянущий” винт, верхняя лопасть идет назад

Изменение коэффициета тя! и
вследствие влияния киля

Шаг винга, 1радусы

Изменение коэффициента крутящего момента винта
вследствие влияния киля

dMk

0,0015

0,0010

0,0005

0

-0,0005

!		 Max =0,50 ♦ Max=0,60  4 Max=0,65 x Max-0,70	4
			*.A*X * *
*	'* i	7		
1 Xх’  4	<			

-10 -5	0	5	10	15	20

Шаг винта, градусы

им. Этот экраг
мозится. В пл<
сти, что вызь
лопасти и, еле;
шего момента.

Возникает е
тельного влия1
этого сравним
киля с относит
относительный
ле которого ci
момента винта,
выше величин!
можно сделать
КПД винта на
для "тянущего"
нии и расчетахi
ния отметим, ч
рической крутк
сителыюго КП?

Важным воп]
тельного вертел
крутящего мом
проектированиЕ
но возможном,
далей в сторону

Вариант 2. “Толкающий” винт, верхняя лопасть идет вперед

Изменение коэффициента тяги
вследствие влияния киля

Шаг винта, градусы

гга винта

Изменение коэффициента крутящего моме
вследствие влияния киля

dMk

0,0015

0,0010

0,0005

0

-0,0005

					X  ♦
			• Max=0,50 ♦ Max =0,60 4 Max =0,65 x Max = 0,70		
					1 •
					
I				x'l и    •	4
i	I.il	j		[x !	4

-10	-5	0	5	10	15	20

Шаг винта, градусы

Варна

Изменениеi
нследств

dt ------1---------

0,035-------г------*-

0,030 ------Г--------

0,025 ------!•-------

0,020	-

0,015----------------

0,010 -

0,005 ------ь---------

0 -------

-0,005

-о.ою |-i*'

-0,015------Г-------Т--

-0,020 -------i---------

-10	-5	О

П1аг i

Рис. 9 (Начало)

Рис. 9 (Окончание)
им. Этот экранный эффект приводит к тому, что поток воздуха тор-
мозится. В плоскости винта уменьшается угол притекания к лопа-
сти, что вызывает увеличение местных углов атаки в сечениях
лопасти и, следовательно, увеличение тяги винта и снижение крутя-
щего момента.

Возникает вопрос, как оцепить величину полученного положи-
тельного влияния киля на характеристики хвостового винта. Для
этого сравним величину относительного КПД винта в присутствии
киля с относительным КПД изолированного винта. Известно, что
относительный КПД винта определяется выражением, в знаменате-
ле которого стоит удвоенное значение коэффициента крутящего
момента винта. Основываясь на этом выражении и на полученной
выше величине уменьшения коэффициента крутящего момента,
можно сделать вывод, что влияние киля повышает относительный
КПД винта на 1,5...4,5 %. Причем большая величина достигается
для "тянущего" винта. Эта величина требует учета при моделирова-
нии и расчетах параметров хвостовых винтов вертолета. Для сравне-
ния отмстим, что применение на данном винте лопастей с геомет-
рической круткой Л ф 1 = 6° по расчету приводит к увеличению отно-
сительного КПД винта на 4 % по сравнению с исходным винтом.

Важным вопросом при проектировании трансмиссии однодвига-
тельного вертолета является оценка максимальных величин тяги и
крутящего момента рулевого винта. Значения этих величин при
проектировании определяются на режиме висения при максималь-
но возможном, по конструктивным ограничениям, отклонении пе-
далей в сторону увеличения тяги хвостового винта. Так как в этом

Вариант 3. “Толкающий” винт, верхняя лопасть идет назад

Изменение коэффициента тяги	Изменение коэффициента крутящего момента винта

вследствие влияния киля	вследствие влияния киля

Рис. 9 (Окончание)
случае шаг винта является максимальным, то нагрузки в трансмис-
сии и на вал хвостовою винта будут максимальными. На этапе про-
ектирования вертолета максимальные величины тяги и крутящего
момента хвостового винта определяется по расчетным характери-
стикам хвостового винта без учета влияния киля при максимальном
шаге хвостового винта.

Проведенные экспериментальные исследования позволяют оце-
нить влияние киля на аэродинамические характеристики хвостово-
ю винта при изменении шага винта.

Реальная конструкция путевого управления вертолетом Ми-24
допускает максимальный шаг винта ф = 26°. При проведении экспе-
риментальных исследований на рабочих числах Маха хвостового
винта М = 0,65. вследствие конструктивных ограничений по экспе-
риментальному оборудованию, был получен максимальный шаг
<Ртах = 18е. Полученные результаты представлены на рис. 9.

Из графиков видно, что при всех вариантах расположения киля и
хвостового винта увеличение шага лопастей более 10... 15° приводит
к росту крутящего момента и коэффициента тяги по сравнению
с изолированным винтом. Для тянущего винта первого варианта
увеличение коэффициента тяги составляет 0,013...0,020, а крутяще-
го момента — 0,0013...0,0017 по сравнению с изолированным вин-
том. В относительных единицах это увеличение составляет 5 9 % и
2,5 .5,0 % соответственно для тяги и крутящего момента. Для тол-
кающего винта в обеих конфигурациях прирост как тяги, так и кру-
тящего момента составит 3...4 % Из графиков на рис. 9 видно, что с
увеличением угла установки лопастей разница между характеристи-
ками изолированного винта и винта в присутствии киля увеличива-
ется как для крутящего момента, так и для силы тяги.

Из графиков можно также сделать вывод, что при углах установки
лопастей 0 10° у "толкающих" винтов наблюдается уменьшение кру-
тящего момента и коэффициента тяги в среднем на -3 % по сравне-
нию с изолированным винтом. Это происходит благодаря экранному
эффекту киля в сочетании с относительно небольшой скоростью
подсасывания потока винтом при малых коэффициентах тяги. Из
этого результата следует важный вывод, что при проектировании
трансмиссии на основе поляры изолированного винта необходимо
учитывать, что при больших углах установки винта в присутствии ки-
ля нагрузки па трансмиссию и вал хвостовою винта будут увеличены
на 5 9 % для "тянущего' винта и 3...4 % для "толкающего".

Результаты испытаний

по определению влияния хвостового винта на киль

На втором этапе исследований характеристик системы
винт + киль' были проведены измерения силы, возникающей на
Рис. 10

киле под воздействием хвостового винта. Разработанная система из-
мерений позволила определить не только вертикальную силу на ки-
ле (перпендикулярно плоскости киля), но и точку ее приложения на
киле. Результаты измерений нагрузки на киле представлены на
рис. 10 в виде зависимостей коэффициента силы на киле от коэф-
фициента тяги хвостового винта в присутствии киля. Из графиков
видно, что для всех рассмотренных вариантов испытаний сила на
киле линейно зависит от тяги рулевого винта, замеренной в присут-
ствии киля. Коэффициенты пропорциональности полученных зави-
симостей в основном зависят от направления тяги винта по отноше-
нию к килю и мало зависят от числа Маха. Найденные величины
ZK/7"pB представлены в таблице. Отрицательный знак коэффициен-
та определяет противоположное направление силы на киле по отно-
шению к направлению тяги винта.

Из таблицы видно, что наибольшее влияние хвостового винта па
киль возникает в случае "тянущего" винта, когда поток воздуха от
1 (аира пленив потока воздуха от винта	ZK/THi (среднее значение по числу Маха)		
	1 вариант	2 вариант	3 вариант
На киль	-0,132	-0,147	-0.135
От киля	-0,069	-0,087	-0,076

винта направлен на киль. В этом случае на киле возникает сила, со-
ставляющая 13,2. .14,7 % от силы тяги хвостового вита. Если же
хвостовои винт является "толкающим' и поток от винта направлен в
противоположную от киля сторону, то возникающая на киле сила
составит 6,9...8,7 %. Таким образом, сила па киле при конфигура-
ции с "тянущим" витом в 1,7...1,9 раза больше, чем для варианта с
"толкающим винтом.

Сопоставим значения коэффициентов пропорциональности
VJ1 1>в) для разных вариантов конфигурации "киль + винт".
Из таблицы видно, что если для вариантов № 1 и № 3 значения ко-
эффициентов близки, го вариант № 2 имеет на 1,5 % большее значе-
ние, независимо от направления тяги хвостового винта. Все три рас-
смотренных варианта отличаются по двум параметрам' направлени-
ем вращения винта и положением верхней поверхности киля по от-
ношению к плоскости вращения винта. Варианты № 1 и № 3 имеют
одинаковое направление вращения винта (В,—Н), но разное поло-
жение верхней поверхности киля (рис 4). Для этих вариантов коэф-
фициенты пропорциональности примерно равны, независимо от
направления тяги хвостового винта. Эти результаты показывают,
что положение киля (верхней, выпуклой поверхностью вверх или
вниз) по отношению к плоскости вращения винта изменяют вели-
чину ZJTPR па 0,3 .0,7 %.

Варианты № 1 и № 2 имеют одинаковое положение верхней по-
верхности киля по отношению к плоскости вращения винта, но раз-
нос направление вращения винта (см рис 4). И из таблицы можно
видеть, что коэффициенты пропорциональности для них отличают-
ся на 1.5...1,8 %. Направление вращения, соответствующее движе-
нию верхней лопасти вперед (В,—В, вариант № 2, лопасть движется
от передней кромки киля к задней), приводит к увеличению силы
на киле, независимо от направления гяги хвостового винта.
Полученные результаты объясняются тем, что киль имеет угол
заклинения 6° относительно плоскости вращения хвостового винта,
а струя воздуха от рулевого винта имеет закрутку. По расчетным
оценкам, на относительном радиусе винта г тангенциальная ско-
рость закрутки струи (направленная по вращению винта) изменяет
угол притекания потока ог винта к килю примерно на 14е (±7° от
вертикального направления). В результате этого возникает отличие
в обтекании киля при разных направлениях вращения винта, кото-
рое приводит к разным силам на киле.

На рис. 11 показано положение центра давления па крыле в сис-
теме координат, связанных с центром тензовссов. Следует отмстить,
что для варианта № 3 при перевороте киля дужкой вниз тензовесы
были повернуты в горизонтальной плоскости, направление осей от-
носительно киля изменилось. Для первых двух вариантов испыта-
ний ось Z6wna направлена от центра весов к задней кромке киля, а
для третьего варианта — от центра весов к передней кромке. Замеры
моментов на киле производились в координатах, связанных с тензо-
весами ТВ-3, и координаты центров давления также были рассчита-
ны в этой системе.

Из рис. 11 видно, что положение тензовссов было подобрано гак,
что центр давления оказался вблизи центра весов. Светлый кружок
на рисунке соот ветствует "толкающему" варианту винта, а темный —
"тянущему".

Как и при оценке коэффициентов пропорциональности, вариан-
ты № 1 и № 3 имеют практически одинаковое положение центров
давления, особенно в случае "тянущего" винта, когда поток воздуха
от винта направлен на киль. Эго подтверждает рапсе сделанный вы-
вод о том, что положение верхней, выпуклой поверхности киля по
отношению к плоскости винта мало влияет на силу на киле. В то же
время варианты № 1 и № 2, отличающиеся только направлением
вращения винтов, показывают отличие в положении центров давле-
ния. Для варианта № 2 положения центра давления при разных на-
правлениях гит винта практически совпадают, в то время как при
противоположном направлении вращения (варианты № 1 и № 3) их
положение различно.

Определение центра давления как точки приложения силы на
киле позволяет более точно производить расчет динамики и бадан
сировки вертолета, поскольку моменты тяги хвостового винта и
киля относительно продольной оси вертолета будут иметь разные
плечи.
ПО оп
с

Рассмотри
как на режиме
винта будет i
аэродинамичо
рованным вин
фициента кру
коэффициента
ки, которые ai
сравнения хар;
вии киля. Резу
вых значения)
момент хвост<
сравнению с и

Если сопос'1
ными, предста
влияние киля
увеличивая on
винтом. С дру
его рулевым bi
(рис. 12) по ср
влияние киля i
двух противош
зывается отрт
при одинаковс
щий момент и
чиваются.

Рассмотрим
№ 1 по сравнег
циента тяги вш
го момента вин
с учетом потер
Таким образом
требовалось д<
Лтх = + 0,003'
изолированной
тк = 0,0185, ум,
влияния киля ।
вследствие пот
сравнению с из
Результаты испытаний
по определению суммарных характеристик
системы "хвостовой винт + киль"

Рассмотрим характеристики системы "винт + киль" в целом, так
как на режиме висения парирование реактивного момента несущего
винта будет производиться винтом в присутствии киля Сравним
аэродинамические характеристики системы "винт + киль" с изоли-
рованным винтом. Для этою рассмотрим изменение шага и коэф-
фициента крутящего момента винта в зависимости от суммарного
коэффициента тяги. На рис 12 показаны соответст вующие графи-
ки, которые аналогичны трафикам, представленным на рис. 7 для
сравнения характеристик изолированною винта и винта в присутст-
вии киля Результаты эксперимента показывают, что при одинако-
вых значениях коэффициента тяги потребные шаг и крутящий
момент хвостового винта с влиянием киля увеличиваются но
сравнению с изолированным винтом.

Если сопоставить характеристики системы "винт + киль" с дан-
ными, представленными на рис. 7, можно сделать вывод о том, что
влияние киля на характеристики винта является положительным,
увеличивая относительный КПД по сравнению с изолированным
винтом. С другой стороны, присутствие киля вследствие обдувки
его рулевым винтом снижает тягу системы "винг + киль" в целом
(рис. 12) по сравнению с изолированным винтом Таким образом,
влияние киля на характеристики системы "винт + киль" состоит из
двух противоположных факторов, результат действия которых ока
зывастся отрицательным по сравнению с изолированным винтом
при одинаковом значении коэффициента тяги потребный крутя-
щий момент и шаг хвостового винта в системе "винт + киль" увели-
чиваются

Рассмотрим изменение шага и крутящего .момента для варианта
№ I по сравнению с изолированным винтом при значении коэффи-
циента тяги винта / = 0,15. Из рис. 7 видно, что изменение крутяще
го момента винта в этом случае составит = - 0,0012, а для винта
с учетом потери тяги на обдувку киля (рис. 12) — А/пк = + 0,0025.
Таким образом, для компенсации отрицательного влияния киля по-
требовалось дополнительное увеличение крутящего момента на
А/пк.= + 0,00.37. Учитывая, что коэффициент крутящего момента
изолированного винта при коэффициенте тяги f = 0,15 составляет
тк= 0,0185, уменьшение крутящего момента из-за положительного
влияния киля составит - 6,5 %, а увеличение крутящего момента
вследствие потерь на обдувку киля составит +20 %. В целом, по
сравнению с изолированным винтом, потребный коэффициент кру-
Вариант 1. “Тянущий" винт, верхняя лопасть идет назад

Вариант 2. “Толкающий” винт, верхняя лопасть идет вперед

-1,0

-0,1

dFi

1,0

0,5

0

-0,5

M»=e.sol

Мах=0.60

। Мах=0.65

k Мзх«О.70

0,15 0,2
“киль+винт’

0,05 0,1

dMk
0,0030
0,0025
0,0020
0,0015
0,0010
0,0005

0

-0,0005

тящего момент!
13,5 % при одиг
результаты моя
"винт + киль".

Из рис. 12 ви
щего момента oi
щий" винт. Пр]
прироста крутя
Для вариантов J
вит Дтк = -4-0,01
но, наиболее э<]
мощности на ва.
МЫ "винт + КИЛ!
винту, у которог

В работе [2] б
крутящего моме,
"винт + киль"
смыслу графикам
лучены на основ
рации системы "i

Коэффициент тяги системы

-0,1 -0,05 0 0,05 0,1 0,15 0,2
Коэффициент тяги системы “киль+винт’

винт, верхняя лопасть идет назад

dFi

1.0

0,5

О

-0,5

I I

-1,0

-0,1 -0,05

Вариант 3. “Толкающий

И Мах 50

« LfaxO.BO

A Max=0.65

• Max=0.70

0,15 0,2

0	0,05

dMk ।
0,0030 '
0,0025
0,0020
0,0015
0.0010
0,0005

0
-0,0005

-0,1 -0,05

и Мах-0.50  ♦ Мах *0.60  А Мах-0.65  • Мах=0.70				1	Г*  ! ... '• s	1 *1  *	1 ж  	1	Ft""’
		

0 0,05 0,1 0,15 0,2

Коэффициент тяги системы “киль+винт

Коэффициент тяги системы "киль+винт

Рис. 12 ___________

Рис. 13
тящего момента системы "винт + киль" в варианте № 1 возрос на
13,5 % при одинаковом значении коэффициента тяги. Аналогичные
результаты можно получить и для других конфигураций системы
"винт + киль".

Из рис. 12 видно, что наибольшее увеличение потребного крутя-
щего момента оказывается для варианта № 1 в конфигурации "тяну-
щий" винт. При коэффициенте тяги системы /с = 0,15 величина
прироста крутящего момента составит Д/лк = +0,0025 (13,5 %).
Для вариантов № 2 и № 3 увеличение крутящего момента соста-
вит Дл1к = +0,0020 (10,8 %) и Д«7К = +0,0015 (8,1 %). Следователь-
но, наиболее эффективной, с точки зрения минимальных потерь
мощности на валу хвостового винта, является конфигурация систе-
мы "винт + киль" в варианте № 3, соответствующим "толкающему"
винту, у которого верхняя лопасть идет назад.

В работе [2] были представлены графики изменения потребного
крутящего момента в зависимости от коэффициента тяги системы
"винт + киль" для гипотетического вертолета, аналогичные по
смыслу графикам, изображенным на рис. 12. Эти графики были по-
лучены на основе экспериментальных исследований для конфигу-
рации системы "винт + киль" с "толкающим" винтом. На рис. 13 по-

__<>— Изолированный вит-	— Ви1ггскилем

— — Стспниевский	-------Эксперимент МВЗ

Рис. 13
казано сравнение результатов, представленных в [2], с результатами
испытаний, полученных в настоящей работе.

Сравнение выполнялось для варианта Nq 2 в конфигурации "тол-
кающий” винт, у которого верхняя лопасть идет назад. Для более
корректного сравнения данные, представленные в |2], были приве-
дены к безразмерному виду в соответствии с их геометрическими и
кинематическими параметрами. Конфигурация системы 'винт +
+ киль” отличается от геометрии системы, испытанной на МВЗ
им. М.Л. Миля, и имеет следующие относительные геометрические
параметры: Sk/7’pb — 0,32 и HK/R\>K = 0,426. Из i рафиков можно сде-
лать вывод, что вариант системы, испытанный на МВЗ
им. М.Л. Миля, имеет меньшую потребную мощность по сравне-
нию с винтом из работы [2] как дтя изолированного винта, так и
для винта, работающего в присутствии киля. Так же отличается
влияние киля на характеристики погребною крутящего момента по
сравнению с изолированным хвостовым винтом, которое для дан-
ных работы [2] больше. Для данных эксперимента МВЗ им.
М.Л. Миля увеличение крутящего момента составляет +10,8 %, а по
данным работы [2] — +17,6 %. Причина такою отличия состоит в
том, что относительные геометрические параметры системы
"винт + киль" для данных работы 12] приводят к большим потерям
мощности на обдувку киля.

На рис. 14 воспроизведен график из работы 12], характеризую-
щий потери тяги системы "винт 4 киль в зависимости ог сс относи-
тельных параметров. Этот график был получен ло результатам экс-
периментальных исследований, описанных в работе |4]. Экспери-
менты в работе 14| проводились на моделях системы "винт + киль" в
различных конфигурациях. В описаниях [2] отсутствуют данные о
направлении вращения винтов.

На рис 14 точками показаны результаты испытаний МВЗ
им М.Л. Миля и ЦАГИ. Также представлены данные для гипотети-
ческого вертолста, рассмотренного в [2]. Иг графика видно, что для
конфигурации Тянущего винта погребное увеличение тяги по
сравнению с изолированным винтом зависит только от отношения
площадей киля и винта. Для 'толкающего" винта увеличение по-
гребной тяги винта зависит также от относительного удаления плос-
кости вращения винта от плоскости киля Из графика видно, что
потери тяги на обдувку киля для гипотетического вертолста работы
12J составляют 13 %, в то время как для эксперимента МВЗ
им. МЛ. Миля для варианта № 2 величина потери тяги составляет
8,7 %. Рост потери тяги па обдувку сопровождается также ростом
потребного крутящего момента, поэтому для винта из работы [2] из-
менение величины потребною крутящего момента на 6,8 % больше,
чем для винта МВЗ.
Огнос1пеаьное paccioaiiue межах килем и витом. //к//?рц

[2|.V/-|>U

—0.1

---0.2

0.3

0.4

Ми-24. Л'к/Лрв =0,225

д I вариаш

□ 2 варианI

j 3 варпап I

о ЦЛГИ. \У/-|>|}=0.23

е |2]..SV/-P1j = 0.32

Рис. 14

На рис. 14 представлены данные для остальных конфигураций
системы "винт + киль", исследованных в данной работе. Отмечен-
ные на графике точки соответствуют данным таблицы. В зависимо-
сти от конфигурации системы потери тяги составляют б,9...8,7 %
для "толкающего" винта и 13,2... 14,7 % для "тянущего". По данным
работы [2], для системы с геометрическими параметрами соответст-
вующими испытаниям МВЗ, аналогичные величины составляют
12 % и 25 % соответственно для "толкающего" и "тянущего" винтов.
Указанные отличия могут быть вызваны масштабными факторами,
в частности, разными числами Re для моделей из [2] и натурным
килем в испытаниях МВЗ.

Приведенные на рис. 14 данные по эксперименту ЦАГИ дают
близкие результаты с экспериментом МВЗ, так как для испытаний
была использована крупномасштабная модель киля вертолета
Ми-24. Некоторое отличие в расположении винта относительно ки-
ля и отличие в характеристиках винтов привело к отличию в
результатах испытаний.

Таким образом, в результате проведенных испытаний установле-
но, что влияние киля на хвостовой винт приводит к существенному
увеличению потребной мощности на валу по сравнению с изолиро-
ванным винтом. Увеличение крутящего момента зависит от потреб-
ного коэффициента тяги системы и может достигать значительной
величины. По данным работы [2] (см. рис. 13), при t = 0,2 увеличе-
ние крутящего момента составляет 18 %, а по эксперименту МВЗ —
10...15 %.

Интересно сопоставить полученные результаты с расчетами, ос-
нованными на использовании коэффициента потери тяги винта на
обдувку киля. Как правило, для таких расчетов в качестве исходных
данных используется поляра изолированного хвостового винта, а
коэффициент потерь на обдувку киля определяется как отношение
потребной тяги изолированного винта к потребной тяге системы
"винт + киль".

Для анализа рассмотрим вариант № 1, характеристики которого
представлены на рис. 6. Будем считать, что для парирования реак-
тивного момента несущего винта необходима суммарная тяга, экви-
валентная величине коэффициента тяги изолированного винта,
равного /и = 0,2. Также примем, что для данной конфигурации сис-
темы коэффициент потерь па обдувку киля составит 1,132, как было
получено в эксперименте (см. таблицу). В соответствии с методи-
кой, использующей коэффициент потерь на обдувку, потребный
коэффициент тяги винта, работающего в присутствии киля, соста-
вит /с = 0,2x1,132 = 0,226. Тогда шаг и коэффициент крутящего мо-
мента для системы "винт + киль", определенные по поляре изолиро-
ванного винта, составят фРВ — 13,4° и тк = 0,0223. Эти же величины,
определенные по экспериментальным зависимостям, равны фРВ =
= 12,9° и тк = 0,0210. Указанный расчетный алгоритм изображен
графически на рис. 15. Из представленного анализа следует, что

Рис. 15
рассмотренный алгоритм расчета характеристик системы с исполь-
зованием коэффициента потерь на обдувку киля приводит к завы-
шению потребною шага хвостовою винта на 3,9 %, а коэффициента
крутящего момента — на 6,2 %.

Результаты визуализации обтекания киля
потоком от хвостового винта

Для получения качественных и количественных данных по взаи-
мовлиянию киля и хвостового винта авторами работы было предло-
жено проведение испытаний по оценке маховою движения лопа-
стей хвостовою винта в присутствии киля и исследования по визуа-
лизации обтекания киля потоком воздуха, создаваемого винтом.
Ниже представлены результаты проведенных исследовании

Технические возможности оборудования винтового стенда, а так-
же технические сложности замеров маховою движения лопастей
для винта с совмещенными шарнирами нс позволили проводить
прямых измерений. Поэтому для оценки влияния киля на маховое
движение лопастей была применена видеосъемка положения конуса
лопастей в процессе эксперимента с последующей расшифровкой
на компьютере полученных видеозаписей. Для записей экспери-
мента использовалась видеокамера, установленная таким образом,
чтобы в кадре были видны втулка винта, киль и часть вращающего-
ся диска хвостового винта, находящаяся над килем. Поскольку час-
тота вращения хвостового винта для выбранного режима составляла
около 19 об/с, а съемка производилась с частотой 24 кадра в сскун
ду, то за время экспозиции одного кадра трехлопастнои винт совер-
шал 3/4 оборота. На кадре прорисовывались следы от трех движу-
щихся лопастей, образующих границу плоскости вращения винта.
Для цифровой оценки положения плоскости винта перед проведе-
нием эксперимента при нсвращающемся винте проводилась видео-
съемка эталонных цилиндров, установленных вдоль оси киля на из-
вестном расстоянии от видеокамеры Зная это расстояние, размер
эталонных цилиндров и расстояние точки максимального отктонс-
ния плоскости диска до видеокамеры, можно определить угол махо-
вого движения лопастей.

На рис. 16 представлены видеокадры, по которым была рассчита-
на амплитуда махового движения трехлопастного карданного винта
в конфигурации варианта № 1 Частота вращения винта соответст-
вовала числу Маха конца лопастей М — 0,65. Были выполнены ис-
пытания трех режимов, отличающихся углами установки лопастей:

1	режим — (ррв = -9°, I - -0,089,
2	режим — фрв = 0°, t = 0;

3	режим — фрВ = -9°, I — +0,107.

Первоначально из видеозаписей были отобраны отдельные кад-
ры, показанные в левой части рис. 16. Нижний, левый кадр рисун-
ка, сделанный при невращающемся винте, показывает установлен-
ные на оси киля эталоны. После компьютерной обработки отдель-
ных изображений они были совмещены на один кадр, который
представлен на рис. 16. После выполнения компьютерных измере-
ний эталонов и отклонений плоскости вращения винта по совме-
щенному кадру были рассчитаны углы махового движения лопа-
стей. За нулевое положение плоскости вращения винта принима-
лось положение винта при нулевом значении коэффициента тяги,
соответствующее фРВ = 0°. По результатам обработки получена ам-
плитуда махового движения лопастей ДрРВ — 0,6° при фРВ= -9°, а
при фрВ — +9° амплитуда махового движения составила Д рРВ = 1,8°.

Если принимать за нулевое азимутальное положение лопасти на-
правление вдоль оси киля, то максимальное отклонение лопасти
достигается на азимуте 90° как для "тянущего" (фРВ = +9°), так и для
"толкающего" (фРВ — -9°) винта. Разница состоит только в том, что
для "тянущего" винта максимальное отклонение на азимуте 90° на-
правлено вверх, а для "толкающего" винта — вниз. Это полностью
соответствует экранному эффекту действия киля на хвостовой винт,
в результате которою при прохождении лопасти над килем се тяга
увеличивается как при положительном, так и при отрицательном
значении тяги. Отличие в величине амплитуды махового движения
лопастей для двух рассмотренных случаев определяется разницей
экранного эффекта киля. Как было показано выше, для "тянущего"
винта влияние киля в два-три раза выше, чем для "толкающего"
винта (рис. 9).

Следующий вопрос, который был исследован в настоящей ра-
боте, посвящен визуализации потока от рулевого винта на киле.
С этой целью были проведены испытания системы "винт + киль" в
варианте № I, у которого положение киля такое, что его верхняя,
выпуклая поверхность направлена к плоскости вращения винта.
Для визуализации течения воздуха на киле его верхняя поверхность
была обклеена шелковинками

Были исследованы три режима, на которых производилось изуче-
ние махового движения лопастей с шагом хвостового винта ерцв =
= -9е, 0& и +9°. Положение шелковинок фиксировалось видеокаме-
рой. Так же как при изучении махового движения лопастей, обра-
ботка видеоизображения проводилась на компьютере для отдельных
выбранных кадров Результаты обработки представлены на рис 17

На верхнем рисунке видно, что практически все шелковинки на-
правлены вверх к плоскости винта, и происходит подсасывание воз-
духа из-под киля, о чем свидетельствует поведение шелковинок, на-
клеенных на краю киля

На среднем рисунке все шелковинки лежат па верхней поверхно-
сти киля и их ориентация показывает, что хотя тяга винта равна ну-
лю, существует некоторое течение от оси киля к его кромкам Шел-
ковинки, расположенные на оси киля, практически нс видны, по-
скольку существует неустойчивое течение либо к передней, либо к
задней кромке киля и шелковинки вращаются в зависимости от
преимущественного направления потока.

На нижнем рисунке видна наиболее четкая картина направления
потоков воздуха от винта но поверхности киля Весь поток, индуци-
руемый хвостовым винтом на этом режиме, направлен вниз, на
киль, и ею течение четко разделяется по направлениям к задней и
передней кромкам киля. "Водораздел" потока обусловлен геометри-
ей верхней поверхности киля и происходит по линии, соответст-
вующей максимальной кривизне. Далее поток но поверхности киля
растекается в направлении втулки хвостового винта, так как полное
давление в центре струи падает. Ближе к границе площади, ометае-
мой лопастями хвостового винта на киле, шелковинки практически
Рис. 17

не видны вся
рости направ.

Таким обр;
батывать и уг<
током от хвое

1.	Экспери t
теристики хве
сравнению с i
над винтом (
винт). Максих
гурации "тяну!

2.	Влияние
на 3,0...5,5 % м
ками изолиров
тяги.

3.	Улучшенг
стового винта i
сительного КП
увеличением от
ческой крутки .

4.	Эксперим(
ность на валу ;
3...5 % для "тян;
с изолированна
ние тяги винта i
го" винта по ср!

5.	Эксперим(
киле, в результа
винта, линейно
ней поверхностг
и направления >
киля.

6.	При напраг
передней сила сс
ги винта, а при п

7.	Экспериме!
ния силы сопрот
темы "винт + кит
теристики вертот
не видны вследствие того, что за границей струи индуктивные ско-
рости направлены вверх.

Таким образом, полученные картины обтекания позволят разра-
батывать и уточнять теорию и методику расчета обтекания киля по-
током от хвостового винта.

Выводы

1.	Экспериментально установлено, что аэродинамические харак-
теристики хвостового винта в присутствии киля улучшаются по
сравнению с изолированным винтом как при расположении киля
над винтом ("толкающий" винт), так и под винтом ("тянущий"
винт). Максимальный эффект влияния киля соответствует конфи-
гурации "тянущий" винт.

2.	Влияние киля на хвостовой винт приводит к уменьшению
на 3,0.. 5,5 % мощности и шага винта по сравнению с характеристи-
ками изолированною винта при одинаковом с ним коэффициенте
тяги.

3.	Улучшение аэродинамических характеристик "тянущего' хво-
стового винта из-за влияния киля эквивалентно увеличению отно-
сительною КПД изолированного винта на 4,5 %, сопоставимому с
увеличением относительного КПД винта при увеличении геометри-
ческой крутки лопастей на Дер г= -6°.

4.	Экспериментально установлено, что при шаге фРВ > 10е мощ-
ность на валу винта, работающею в присутствии киля, выше на
3. .5 % для "тянущего" и на 3...4 % для ’толкающего", но сравнению
с изолированным хвостовым винтом. Также происходит и увеличе-
ние тяги винта на 5 9 % для "тянущего" и на 3...4 % для "толкающе-
го" винта по сравнению с изолированным

5.	Экспериментально установлено, что сила сопротивления на
киле, в результате аэродинамического влияния на него хвостового
винта, линейно зависит от тяги хвостового винта, положения верх-
ней поверхности киля по отношению к плоскости вращения винта
и направления движения лопасти относительно передней кромки
киля.

6	При направлении движения лопасти от задней кромки киля к
передней сила сопротивления на киле составляет 13,2 % от силы тя-
ги винта, а при противоположном направлении движения — 14,7 %.

7.	Экспериментально установлены положения центра приложе-
ния силы сопротивления киля при различных конфигурациях сис-
темы винт + киль", что позволит уточнить балансировочные харак-
теристики вертолета.
8.	Экспериментально установлено, что влияние киля на аэроди-
намические характеристики системы "винт + киль складывается из
двух противоположных факторов: положительного влияния экран-
ного эффекта и отрицательного эффекта от силы сопротивления
киля Последний является преобладающим, так что при одинаковой
с изолированным винтом силой тяги система "винт + киль" будет
иметь большую потребную мощность и больший потребный шаг
винта.

9.	При значении потребного коэффициента тяги для парирова-
ния реактивного момента несущего винта /с = 0,15 увеличение по-
требной мощности системы "винт + киль' составит 13,5 % для "тя-
нущею винта и 10,8...8,1 % для "толкающего" Причем для "тол-
кающего" винта величина 10,8 % соответствует неблагоприятному
движению лопасти от передней кромки киля к задней.

10.	Полученные в работе результаты показали, что по сравнению
с результатами модельных экспериментов зарубежных авторов 12]
натурный эксперимент дал меньшие на 3...10 % потери тяги на об-
дувку киля, в зависимости от конфигурации системы "винт + киль".

11	Экспериментально установлено, что в присутствии киля ло
пасти совершают маховое движение, амплитуда и фаза которого за-
висят от величины и направления тяг и хвостового винта В варианте
тянущего" винта амплитуда маховою движения лопасти составляет
ЛрРВ= 0.6° при шаге винта <рРВ= -9° и дрРВ= 1.8° при tpPB = +9°.

12.	Получены картины обтекания верхней поверхности киля по-
током воздуха от хвостового винта при положительных и отрица-
тельных направлениях тяги, соответствующих шагу винта фрц = -9е,
Фрв = 0°. Фрв = +9°-

Список литературы

1	Lynn R.R., Robinson I ,D., Batra N.N., Duhon J.M. Tail Rotor Design // 25'
Annual Forum of the American Helicopter Society Proceedings, 1969

2.	Stcpniewski W.Z.. Keys C.N. Rotary-Wing Aerodynamics. Dover Publications,
Inc., New York

3.	Браверман A.C., Псрлшгсин Д.М., Лаиисопа C.B. Балансировка одновиптово
го вертолета. М Машиностроение, 1975.

4.	Lewis / Richard. В. II Army Helicopter Trends, Journal of American Helicopter
Society, No. 2. April 1972.
РЕЗУЛЬТАТЫ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ
ВЕРТОЛЕТА Ми-38

А.Г. Самусенко, Н.С. Павленко, Н.И. Чалов, С.А. Голубцов,
И. И. Клеванцев, А.М. Климов, М.Г. Рождественский

Вертолет Ми-38 — это многоцелевой вертолет средней грузо-
подъемности, который, находясь в одинаковой размерности с
широко известным в мире вертолетом Ми-8/Ми-17, значитель-
но превосходит его по своим летно-техническим характеристикам.
В транспортном варианте вертолет должен перевозить грузы внутри
кабины массой до 5000 кг, а на внешней подвеске — до 7000 кг. Свой
первый полет вертолет Ми-38 совершил 25 августа 2004 г., а 1 октяб-
ря того же года на Казанском вертолетном заводе состоялись его
официальная презентация и демонстрационный полет (рис. 1).

С этого времени, а фактически после перелета вертолета в Моск-
ву, начался этап его доводочных летных испытаний. Вертолет прак-

Рис. 1. Ми-38 во время демонстрационного полета 01.10.2004 г.
тически весь состоит из новых агрегатов Среди них допасти и втул-
ка несущего винта, автомат перекоса и система управления, глав-
ный редукгор и трансмиссия, двигатели и фюзеляж. На вертолете
применены новые компоновочные решения. Все это обусловило
значительный объем летных испытаний, в которых необходимо бы-
ло получить ответы на вопросы по прочности всех агрегатов верто-
лета, а также определить его летно-технические характеристики

Основные конструктивные особенности вертолета:

•	аэродинамическая компоновка фюзеляжа с низким вредным
сопротивлением;

•	шестилопастный несущий винт, обеспечивший низкий уро-
вень вибраций;

•	стеклопластиковые лопасти несущего винта, в аэродинамиче-
ской компоновке которых использованы профили ЦАГИ 3-го поко-
ления;

•	втулка несущего винта на эластомерных подшипниках;

•	рулевой винт Х-образной схемы с повышенным КПД и пони-
женным уровнем шума;

•	главный редуктор многопоточной схемы, четырехступенчатый:

•	силовая установка с двигателями PW-127T/5, расположенными
сзади главного редуктора;

•	управляемый стабилизатор, связанный с общим шагом несу-
щего винта;

•	киль большой площади, разгружающий рулевой винт на боль-
ших скоростях полета.

Система сбора и обработки информации

При проведении летных испытаний вертолетов на Московском
вертолетном заводе им. М.Л. Миля применяется система
БСС-500А, предназначенная для информационною обеспечения
летных испытаний вертолетов в качестве бортовой системы измере-
ния, сбора и регистрации измеряемой аналоговой информации в
области летно-технических характеристик, динамики полета, проч-
ности и вибраций, контроля работоспособности бортового оборудо
вания, систем и комплексов. Эта система разработана дочерним
предприятием Л И И им М.М. Громова "Аэропрофиль" под руковод-
ством доктора технических наук А.И Акимова.

Система БСС-500А кроме ряда служебных функций обеспечивает:

•	измерение, сбор и регистрацию аналоговой измеряемой ин-
формации;

•	отображение характеристик измеряемых параметров в полете, а
также при проведении контрольно-проверочных и градуировочных
работ.
В состав системы входит программный комплекс, который вклю-
чает.

•	программные средства, обеспечивающие работу бортовой сис-
темы;

•	программные средства наземной системы обработки, обеспе-
чивающие формирование заданий на сбор и регистрацию данных
для бортовой системы, а также послеполетную обработку информа-
ции по основным тематическим направлениям детых испытаний
вертолетов.

Внедрение этой системы существенно ускорило обработку ре-
зультатов испытаний и повысило ее качество.

Аэродинамические характеристики вертолета

Лопасти несущею винта до их установки на вертолет Ми-38 были
испытаны на летающей лаборатории, в качестве которой выступал
вертолет Ми-8МТВ Такая возможность была довольно просто реа-
лизована благодаря тому, что диаметры несущих винтов Ми-8 и
Ми-38, а также хорды лопастей винтов практически одинаковы.
В этих испытаниях были определены как прочностные, так и аэро-
динамические характеристики лопастей, имеющих аэродинамиче-
скую компоновку, отличную от компоновки серийных лопастей
Ми-8 как по геометрической круюе, так и по аэродинамическим
профилям. На втулку несущего винта Ми-8 были установлены пять
из шести лопастей комплекта для вертолета Ми-38.

При разработке аэродинамических компоновок лопастей несу-
щих винтов МВЗ сотрудничает с ЦАГИ Аэродинамические профи
ли, разработанные в отделении института под руководством
Е.С. Вождасва. применены в компоновках лопастей несущих вин
тов вертолетов Ми-26 и Ми-28 и показали достаточно высокую эф-
фективность. На лопастях несущего винта вертолета Ми-38 также
применены профили ЦАГИ, которые разрабатывались с учетом тре-
бований, предъявленных к вертолету заказчиком по величине ста-
тического потолка и диапазону температур, а также по величине
максимальной скорости, и с учетом конструктивных и технологиче-
ских особенностей изготовления лопастей. Кроме того, учитыва-
лись пожелания разработчика по моментным характеристикам
профилей.

Требование высоких значений максимальной и крейсерской ско-
ростей обусловило применение на конце лопасти тонкого профиля
с относительной толщиной 9 %, имеющею высокое значение кри-
тического числа М. Этот профиль применен на стреловидной за-
концовке лопасти. Основная часть лопасти но радиусу от г = 0,5 до
Рис. 2. Характеристики аэродинамических профилей для лопастей JIB

г = 0,91 образована профилем ЦАГИ-3, имеющим высокую несу-
щую способность и высокое качество и сохраняющим их при изме-
нении относительной толщины в диапазоне от с = 11 % до с = 14 %.
В комлевых участках лопасти от г = 0,2 до г = 0,45 установлен
профиль NACA230.

На рис. 2 сопоставлены характеристики профилей, применяемых
в лопастях несущих винтов как отечественных, так и зарубежных
вертолетов. По оси абсцисс отложена величина критического числа
Маха при нулевой подъемной силе профиля, а по оси ординат —
значения коэффициента максимальной подъемной силы Су при
числе М, равном 0,4. Этот график характеризует, с одной стороны,
несущие свойства профилей на стороне диска винта с отступающей
лопастью, с другой стороны, показывает, при каких числах М
становится заметным проявление признаков сжимаемости на насту-
пающей лопасти.

Профили серии ЦАГИ-3, примененные на лопастях несущего
винта Ми-38, были разработаны к началу создания вертолета и на
тот период времени являлись лучшими по сопоставляемым пара-
метрам. К настоящему времени разработаны еще более совершен-
ные профили как в ЦАГИ (серия ЦАГИ-4), так и в лабораториях
Франции и США.
Рис. 3. Результаты измерения тяги несущего винта Ми-8 с двумя комплектами лопа-
стей

На рис. 3 представлены результаты измерения тяги вертолета
Ми-8МТВ с двумя типами лопастей па высоте висения до колес 3 м,
т.е. в зоне воздушной подушки, и на высоте 25 м. Испытания пока-
зали, что тяга вертолета с лопастями Ми-38 больше, чем с серийны-
ми лопастями Ми-8, на 700...800 кгс на малой высоте висения и на
1000 кгс вне зоны влияния воздушной подушки.

Испытания по определению тяги несущего винта вертолета
Ми-8МТВ на висении с лопастями Ми-38 и с серийными лопастя-
ми Ми-8МТВ проводились в течение двух последовательных дней
при одинаковых атмосферных условиях, близких к стандартным
(Рн~ 756 мм рт.ст.; ГНв ~ И...14 °C), и скорости ветра 1И= 0...3 м/с.

Не менее впечатляющими оказались преимущества лопастей
Ми-38 по сравнению с серийными лопастями вертолета Ми-8 в
горизонтальном полете.

Из рис. 4, где представлены зависимости потребных для горизон-
тального полета мощностей двигателей вертолета Ми-8МТВ с се-
Рис. 4. Потребные для горизонтального полета мощности вертолета Ми-8 с двумя
типами лопастей

рийными лопастями и лопастями Ми-38, видно, что мощности, по-
требные для полета вертолета с лопастями Ми-38, меньше величин
мощности, потребных для полета вертолета с серийными лопастя-
ми, во всем диапазоне скоростей. Например, в диапазоне скоростей
V= 220...240 км/ч потребные для горизонтального полета мощности
вертолета с лопастями Ми-38, соответственно, на 19...23 % меньше
мощностей вертолета с серийными лопастями.

Преимущества несущего винта с лопастями Ми-38 объясняются
применением новых аэродинамических профилей и тем, что их гео-
метрическая крутка (рис. 5) имеет в 1,6 раза более высокий градиент
изменения по радиусу, чем крутка лопастей несущего винта Ми-8.

Зависимости потребной мощности двигателей от высоты висения
вертолета при различных значениях взлетной массы вертолета пред-
ставлены на рис. 6. Ширина дорожек рассеяния значений мощно-
сти относительно линий средних значений, определенных по мето-
ду наименьших квадратов, составляет не более ±1,5 %.

Одним из показателей совершенства аэродинамической компо-
новки несущего винта является относительный КПД несущего вин-
та на режиме висения. Результаты измерения тяговых характери-
стик вертолета позволяют оценить аэродинамическое совершенство
несущего винта. На рис. 7 показаны зависимости относительного
КПД г|о несущего винта Ми-38 от коэффициента тяги Ст/о для
двух значений частоты вращения винта.

При расчете относительного КПД несущего винта по значениям
мощности двигателей, полученным в испытаниях, и взлетных масс

Рис. 6. Мощности двигателей вертолета Ма-38 при висении вертолета на различной
высоте от поверхности земли. инв = 95 %
Рис. 7. Зависимость относительного КПД от коэффициента тяги несущего винта
Ми-38

вертолета принималось, что потери тяги на обдувку фюзеляжа со-
ставляют 2,6 %, а коэффициент использования мощности двигате-
лей с учетом потерь мощности в трансмиссии и на рулевой винт —
к = 0,824.

Из графика видно, что максимальное значение относительного
КПД несущего винта, с учетом ширины дорожки рассеяния вели-
чин мощности двигателей, находится в диапазоне г|0 = 0,73...0,75,
что является достаточно высоким показателем для одновинтовых
вертолетов.

Не менее важным показателем совершенства вертолета, опреде-
ляющим его экономическую эффективность, является величина ки-
лометрового расхода топлива. Из рис. 8 следует, что минимальные
значения километровых расходов q - 2,49 кг/км для нормальной
и q = 2,65 кг/км для максимальной взлетных масс вертолетов — по-
лучены в диапазоне скоростей полета V = 280...290 км/ч.

При этом величина мощности двигателей при нормальной взлет-
ной массе составляет NnB = 3750...3850 л.с., а при максимальной
массе Nw = 3950...4050 л.с., что соответствует диапазону максималь-
ного продолжительного режима работы двигателя, который состав-
ляет 7VMnp = 1900...2100 л.с. Таким образом, исходя из полученных
результатов измерения расходов топлива и потребной мощности,
Рис. 8. Зависимости километрового расхода топлива от скорости полета

крейсерская скорость полета вертолета с нормальной взлетной мас-
сой может быть назначена V = 285 км/ч.

Балансировочные кривые вертолета Ми-38 по скорости полета,
как можно видеть из рис. 9, 10 и 11, типичны для вертолетов Ми,
однако при этом в качестве положительного момента необходимо
отметить, что характерная для вертолета Ми-8 "ложка" в продоль-
ной балансировке (см. рис. 9) на вертолете Ми-38 практически от-
сутствует. В диапазоне скоростей 50... 150 км/ч кривая продольной
балансировки вертолета 8/,(V) практически нейтральна по скорости
полета.

В диапазоне скоростей свыше 150 км/ч градиент кривой про-
дольной балансировки 3/)(1/) соответствует устойчивости вертолета
по скорости полета.

На вертолете Ми-38 изменение угла установки стабилизатора
конструктивно связано с изменением угла общего шага несущего
винта. Эта связь отчетливо прослеживается на рис. 10.

В результате наличия на вертолете киля большой площади, кото-
рый принимает на себя значительную долю компенсации реактив-
ного момента несущего винта, летчику нет необходимости переме-
Рис. 9. Зависимости продольного (Ьь) и поперечного (Ък) отклонений автомата переко-
са по скорости полета при средней центровке

щать педали на скоростях полета свыше 150 км/ч, как видно из
рис. 11, что создает определенные удобства в пилотировании
вертолета.

Величины статического и динамического потолков, а также вели-
чина максимальной скорости полета вертолета характеризуют его
энерговооруженность и аэродинамическое совершенство.

Статический потолок вертолета с нормальной полетной массой
14 200 кг, определенный практически в стандартных условиях, со-
ставил 3100 м.

Максимальная приборная скорость полета вертолета Ми-38, по-
лученная в одном из полетов с нормальной полетной массой на вы-
соте 500 м, составила 320 км/ч.

В процессе проведения летных испытаний были выполнены по-
леты на определение динамического потолка и на максимальную
высоту. В табл. 1 указаны величины динамических потолков, приве-
денные к стандартным условиям, и время их набора, полученные в
полетах Ми-38 с нормальной и максимальной взлетными массами.
Рис. 10. Зависимости общего шага несущего винта \рош и угла установки стабилизато-
ра 5ста6 от скорости полета. Центровка — средняя
Таблица 1

кг		выбора* МИН	^яол> КГ
14 200	6050	27,6	13 800
15 600	5460	23,6	15 200

В полете на .максимальную высоту была достигнута высота
8150 м, при этом полетная масса вертолета составляла 10 600 кг. Как
показал послеполетный весовой анализ, на момент достижения вы-
соты 8150 м на борту находился груз, масса которою составляла
1000 кг, куда входило испытательное оборудование и излишек топ-
лива.

Оптимизация нагрузок в агрегатах вертолета

Одной из целей летных ясны ганий является определение уров-
ней нагрузок на агрегатах вертолета и, в частости, в элементах сис-
темы управления Возникают ситуации, когда в силу различных
причин максимально допустимые уровни нагрузок достигаются до
выхода вертолета на предельные режимы полета. В таких случаях
приходится искать способы уменьшения величин достигнутых пре-
дельно допустимых уровней нагрузок на критичных режимах поле-
та, может быть, даже за счет увеличения уровней нагрузок на режи-
мах полета, где нагрузки далеки от предельно допустимых величин
Такая работа по оптимизации уровней нагрузок в системе управле-
ния вертолета проводится при испытаниях практически каждою
нового типа вертолета. Целью этой работы является приведение
нагрузок на всех режимах полета, включая маневренные режимы, в
заданные разработчиком ограничения по уровням нагрузок на
агрегатах.

Аэродинамические профили серии ЦАГИ-3 лопастей несущего
винта вертолета .Ми-38 имеют пластины-закрылки На первых ком-
плектах лопастей несущих винтов эти пластины-закрылки изготав-
ливаются таким образом, чтобы обеспечить возможность изменения
их утла установки относительно хорды профиля и тем самым влиять
на величины шарнирных моментов лопастей, а следовательно, и на
уровни нагрузок па автомате перекоса и на iилроусилителях
системы управления.

В процессе испытаний вертолета на неманевренных режимах по-
лета было выявлено, что удовлетворительный уровень нагрузок на
всех режимах горизонтального полета получается при угле отгиба
закрылков, равном 2° вверх от хорды профиля на лопастях несущего
винта. Однако при выполнении режимов полета с увеличением нор-
мальной перегрузки свыше 1, с целью достижения величины нор-
мальной перегрузки пу — 2, в частности при выполнении горок, на-
грузки на некоторых агрегатах системы управления достигли уста-
новленных ограничений. В связи с этим по результатам анализа ма-
териалов полета углы отгиба закрылков были изменены и установ-
лены равными 5=1°.

Из рис. 12 видно, что в результате изменения угла отгиба закрыл-
ков на Г зависимость постоянной части шарнирного момента лопа-
сти от скорости полета сместилась вниз на пикирование на
35...40 кге-м. При этом величина переменной части шарнирного мо-
мента на больших скоростях осталась практически без изменения, а
в диапазоне средних скоростей полета несколько уменьшилась.

Уменьшение угла отгиба закрылков повлияло и на балансировоч-
ные кривые вертолета по скорости полета, что показано на рис. 13.
Перераспределение продольных и поперечных компонент момен-
тов на автомате перекоса и усилий на гидроусилителях системы
управления в результате изменения угла отгиба закрылков позволи-
Рис. 13. Влияние изменения положения закрылка лопасти несущего винта на баланси-
ровочные кривые

ло значительно продвинуться по величине нормальной перегрузки
при выполнении маневренных режимов.

Максимальная величина перегрузки пу, достигнутая при вводе в
горку, составила 2,0.
На рис, 14 представлены зависимости нагрузок на автомате пере-
коса от величины достигнутой перегрузки. Величины нагрузок, дей-
ствовавших в горизонтальном полете на скорости 240 км/ч перед
вводом в горку, показаны на графиках при значении пу = 1.

Одной из целей выполнения маневренных режимов с достижени-
ем перегрузки пу = 2 было определение уровней нагрузок на гидро-
усилителях системы управления на этих режимах и сопоставление
их с величинами максимальных усилий, развиваемых гидроусилите-
лями. На рис. 15 показано изменение усилий на гидроусилителях
системы управления в зависимости от достигнутой величины
перегрузки при вводе в горку.

Результаты испытаний показали, что при выполнении маневрен-
ного режима с достижением перегрузки пу = 2 запас по величине по-
стоянной части усилий на гидроусилителях составляет не менее
63 % при штатной работе двух гидросистем вертолета и 25 % — в
случае отказа одной из них.

Весьма интересный результат получен при анализе записей из-
гибных напряжений, возникающих в вале несущего винта при вы-
полнении маневра "горка". Выполнение маневренных режимов, в
частности горки, с достижением значительных величин перегрузок
сопряжено с отклонениями ручки управления, автомата перекоса и
обусловленных этими отклонениями вектора тяги несущего винта
как в продольном, так и в поперечном направлениях и изменением
величины момента на втулке несущего винта.

На верхнем графике рис. 16 показаны величины максимальных
полуразмахов изгибных напряжений в нижнем сечении вала несу-
щего винта, достигнутые при максимальных и минимальных вели-
чинах перегрузок при выполнении горок. Здесь же нанесены вели-
чины напряжений при перегрузке пу = 1,0 на установившемся
участке полета перед вводом в горку.

Видно, что величины изгибных напряжений не имеют тенденции
к росту с увеличением максимальной величины перегрузки. Наобо-
рот, наибольшие величины напряжений достигнуты при выводе из
Рис. 16. Изгибные напряжения в вале несущего винта при выполнении горок

горок при величинах перегрузки меньше единицы и, как показал
анализ записей параметров движения вертолета и перемещений ор-
ганов управления, при ходах ручки циклического шага, больших по
величине, чем при вводе в горку.

На нижнем графике этого рисунка показано, что максимальные по-
луразмахи изгибных напряжений в вале несущего винта зависят от сум-
марного угла отклонения автомата перекоса. Под суммарным углом от-
клонения понимается угол отклонения автомата перекоса в продольном
и поперечном направлениях от того положения, при котором изгибные
напряжения в вале по первой гармонике близки к нулю.

Влияние частоты вращения несущего винта
на нагрузки в системе управления

На вертолете Ми-38 предусмотрены два эксплуатационных зна-
чения частоты вращения несущего винта, при которых можно вы-
полнять горизонтальный полет, — 95 % и 100 %. Увеличение часто-
Рис. 17. Переменная составляющая шарнирного момента по скорости полета

ты вращения несущего винта до 100 % производится при высоте по-
лета свыше 2000 м для отдаления по скорости границы срыва потока
с лопастей несущего винта, которая характеризуется началом ин-
тенсивного роста нагрузок в системе управления вертолета. Для оп-
ределения фактического снижения уровня нагрузок в результате
увеличения частоты вращения несущего винта выполнен полет с
максимальной полетной массой А/взл = 15 600 кг при двух значениях
частоты вращения во всем диапазоне скоростей горизонтального
полета. Из рис. 17 видно, что увеличение частоты вращения до
100 % привело к уменьшению на 60 % переменной части шарнирно-
го момента на скорости 280 км/ч.

Снижение уровня переменных составляющих шарнирных мо-
ментов произошло, в основном, за счет уменьшения гармонической
составляющей по первой гармонике. Постоянные составляющие
шарнирных моментов при этом изменились незначительно.

Вследствие изменения переменных составляющих шарнирных
моментов лопастей существенно изменились уровни переменных
нагрузок на автомате перекоса. На рис. 18 приведены зависимости
усилий на ползуне общего шага, а также поперечного и продольного
моментов от скорости полета.

Из графиков видно, что в результате увеличения частоты враще-
ния несущего винта до 100 % уменьшились усилия на ползуне общего
шага на 75 % на скорости 280 км/ч, и не наблюдается интенсивного
роста переменных составляющих поперечного момента по скорости
полета вплоть до V— 280 км/ч, тогда как при частоте вращения винта
Рис. 18. Переменные составляющие усилий на ползуне общего шага, продольного и попе-
речного моментов по скорости полета

95 % рост момента начинается на скорости 240 км/ч. Полуразмахи
поперечного момента на скорости 280 км/ч уменьшились более чем
на 40 %. Полуразмахи переменной части продольного момента на
скорости полета 280 км/ч уменьшились почти в два раза.

Вибрационное состояние вертолета

При разработке вертолета было уделено значительное внимание
выбору числа лопастей несущего винта. Известно, что одной из ос-
новных причин повышенных вибраций одновинтовых вертолетов
является наличие пилонного резонанса несущего винта по часто-
те, равной произведению числа лопастей на частоту вращения несу-
щего винта, в диапазоне рабочих оборотов. Эта проблема на верто-
летах решается либо реализацией принципов виброизоляции, либо
установкой специальных виброгасителей, как, например, на верто-
летах Ми-8. Одним из действенных методов устранения пилонного
резонанса из зоны рабочих оборотов несущего винта является ра-
циональный выбор числа лопастей, что и было сделано на стадии
проектирования вертолета Ми-38. С учетом всех "за" и "против"
было определено, что несущий винт вертолета должен иметь 6 лопа-
стей, а не 5, как на Ми-8.

Это позволило, во-первых, за счет увеличения частоты проход-
ной гармоники получить требуемую величину динамической жест-
кости пилона фюзеляжа и исключить пиленный резонанс из диапа-

Рис. 19. Изменение виброперегрузок в кабине пилотов по скорости полета
зона рабочих оборотов, во-вторых, снизить уровень аэродинамиче-
ского возбуждения от несущего винта за счет повышения номера
проходной гармоники сил и, в-третьих, не увеличивать хорду лопа-
стей по сравнению с лопастями вертолста Ми-8, что позволило
обеспечить преемственность и благоприятно отразилось на уровне
нагрузок, приходящих как на втулку несущего винта, гак и на
агрегаты системы управления.

Результаты измерения вибраций в летных испытаниях подтвер-
дили правильность принятых на этапе проектирования решений.
Вибрации с частотой проходной гармоники оказались низкими, и
вертолет Ми-38 удовлетворяет требованиям российских норм по
уровню комфорта без применения каких-либо специальных средств
уменьшения вибраций. На рис. 19 представлены величины вибропе-
регрузок, зарегистрированные на полу кабины пилотов вертолета
Ми-38 в 1 оризонталытом полете с нормальной полетной массой.

По субъективным оценкам лстчиков, проводивших испытания
вертолета Ми-38, вибрационное состояние Ми-38 такое же или да-
же несколько лучше, чем на вертолете Ми-8 с установленной на нем
виброгасительной установкой.

Место Ми-38 среди других
средних транспортных вертолетов

Результаты летных испытаний вертолста Ми-38 подтвердили, а в
некоторых случаях превзошли расчетные летно-техничсские харак-
теристики, которые прогнозировались в период разработки верто-
лета. В табл. 2 сопоставлены основные данные некоторых вертоле-
тов средней грузоподъемности. Лстно-тсхпические характеристики
вертолетов представлены для максимальной взлетной массы.

Экономическая эффективность вертолетов характеризуется мно-
гими параметрами, но, поскольку подробный экономический ана-
лиз выходит за рамки настоящей статьи, остановимся только на
двух параметрах, характеризующих экономическую эффективность
Ми-38.

Одним из таких параметров является масса груза, который может
быть перевезен вертолетом на заданную дальность. На рис. 20 пока-
заны зависимости массы перевозимого труза от дальности полета в
условиях MCA на уровне моря при полной заправке основных топ-
ливных баков с учетом АНЗ на 125 километров полета.

Зависимости получены для вертолетов с максимальной взлетной
массой. Как можно видеть, вертолет Ми-38 имеет преимущество по
этому параметру перед другими вертолетами своего класса до
дальности 850 км
258

Таблица 2

	ЕС-225	S-92	EH-101UT	Ми-171	Ми-38
Максимальная взлетная масса, кг:					
с грузом внутри фюзеляжа	10 400	11 861	15 600	13 000	15 600
с грузом на внешней подвеске	11 200	12 837	15 600	13 000	15 600
Максимальная масса груза, кг:					
внутри фюзеляжа	—	—	—	4000	5000
на внешней подвеске	5000	4536	4536	4000	7000
Масса пустого снаряженного вертолета, кг	5335	7279	9350	7250	8570
Запас топлива, л:					
в основных топливных баках	2609	2877	4303	2615	3942
в основных и дополнительных баках	5305	4277	4952	4445	6022
Число и тип двигателей	2 Makila 2А	2 СТ7-8А	3 СТ7-8Е	2TV3-117VM	2PW-127
Мощность двигателя, л.с:					
30-сек чрезвычайная	2448	2740	—	—	3900
2 (2,5)-мин чрезвычайная	2264	2523	д/н	2200	3600
30-мин (продолжит) чрезвычайная	2198	2498	д/н	2000	2700

ВЕРТОЛЕТЫ. Труды ОКБ им. М.Л. Миля

взлетная	2129	2520	2560	2000	2500	
максимальная продолжительная	1897	2043	2068	1700	2000	
Скорость (MCA, уровень моря), км/ч:						
максимальная/не превышаемая	324	306	д/н	233	300	
	ЧИСЛО И ГИИ ДВИ1Л1СЛСИ  Мощность двигателя, л.с:  30-сек чрезвычайная  2 (2,5)-мин чрезвычайная	2448  2264	2740  2523	д/н	2200	3900  3600		2
	30-мин (продолжит) чрезвычайная	2198	2498	д/н	2000	2700		

259

взлетная	2129	2520	2560	2000	2500
максимальная продолжительная	1897	2043	2068	1700	2000
Скорость (MCA, уровень моря), км/ч:					
максимальная/не превышаемая	324	306	д/н	233	300
максимальная крейсерская	276	284	278	219	275
экономическая крейсерская	276	258	230	219	255
Статический потолок вне влияния земли (MCA), м	2084	2172	1460	1500	1500
Динамический потолок (MCA), м	5530	4572	Д/н	4800	5450
Дальность полета с полной заправкой ос- новных топливных баков (MCA, уровень моря, без резервов топлива), км	870	940	2040	700	965

Летные испытания вертолета Ми-38
Рис. 20. Зависимость массы перевозимого груза от дальности полета вертолета

Еще одним важным параметром является топливная эффектив-
ность вертолета. На рис. 21 представлены зависимости величин рас-
хода топлива на 1 т-км перевозимого груза для сопоставляемых вер-

Рис. 21. Зависимость расхода топлива на 1 т км перевозимого груза от дальности поле-
та вертолета
толетов средней грузоподъемности. По этому параметру вертолет
Ми-38 превосходит как отечественные, так и зарубежные аналоги.

Выводы

1.	В летных испытаниях вертолета Ми-38 подтверждены, а в ряде
случаев и превышены заявленные летно-технические характеристи-
ки:

•	статический потолок с нормальной взлетной массой — 3100 м;

•	динамический потолок с нормальной взлетной массой —
5900 м;

•	динамический потолок с максимальной взлетной массой —
5450 м;

•	максимальная высота полета с грузом 1000 кг — 8150 м;

•	максимальная приборная скорость полета с нормальной взлет-
ной массой — 320 км/ч;

•	максимальная величина тяги вертолета при висении вне зоны
воздушной подушки — 15 900 кгс;

•	максимальная нормальная перегрузка на маневренном режиме
при нормальной взлетной массе — 2,0

2.	Уровни вибраций в кабине пилотов вертолета Ми-38 удовле-
творяют требованиям российских норм по условиям комфорта.

3.	Уточнена форма аэродинамического профиля лопастей несу-
щего винта, которая обеспечивает получение оптимальных уровней
нагрузок в системе управления вертолета.

4.	Решены проблемы, возникшие при испытаниях вертолета
Ми-38 ОП 1, и получен материал, позволяющий изготовить второй
опытный образен вертолета в качестве типовой конструкции для
проведения сертификационных испытаний.

5	По экономической эффективности вертолет Ми-38 может кон-
курировать с аналогичными по классу зарубежными машинами.
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
МОДЕЛИ X-ОБРАЗНОГО РУЛЕВОГО ВИНТА
С ЦЕЛЬЮ УЛУЧШЕНИЯ

ЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК

В.А. Ивчин, К.Ю. Самсонов

Основные обозначения:

Ф„ — угол установки лопастей верхнего модуля, градус;

фн — угол установки лопастей нижнего модуля, градус;

с, — коэффициент тяги винта;

с,|М — коэффициент тяги одною изолированного модуля,

с, „м — коэффициент тяги верхнего модуля в составе винта,
с, нм — коэффициент тяги нижнего модуля в составе винта;
тк — коэффициент крутящего момента винта;

/нИм- коэффициент крутящего момента одного изолированного
модуля,

теквм — коэффициент крутящего момента верхнего модуля в составе
винта;

— коэффициент крутящего момента нижнего модуля в составе
винта:

Грв — тяга рулевого винта, кге;

Мк — крутящий момент винта, кге м;

/’Рв — площадь, сметаемая рулевым винтом, м2;

А,,в — радиус рулевого винта, м;

//., — расстояние между верхним и нижнем модулями, м;

Vbh — У1ол между верхним и нижним модулями, градусы,
— удлинение лопасти;

о — заполнение винта.

При разработке проекта одновинтового вертолета Ми-28 в каче-
стве рулевого винта была выбрана конструкция Х-образного двух-
модульного винта, каждый модуль которого состоял из двух лопа-
стей. В 1980 г. для выбора параметров этого винта на МВЗ им
М.Л. Миля был проведен ряд исследований, в том числе экспери-
ментальных. А.М. Гродзинским была разработана модель Х-образ-
ного рулевого винта на основе двухлопастного рулевого вин-
та с совмещенным горизонтальным шарниром вертолета Ми-2.
Конструкция втулки позволяла изменять расстояние между модуля-
ми и азимутальный угол между верхним и нижним модулями. По
конструктивным соображениям утлы установки модулей изменя-
лись таким образом, чтобы шаг лопастей верхнего и нижнего мо-
дулей был одинаковым

В 1981 г. на винтовом стенде МВЗ под руководством А.С. Бравер-
мана с разработанной моделью рулевого винта были проведены экс-
периментальные исследования для подтверждения расчетных ре
зультатов по выбору основных конструктивных параметров натур-
ного рулевою винта [ 1J. Проведенные на винтовом стенде экспери-
ментальные параметрические исследования аэродинамических ха-
рактеристик модели Х-образного винта в зависимости от расстоя-
ния и углового положения между модулями позволили уточнить
конструктивные параметры натурного рулевого винта дтя вертолета
Ми-28.

Дальнейшие испытания натурного рулевого винта на натурном
стенде вертолета Ми-24 показали его преимущества по сравнению с
серийным трехлопастным рулевым винтом, применяемым на верто-
летах Ми-8 и Ми-24 [2]. Это позволило при небольших конструк-
тивных доработках рассмотреть вопрос о применении нового Х-об-
разного рулевою винта на этих вертолетах. Дальнейшая модифика-
ция серийных вертолетов, появление более мощных двигателей, а
также поиск возможностей установки этого винта на новый, опыт-
ный вертолет Ми-38 потребовали поиска возможностей улучшения
характеристик уже существующею Х-образного рулевого винта.

Авторами настоящей работы был разработан расчетный метод,
который позволил по измерениям изгибающего момента в комле-
вой части лопасти каждого модуля в летных испытаниях вертолета
определить распределение суммарной тяги рулевого винта между
его модулями Для режима висения был выполнен анализ результа-
тов летных испытаний вертолета Ми-38 и Ми-24, который показал,
что при одинаковых углах установки лопастей верхнею и нижнею
модулей тяга между ними распределяется не одинаково На рис 1,
для примера, показаны экспериментальные результаты, получен-
ные на Х-образном рулевом винте, установленном на опытном
вертолете Ми-38 и на аэродинамическом винтовом стенде МВЗ [31.

Представленные результаты и проведенные расчеты показали, что
нижний модуль винта, который находится под индуктивным воздей-
ствием верхнего модуля, имеет на 30. .50 % мсныпую тягу. Теорети-
ческий анализ показал, что для "плоскою" винта, все лопасти кото-
рого вращаются в одной плоскости, взаимодействие между лопастя-
ми определяется в основном влиянием концевого вихря, сходящего с
Рис. 1

предыдущей лопасти. Для "двухэтажного" Х-образного винта к ука-
занному воздействию добавляются еще и индуктивные скорости от
верхнего модуля. В результате этого индуктивный скос потока у ниж-
ней пары лопастей приводит к уменьшению углов атаки в сечении
лопасти и, соответственно, снижению тяги нижнего модуля.

Проведенный анализ навел на мысль о том, что, применив боль-
ший угол установки нижнего модуля по сравнению с верхним моду-
лем, можно улучшить аэродинамические характеристики Х-образного
рулевого винта. Дия проверки этой идеи был проведен комплекс экс-
периментальных исследований на винтовом стенде с той же моделью
Х-образного рулевого винта, но модули имели разный угол установки.
Результаты этих исследований представлены в настоящей работе.

Модель Х-образного рулевого винта
и методика проведения испытаний

В качестве объекта испытаний была использована модель Х-об-
разного рулевого винта, разработанная А.М. Гродзинским на основе
двухлопастного рулевого винта с совмещенным горизонтальным
Рис. 2

шарниром вертолета Ми-2. Им была разработана специальная втул-
ка, которая позволяла менять в широких пределах расстояние и ази-
мутальный угол между модулями (рис. 2).

Лопасти рулевого винта вертолета Ми-2 имеют следующие
параметры:

•	диаметр винта 2,7 м;

•	хорда лопасти 0,22 м;

•	профиль лопасти NACA00-12;

•	число лопастей — 2.

Частота вращения модельного и натурного винтов соответствует
изменению числа Маха концов лопастей во всем диапазоне условий
в пределах 0,5 < М < 0.7. Шаг лопастей винта в экспериментальных
исследованиях изменяется в пределах —13° < <р < +26°. Однако
вследствие ограничения крутящего момента силовой установки
максимальное значение шага модулей ограничивалось в зависимо-
сти от числа Маха.

При выполнении экспериментальных исследований принимает-
ся следующая система обозначения модулей. Модуль, который на-
ходится выше в направлении положительного значения силы тяги
винта, называется верхним модулем. Угол между верхним и нижним
модулями считается положительным, если верхний модуль находит-
ся сзади нижнего.

В 1982 г. были проведены экспериментальные исследования, ко-
торые показали отличные свойства конструкции этого винта и по-
зволили выбрать параметры для натурного рулевого винта вертолета
Ми-28. При проведении испытаний этого модельного винта конфи-
гурация винта изменялась только по расстоянию Нвн и углу \увн меж-
ду модулями. Шаг верхнего и нижнего модулей сохранялся одина-
ковым при любой конфигурации винта. С целью проверки идеи о
возможности улучшения характеристик Х-образного винта была
проведена работа по определению влияния разницы в угле установ-
Рис. 3

ки между верхним и нижним мо-
дулями для заданной конфигура-
ции Х-образного винта, результа-
ты которой представлены ниже.

В качестве исходной конфигу-
рации был выбран вариант винта,
близкий по своим относительным
параметрам натурному рулевому
винту вертолета Ми-28, который
имеет следующие параметры: от-
носительное расстояние между мо-
дулями составляет Явн/ЛРВ = 0,1, а
угол между модулями увн = 42°.
Вследствие конструктивных осо-
бенностей втулки реальный угол
между модулями модельного винта
установлен несколько меньше:
\|/вн ~ 38°. Кроме того, существует
также отличие между удлинениями
лопастей: натурные лопасти имеют
удлинение А,л = 8,125, а лопасти
модельного винта — Хл = 6,125. По-
следнее обстоятельство сказывает-

ся на отличии аэродинамических
характеристик натурного и модельного винтов, но в рамках данной ра-
боты его влияние не исследовалось. Испытания проводились на вин-
товом стенде МВЗ. Общий вид стенда, на котором установлен изоли-
рованный модуль, представлен на рис. 3.

Испытания каждого варианта проводились последовательно, на-
чиная от нижней границы шага винта через два градуса до предела,
ограниченного максимальным крутящим моментом винтового
стенда. На каждом режиме производились замеры тяги и крутящего
момента винта при трех значениях числа Маха. Были испытаны
пять вариантов Х-образного винта с различными углами установки
верхнего и нижнего модулей: -2,38°; -0,15°; +2,05°; +3,11°; +4,21°.
Для сравнительного анализа был также испытан винт, состоящий из
одного двухлопастного модуля.

Результаты испытаний по определению влияния
увеличенного шага нижнего модуля
на аэродинамические характеристики винта

Результаты испытаний каждого варианта были получены в раз-
мерном виде, пересчитывались в безразмерные коэффициенты, а
затем строились зависимости этих коэффициентов от угла установ-
Х-образный 4-лопастной винт с проф. NACA 00-12 Вариат Noe

Х-образный 4-лопастной винт с проф. NACA 00-12 Вариант №6

Рис. 4

ки и числа Маха. Первоначально был испытан винт, состоящий из
одного модуля, для оценки его аэродинамических характеристик и
для дальнейшего сравнения с вариантами двухмодульного четырех-
лопастного винта. Полученные результаты представлены на рис. 4.

Затем были испытаны двухмодульные четырехлопастные вари-
анты Х-образного винта, параметры которых описаны выше. В ка-
честве примера на рис. 5 представлены такие зависимости для вари-
анта винта с практически одинаковыми углами установки верхнего
и нижнего модулей (Ду = -0,15°).

В 1994 г. В.А. Ивчиным и М.А. Грингаузом на том же винтовом
стенде были проведены испытания натурного Х-образного винта
вертолета Ми-28, в том числе и одномодульного двухлопастного ва-
X-образный 4-ЛОПаСТНОЙ ВИНТ С проф. NACA 00-12 Вариант №1

Х-образный 4-лопасгной винт с проф. NACA 00-12 Вариант н« 1

Угол установки, градус

Рис. 5

рианта. Вследствие большего геометрического размера и больших
величин нагрузок, превышающих мощность винтового стенда, эти
испытания были проведены весьма в ограниченных пределах, одна-
ко сравнить аэродинамические характеристики натурного винта и
его приближенной модели будет интересно. На рис. 6 представлены
зависимости аэродинамических коэффициентов одномодульного
двухлопастного натурного винта и его модели, полученные для
числа Маха М — 0,6.

Из графиков видно, что экспериментальные зависимости коэф-
фициента тяги от общего шага для натурного винта и модели отли-
чаются. Это связано с тем, что геометрические параметры винтов
различны по удлинению и по профилю лопастей, как это было ука-
зано выше. Вследствие этого винты имеют разные заполнения и ко-
Угол установки, градус

Угол установки, градус

Рис. 6

эффициенты тяги, поэтому и характеристики их отличаются. Запол-
нение модельного двухлопастного винта составляет ом = 0,1038, а
натурного — стн = 0,0784. Из рис. 6 следует, что поляры винтов очень
близки, хотя натурный двухлопастной винт имеет несколько более
высокие значения коэффициента тяги при тех же значениях
коэффициента крутящего момента.

На рис. 7 представлены аналогичные графики для четырехлопа-
стных винтов, один из которых является натурным рулевым винтом
вертолета Ми-28, а второй модельным винтом. Из графиков видно,
что выводы, сделанные для одномодульных винтов, можно с пол-
Рис. 7

ным основанием отнести и к Х-образным четырехлопастным
винтам. При этом также следует учитывать отличие в заполнении
четырехлопастных винтов: для модельного винта оно составляет
сгм = 0,2076, а натурного — стн = 0,1568.

Поскольку поляры винта, представленные на графиках рис. 6 и 7,
недостаточно точно отражают разницу в аэродинамическом качест-
ве винтов, на рис. 8 представлены сравнения относительных КПД
винтов для того же режима испытаний. Для двухлопастного винта
относительный КПД практически одинаковый для натурного и мо-
Угол установки, градус

Угол установки, градус

Рис. 8

дельного двухлопастных модулей, несмотря на то, что на натурных
лопастях установлен профиль с более высоким качеством. Однако
модельный двухлопастной модуль имеет на 32 % большее заполне-
ние, вследствие чего его относительный КПД сравнивается с отно-
сительным КПД натурного двухлопастного винта.

Для четырехлопастных Х-образных винтов картина другая.
В этом случае увеличенное заполнение модельного винта обеспечи-
вает превышение: его относительный КПД на 4 % выше, чем у на-
турного винта.

В целом представленные сравнительные результаты эксперимен-
тов дают основание полагать, что эксперименты с моделью Х-образ-
ного винта обеспечат хорошую корреляцию с аэродинамическими
характеристиками натурного винта.

Главная задача, которая ставилась в данных экспериментальных ис-
следованиях, была направлена на определение возможности увеличе-
ния тяговых характеристик рулевого винта путем введения конструк-
тивной разницы в угле установки шага между верхним и нижним мо-
дулями. Натурный рулевой винт вертолета Ми-28 был спроектирован
с одинаковыми углами установки лопастей верхнего и нижнего моду-
лей. Этот вариант принимается за базовый (см. рис. 5), а все остальные
варианты рассматривались в сопоставлении с базовым, в виде измене-
ния аэродинамических коэффициентов от общего шага винта.

В связи с тем, что во всех вариантах винта, кроме базового, верх-
ний и нижний модули имеют разные углы установки, за шаг винта,
который используется в качестве параметра, принимается угол уста-
новки лопастей верхнего модуля.

Bapnain 1. <рн- <р„= - 2.38°

Итмененке когффнииента тят и при постоянном
шаге винта m-w влияния дифференциальною main

Изменение коэффициента тятею момента при постоян-
ном шаге впита из-за влияния дифференциального шаге

Рис. 9 (Начало)
fe выше, чем у на-

чаты эксперимсн-
моделью Х-образ-
родинамическими

ериментальных ис-
чожности увеличе-
(ведения конструк-
там и нижним мо-
5ыл спроектирован
о и нижнего моду-
5), а все остальные

На рис. 9 представлены графики изменения коэффициентов тяги
и крутящего момента Х-образного рулевого винта в зависимости от
разницы в углах установки модулей, общего шага винта и числа Ма-
ха. На левых графиках представлены зависимости приращения ко-
эффициента тяги винта, а на правых — приращения коэффициента
крутящего момента.

Сравнивая варианты с различным углом установки лопастей
нижнего модуля, можно сделать ряд качественных выводов. В пер-
вую очередь видно, что при меньшем шаге нижнего модуля суммар-
ная тяга винта падает, а при большем шаге — растет. Это не зависит
от направления суммарной силы винта (вверх или вниз). Аналогич-
ные выводы можно сделать для коэффициента крутящего момента
винта: с увеличением шага нижнего модуля крутящий момент также
увеличивается. Следующий вывод можно сделать о том, что эффект
от увеличения шага нижнего модуля не носит постоянный характер,
а имеет ярко выраженный максимум, который находится в диапазо-
не 10°...15° шага винта (который равен углу установки верхнего мо-
дуля).

Шаг винта, градус	Шаг винта, градус

Вариант 4, фц- фв= + 4 Д1 °

--------Изменение коэффициента тяги при постоянном---1
шаге винта из-за влияния дифференциального шага------I

Шаг винта, градус

Шаг винта, храдуи

Рис. 9 (Окончание)
Рис. 10

Далее видно, что максимальное увеличение прироста тяги винта
достигается при разнице в угле установки между модулями, равном
<Рн - <рв ~ +3,11°, а затем наступает насыщение, и дальнейшее увели-
чение разницы в шаге модулей не приводит к увеличению тяги винта.
Из рис. 8 также видно, что в области начала срыва на лопастях
(ср > 15°) эффект от увеличения шага нижнего модуля резко падает.
Максимальное увеличение тяги винта для третьего варианта при срн -
- <рв = +3,11 и ср = 12° составляет 18 % от тяги исходного варианта, а
для ср = 22° прирост тяги составляет примерно 6 %. На рис. 10 пред-
ставлены интегральные графики изменения коэффициента тяги и от-
носительного КПД винта в зависимости от разницы в углах установ-
ки верхнего и нижнего модулей для шага винта ср = 12°. Из рис. 8 так-
же следует, что прирост разницы в шаге верхнего и нижнего модулей
приводит к снижению относительного КПД винта. Однако для руле-
вого винта это не имеет принципиального значения.

Полученные результаты также показывают, что увеличение числа
Маха несколько снижает эффект от увеличения шага нижнего моду-
ля. Особенно это видно при ср > 10° (см. рис. 8). Выявленные в экс-
перименте явления — это следствие взаимовлияния между модуля-
ми, которое зависит в основном от взаимодействия сходящих с ло-
пастей концевых вихрей с последующими лопастями.

Предварительная оценка влияния разного шага
модулей на распределение тяги Х-образного винта
между модулями

Анализ летных испытаний вертолета Ми-38, на котором установ-
лен Х-образный рулевой винт вертолета Ми-28, позволил опреде-
лить соотношение тяг между верхним и нижним модулями. Эта ве-
Рис. 11

личина была определена на основании замеров изгибающих момен-
тов в плоскости тяги в комле верхнего и нижнего лопастных моду-
лей. Как отмечалось ранее, этот винт имеет одинаковые углы уста-
новки лопастей. На рис. 11 показаны результаты этих испытаний в
виде зависимости суммарной тяги винта от величины изгибающего
момента в плоскости тяги каждого модуля, измеренного в двух ком-
левых сечениях винта. Для оценки распределения тяги между моду-
лями модельного Х-образного винта был принят следующий под-
ход: нижний модуль при положительном значении тяги винта ока-
зывает влияние на верхний только в плане индуктивного скоса по-
тока, пропорционального величине Дгинд ~ -/с?, без влияния
концевого вихря нижнего модуля. При этом будем считать, что
индуктивный скос потока эквивалентен изменению шага верхнего
модуля.

Такой подход позволяет определить аэродинамические характе-
ристики верхнего модуля по зависимостям, полученным для изоли-
рованного, одномодульного винта:

£ / ВМ — С t 1 М ( ф — Д ф вн ) >

"!квм = ЙЦм(ф - Дфвн);

Лфвн =*внСт-

Коэффициент влияния нижнего модуля на верхний определялся
из анализа летных испытаний натурного рулевого винта на вертоле-
те Ми-38 (правый график рис. 11).

Изложенный подход был проверен на модельном Х-образном
винте для варианта винта с одинаковыми углами установки моду-
лей. На рис. 12 представлены сравнительные экспериментальные
характеристики для этого варианта винта и характеристики одномо-
дульного модельного винта при числе Маха М = 0,6.

Используя эмпирические зависимости по взаимовлиянию моду-
лей винта, полученные выше, методом последовательных прибли-
жений было определено соотношение тяг между верхним и нижним
модулями для модельного варианта винта. На левом графике рис. 13
показаны сравнительные изменения коэффициента тяги в зависи-
мости от шага винта для натурного и модельного винтов с одинако-
выми углами установки верхнего и нижнего модулей. На правом
графике рис. 13 показан коэффициент распределения тяги между
модулями в относительной величине к суммарной величине тяги
винта. Из рис. 13 видно, что хотя график для модельного винта от-
личается от графика для натурного винта, однако соотношение тяг

Коз(|к|пшисн1 распределения 1яги по модулям, М - 0.65

Рис. 13
между верхним и нижним модулями одинаково для обоих винтов.
Наблюдается различие в тенденции изменения относительных ко-
эффициентов с ростом шага для модельного и натурного винтов.
Это различие объясняется разным удлинением и различием в про-
филях лопастей.

Рассмотренный подход был распространен на другие варианты
модельных винтов с целью предварительной оценки влияния разни-
цы в углах установки лопастей на распределение тяги винта между
модулями На рис. 14 представлены графики изменения коэффици-
ентов тяги модулей и их относительных КПД в зависимости от из-
менения шага для вариантов модельного винта, прошедших испы-
тания в проведенных исследованиях. Данные приводятся для значе-
ния числа Маха концов лопастей М = 0,6 Для сравнения на рис. 14
приведены графики для одномодульного винта и для одной пары
лопастей обычною плоского, чстырехлопасгного винта, имеющего
геометрию лопастей, полностью идентичную геометрии лопастей
модельного винта. Последний график получен пересчетом характе-
ристик од помодульного винта на основе расчетного метода.

Полученные расчетные результаты показывают, что при одина-
ковом утлс установки модулей верхний модуль имеет тягу выше, чем
пара лопастей обычною плоского винта, а нижний — ниже. При
этом относительный КПД нижнего модуля меньше, чем у пары ло-
пастей плоского, четырехлопастного винта. У верхнего модуля от-
носительный КПД совпадает с КПД одномодулитого винта, что оп-
ределяется принятым расчетным подходом к определению распре-
деления тяги между модулями В то же время следует, что одномо-
дульный двухлопастной винт будет иметь относительный КПД вы-
ше, чем пара лопастей плоского, чстырсхлопастною винта.

Также видно, что увеличение шага нижнего модуля по сравне-
нию с верхним приводит к росту его тяги на всех шагах, однако при
больших шагах винта увеличение тяги постепенно уменьшается.
Это является следствием увеличения индуктивного скоса потока и
роста влияния концевого вихря верхнего модуля (вследствие сто
приближения к нижнему модулю) при увеличении шага винта.

Интересно также отметит ь, что при отрицательной величине тяги
винта кривые относительного КПД нс симметричны относительно
шага винта, соответствующего нулевому значению тяги, хотя про-
филь лопастей модельного винта является симметричным Такое
явление объясняется конфигурацией Х-образного винта, у которого
Вариант 1. <рн- фв= - 2,38°

Вариант 0, ф„- фв= - 0,15°

Вариант 2, фн- фв= + 2,05°

Рис. 14 (Начало)

верхняя лопасть отстает от нижней. При положительном значении
тяги индуктивная скорость направлена вниз, и концевой вихрь
верхнего винта проходит далеко от следующей лопасти нижнего мо-
дуля. При отрицательной тяге индуктивная скорость направлена
вверх, и концевой вихрь нижнего винта проходит близко от следую-
Вариант 3, <рн- (рв= +3,11°

Вариант 4, <рн- ф„= 4-4,21°

Рис. 14 (Окончание)

щей лопасти верхнего модуля. Это приводит к росту концевых по-
терь и снижению относительного КПД винта при отрицательных
коэффициентах тяги.

Выводы

1.	Проведенные экспериментальные исследования показали, что
увеличение угла установки нижнего модуля по сравнению с верх-
ним модулем увеличивает суммарную тягу Х-образного винта до
18 % при ср = 12° и до 6 % при больших шагах ср = 22°.

2.	Положительный эффект увеличения угла установки верхнего
модуля практически достигается при разнице в углах установки мо-
дулей Дер = +3°.

3.	Увеличение угла установки нижнего модуля по сравнению с
верхним модулем также приводит к снижению относительного КПД
Х-образного винта на Дт|0 = 0,05 при разнице в углах установки мо-
дулей Дф = +3°, Mio не является принципиальным недостатком для
рулевого винта.

4.	Путем пересчета экспериментальных характеристик винтов
получено, что двухлопастной вариант винта имеет относительный
КПД выше, чем пара лопастей чстырехлопастного, плоскою винта.

Список литературы

1.	Аэродинамические испытания спаренного винта Ми 2 Технический отчет
№ Б2922 ОАО "МВЗ им М.Л. Миля". М„ 1982.

2.	Наземные испытания опытного Х-образного рулевого винта изд. 280 на на
турком стенде изд. 240. Технический отчет № 16А-Х4 ОАО ' МВЗ им. М.Л. Миля”.
М., 1985.

3.	Испытания на АДС одиночного модуля натурного Х-образного рулевою вин-
та Ми-38 с лопастями увеличенной хорды. Технический отчет № 0-1X3-12.
ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля". М„ 1994.

НОВАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ
ДИНАМИКИ ВЕРТОЛЕТА ДЛЯ ТРЕНАЖЕРОВ
И ПИЛОТАЖНЫХ СТЕНДОВ

В. Л. Ивчин, О.Л. Чертах

Моделирование переходных и маневренных режимов полета
вертолета наиболее целесообразно проводить на пилотажном
стенде, поскольку наличие летчика-оператора в цепи управ-
ления является важным фактором при исследовании движения вер-
толета, так как полет осуществляется в реальном масштабе времени
Кроме того, участие лстчпка-опсрагора позволяет моделировать ус-
ловия и режимы полета вертолета максимально приближенными к
реальным условиям.

Очень широкая область моделирования динамики вертолета су-
ществует в сфере обучения летчиков на пилотажных стендах. Оче-
видно, что чем точнее математическая модель вертолета, тем более
точные навыки в пилотировании приобретают летчики. Создание
адекватной математической модели вертолета для пилотажных
стендов является весьма актуальной и сложной задачей.

В настоящее время практически все математические модели вер-
толетов для тренажеров и пилотажных стендов в России основаны
на использовании заранее рассчитанных характеристик несущих и
рулевых винтов. На 0Л0 "Московский вертолетный завод им.
М.Л. Миля" с 1965 г. существует математическая модель вертолета
на пилотажном стенде, основанная на этом принципе. Заранее рас-
считанные характеристики винтов моделируются в математической
модели разными способами на основе квазистатичсскои теории и
теории эквивалентного винта. Статические характеристики несу-
щих винтов представлялись в зависимости от ограниченного числа
параметров и нс всегда точно отражают исследуемые режимы Мо-
делирование аэродинамических характеристик рулевого винта ос-
новано на том же принципе, но в существенно меньшем объеме, так
как моделируется только тяга винта и, в некоторых случаях, мощ-
ность на его валу. Развитие вычислительной техники, появление
мощных быстродействующих компьютеров и модернизация обору-
дования стенда дает возможность существенно повысить точность
моделирования вертолета и расширить крут задач, решаемых на
пилотажном стенде.

Для решения полного комплекса проблем вертолета, связанных с
математической моделью динамики вертолета, авторами была раз-
работана и внедрена на пилотажном стенде МВЗ цифровая модель
несущего и рулевого винтов. Разработка моделей винтов проводи-
лась на основе математической модели полного движения вертоле-
та, применяемой для исследований динамики вертолета на МВЗ
им М.Л.Миля.

В данной статье рассмотрена задача моделирования несущего и
рулевого винюв для тренажеров и пилотажных стендов на принци-
пиально новом уровне с использованием непосредственного расче-
та динамики винтов вертолета в реальном масштабе времени.

Основные положения новой расчетной модели винта

Интерпретация предварительно рассчитанных характеристик не-
сущего и рулевого винтов в математической модели вертолета на
пилотажных стендах и тренажерах может быть различна. Первона-
чально на МВЗ для моделирования динамики полета вертолета при-
менялись аналоговые комплексы, которые моделировали несущий
и рулевой винты с помощью аналоговых методов Такая работа в
1970-х гг. была поставлена А П Вашнрубом и А.С. Браверманом
[1]. Появление в составе пилотажного комплекса цифровых машин
типа М-20 и преобразователей ЦАП-АЦП позволило повысить ка-
чество моделей вертолета, а появление персональных компьютеров
привело к созданию современных моделей на основе применения
сеток аэродинамических характеристик винтов с последующим их
интерполированием в процессе моделирования полета вертолета.
Появление новых, быстродействующих компьютеров позволяет
принципиально усовершенствовать математические модели несу-
щего и рулевого винтов, отказавшись от квазистатического подхода
и теории эквивалентного ротора. Ранее, при использовании сеточ-
ных методов, программа, по которой изначально считались характе-
ристики винтов, производила расчет установившегося режима по-
лета при заданных сочетаниях параметров движения вертолета, ша-
га и угла атаки винта (или вертикальной скорости). Расчет характе-
ристик винтов производился до сходимости махового движения
лопастей.

Однако при попадании расчетной точки в срывные или закрити-
ческие области возникала несходимость махового движения лопа-
стей винтов, силы и моменты на винтах не устанавливались и т.д.
Это приводило к необходимости корректировки результатов расче-
тов при создании расчетных таблиц для математической модели на
пилотажном стенде и снижало точность моделирования динамики
вертолета. На рис. 1 представлена схема математической модели
вертолета на пилотажном стенде МВЗ им. М.Л. Миля, разработан-
ная на основе сеточной модели несущего и рулевого винтов.

Основная идея данной работы заключается в отказе от описания
характеристик винтов с помощью табличных значений сил и мо-
ментов, полученных для установившихся режимов полета. Вместо
интерполирования статических характеристик винтов в математи-

Рис. 1. Схема математической модели вертолета на пилотажном стенде на основе
сеточной модели несущего и рулевого винтов
Рис. 2. Схема математической модели вертолета на пилотажном стенде на основе
новых моделей несущего и рулевого винтов

ческую модель вертолета включаются исходные программы расчета
характеристик винтов, осуществляющие интегрирование движения
каждой лопасти в реальном масштабе времени (рис. 2). Такой под-
ход позволяет снять практически все допущения, свойственные ис-
ходной модели вертолета на пилотажном стенде, и рассчитывать
динамику вертолета с учетом всей динамики несущего и рулевого
винтов.

Главными преимуществами новых моделей винтов являются сле-
дующие:

•	отказ от квазистатического подхода и предварительного расче-
та статических характеристик винтов;

•	отказ от теории эквивалентного ротора;

•	учет влияния всех параметров движения вертолета на силы и
моменты винтов;

•	точный учет влияния изменения частоты вращения винта, ус-
ловий окружающей атмосферы на все характеристики винтов;

•	отсутствие проблемы сходимости махового движения лопастей,
свойственной квазистатическому подходу, особенно на срывных
режимах;
•	расчет мгновенных нагрузок на систему управления вертолетом
и учет се упругости при моделировании динамики вертолета на всех
режимах полета;

•	оперативное исследование влияния аэродинамических, геомет-
рических и компоновочных характеристик лопастей винтов, систе-
мы управления вертолета на устойчивость, управляемость и балан-
сировку вертолета в реальном времени с участием летчика-операто-
ра, без продолжительных промежуточных расчетов статических
характеристик винтов;

•	возможность применять самые современные методы для расчетов
аэродинамики, прочности и устойчивости лопастей несущих и рулевых
винтов в реальном масштабе времени с участием летчика-оператора.

На первом этапе реализации нового принципа для математиче-
ской модели вертолета на пилотажном стенде была разработана но-
вая цифровая модель рулевого винта.

То, что первоначально был выбран рулевой винт, объясняется
следующими причинами

•	рулевой винт работает в значительно более широком диапазоне
режимов по углам установки лопастей и коэффициентам тяги винта,

•	частота вращения его выше, и требуется больше времени для рас-
чета одного шага по времени интегрирования движения вертолета;

•	исходная модель рулевого винта определяла только ею тягу и,
на более поздней модели, мощность;

•	отсутствовгтла программа расчета аэродинамических характери-
стик карданного винта, все характеристики рассчитывались по про
грамме для шарнирного винта.

Реализация новой модели рулевого винта на пилотажном стенде
подтвердила все предположения авторов и показала хорошие ре-
зультаты при моделировании динамики полета вертолета. Новая
цифровая модель рулевою винта на пилотажном стенде позволила
уточнить метод расчета рулевого винта в составе пилотажного стен-
да и существенно расширить область исследуемых режимов полета
вертолета и параметров рулевого винта.

После всесторонней проверки и сопоставления результатов мо-
делирования динамики вертолета Mh-8V?xD сданными летных ис-
пытаний на пилотажном стенде была реализована модель несущего
винта, основанная на тех же принципах.

Расчетные модели винтов вертолета

При реализации новых моделей несущею и рулевою винтов при-
менялись методики расчетов аэродинамических характеристик вер-
толетов, применяемые на МВЗ
Исходная программа расчета характеристик шарнирного винта
выполнялась по методике, принятой на МВЗ для расчета шарнир-
ных несущих винтов. Основы метода расчета таких винтов изложе-
ны в работе 121. Расчеты производятся для одной лопасти и ведутся
до сходимости махового движения на заданном режиме с опреде-
ленной точностью. Расчет винтов в реальном масштабе времени
можно проводить, только рассчитывая нагрузки и интегрируя дви-
жение каждой лопасти отдельно Так как большинство рулевых
винтов вертолетов марки Ми являются карданными, то для расчетов
махового движения лопастей рулевых винтов и нагрузок на них
была разработана программа расчета характеристик карданного
винта на основании теории, изложенной в 131.

Силы, крутящий и шарнирный моменты лопастей определяются
согласно методике, изложенной в [2], путем интегрирования погон-
ных аэродинамической и инерционных нагрузок в расчетных
сечениях лопастей.

Интегрирование движения карданною винта выполнялось моди-
фицированным метолом Эйлера второго порядка [4] непрерывно в те-
чение всего времени "полета" на пилотажном стенде. Поэтому все рас-
четные характеристики винтов, определяемые по новой модели, явля-
ются мгновенными значениями в данный расчетный момент времени.

Расчет средних индуктивных скоростей на винтах определяется
по импульсной теории с учетом зоны вихревою кольца, определен-
ной на основе экспериментальных исследований ЦАГИ. Алгоритм
расчета изложен в работе [5]. Расчет распределения индуктивных
скоростей по радиусу и азимуту винта производится по дисковой
вихревой теории [6], разработанной на основе формул, полученных
Манглером, Сквайром и Баскиным [7]. Аэродинамические характе-
ристики профилей, применяемые в расчетах, определены на основе
экспериментов ЦАГИ по испытаниям профилированного крыла в
АДТ Характеристики профилей получены в диапазоне чисел Маха
0,3 < М < 0,9 и углов атаки -7° < а < 20°.

Одной из проблем создания новой модели винта па пилотажном
стенде является достижение времени расчета нагрузок на винте в
пределах допустимого для обеспечения интегрирования движения
вертолета в реальном масштабе времени. Особенно это принципи-
ально для расчета рулевою винта, у которою частота вращения в
5. .6 раз превышает частоту вращения несущего винта. Например,
для вертолста Ми-8 соотношение угловых скоростей несущего и ру-
левою вингов составляет 1:5,6. В исходной программе расчета лет-
но-технических характеристик вертолста интегрирование махового
движения лопастей винтов до его установления производится в те-
чение 2 . 3 оборотов винта па умеренных режимах полета и до
30...40 оборотов винта на режимах полета, близких к критическим и
срывггым Это требует относительно большого времени для расчета
установившегося режима, например для подготовки данных для
сеточной модели винтов.

Для новой модели винтов на пилотажном стенде авторами пред-
лагается применить совершенно другой принцип. Расчет винта на
одном шаге интегрирования производится одновременно для всех
его лопастей, без ожидания установившегося махового движения
Это позволяет приблизить моделирование динамики вертолета на
пилотажном стенде к реальным условиям полета и существенно со-
кратить расчетное время ио определению натрузок и махового
движения рулевого винта.

При расчетах установившихся режимов интегрирование махово-
го движения лопастей производится с шагом по азимуту, равным
10. .12°. Из исследований размера шага интегрирования, представ-
ленных в 18J, следует, что для обеспечения хорошей точности расче-
тов махового движения лопастей достаточно иметь шаг интегриро-
вания не более 10°. Поэтому был применен следующий подход к ин-
тегрированию махового движения лопастей: на каждом шаге интег-
рирования движения вертолета внутренний шаг интегрирования
махового движения лопастей задавался таким образом, чтобы вели-
чина изменения азимута лопасти нс превышала 10°. Такой подход
позволил получить необходимую точность расчетов в реальном
масштабе времени.

Для несущего винта Ми-8, частота вращения которого составляет
20,4 1/с, шаг интегрирования движения лопастей винта (шаг по ази
муту не более 10и) практически совпадает со временем интегрирова-
ния движения вертолета и не требует специальных методик расчета.
На рис. 3 показан пример расчета махового движения лопастей во-
круг горизонтального и вертикального шарниров для несущего вин-
та вертолета Ми-8. Рассматривается режим полета со скоростью
145 км/ч, с нулевым начальным положением лопастей. Из представ-
ленных графиков видно, что время установления махового движе-
ния лопастей в плоскости вращения значительно больше, чем дгтя
плоскости взмаха.

Другим образом обстоят дела с рулевым винтом. Здесь изменение
азимута на 10° составляет 1/6 часть от времени интегрирования дви-
жения вертолета. Поэтому расчет рулевого винта осуществляется с
интервалом времени 1/6 от времени интегрирования движения вер-
толета Примером такого подхода могут быть графики для рулевого
винта вертолета Ми-8, представленные на рис. 4. Здесь представлен
переходный режим по маховому движению лопастей карданного ру-
левого винта, полученный на пилотажном стенде. Показано соог гго-
Рис. 3. Переходный режим лопасти несущего винта вертолета Ми-8. Горизонтальный
полет

4,5

4,0

3,5

3.0

2,5

2,0

1,5

1,0

0,5
0

-0.5

-1,0

0,05370 0.10740 0,16110 0,21480 0,26850 0.32220

Время, с

Рис. 4. Переходный режим лопасти рулевого винта вертолета Ми-8. Режим висения,
без киля
шсние между шагом интегрирования движения вертолста и шагом
интегрирования махового движения лопасти рулевого винта.

Пилотажный стенд ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля"

Разработанные новые модели несущего и рулевого винтов были
включены в математическую модель вертолета, реализованную на
пилотажном стенде. Пилотажный стенд был создан на МВЗ в 1965 г.
в отделе аэродинамики по инициативе А.С. Бравермана и с тех пор
широко используется для исследования динамических характери-
стик вертолетов, различных маневров, аварийных ситуаций и реше-
ния проблем, связанных с сертификацией вертолетов. Большой
вклад в техническое развитие пилотажного стенда и разработку ма-
тематических моделей вертолетов на нем внесли А.С. Браверман,
А.П. Вайнтруб, О.Л. Черток и другие специалисты МВЗ.

Условно пилотажный стенд МВЗ можно представить в виде трех
главных компонентов:

•	подвижная кабина летчика-оператора, моделирующая кабину
вертолета с управлением и приборами;

•	математическая модель вертолета;

•	вычислительный комплекс, включающий необходимое элек-
тронное оборудование.

Укрупненная блок-схема пилотажного стенда представлена на
рис. 5,

Одной из составляющих пилотажного стенда является подвиж-
ная кабина летчика-оператора, моделирующая кабину вертолета с
управлением и приборами. Управление моделью вертолета осущест-
вляется с помощью стандартного поста управления, примененного
от серийно выпускаемого вертолета и содержащего все органы
управления, необходимые для пилотирования вертолета и управле-
ния его силовой установкой. Кабина также оборудована основными
приборами, имеющимися на борту реального вертолета. Кабина ос-
нащена гидравлической системой, позволяющей сделать ее подвиж-
ной и имитировать угловое движение вертолета по всем трем осям,
связанным с вертолетом. Функционирование подвижной кабины и

Рис. 5. Схема пилотаж-
ного стенда
обеспечение исследований по динамике вертолета осуществляется
с помощью вычислительного комплекса.

Вычислительный комплекс пилотажного стенда является слож-
ным объединением электронных устройств. Его назначение — обес-
печение функционирования системы управления, визуализация
приборов контроля, обеспечение внекабинной визуализации и про-
ведение вычислений параметров движения вертолета в процессе мо-
делирования. Вычислительный комплекс постоянно совершенство-
вался, переходя от чисто аналоговых ЭВМ к чисто цифровым ЭВМ.

Первоначально вычислительный комплекс состоял целиком из
аналоговых электронных машин (рис. 6). Основная задача по моде-
лированию динамики вертолета осуществлялась на аналоговой ма-
шине МН-17, а управление всем комплексом выполнялось на элек-
тронной машине ЭМУ-10. На вычислительном комплексе этого со-
става математическая модель вертолета моделировалась полностью
на аналоговых звеньях. Осуществить достаточно точную математи-
ческую модель на нем было весьма сложно. Большая заслуга в этом
принадлежит А.П. Вайнтрубу, который на аналоговом комплексе
сумел достаточно точно смоделировать отдельные аэродинамиче-
ские и динамические характеристики вертолета, рассчитанные на
цифровых ЭВМ [1].

Дальнейшее совершенствование вычислительной техники приве-
ло к появлению в составе вычислительного комплекса цифровых
ЭВМ. Это не только повысило вычислительные способности ком-
плекса и позволило принципиально расширить круг задач по иссле-
дованию динамики вертолета, но также и усложнило состав обору-
дования вычислительного комплекса. Аналого-цифровой вычисли-
тельный комплекс пилотажного стенда МВЗ им. М.Л. Миля перво-
начально состоял из аналоговой машины МН-17 и цифровой ЭВМ
М-220. Связь этих машин осуществлялась с помощью цифро-анало-
гового и аналого-цифрового преобразователя (ЦАП-АЦП) УПС.
Появление аналого-цифрового комплекса поставило новые задачи
по разработке цифровой математической модели вертолета с опре-
деленными свойствами и ее сопряжения с анатоговой частью ком-
плекса. В разработку и отладку функционирования аналою-вычис-
лительного комплекса большой вклад внесли О .Л. Черток,
Ю И Пишулин и Е.Д. Сафронов. Были разработаны соответствую-
щие программы расчета, проведено согласование математического
обеспечения и вычислительного комплекса, а также проведены ме-
тодические исследования по моделированию характеристик верто-
лета в реальном масштабе времени

Дальнейшее совершенствование вычислительною комплекса
привело к появлению в его составе более мощных вычислительных
машин, как аналоговых (АВК-32), так и цифровых (СМ-1420). Это
позволило еще более расширить возможности по моделированию
динамики вертолета.

Следующий этап модернизации вычислительного комплекса пи-
лотажного стенда заключался в замене морально устаревших циф-
ровых машин СМ-1420 на персональные ЭВМ на базе персонально-
го компьютера IBM-386. Эта работа была выполнена по предложе-
нию главного конструктора А.Н Иванова с целью разработки и соз-
дания математической модели вертолета Ми-38.

Значительный прогресс в производстве персональных компьюте-
ров, резкий рост их быстродействия и увеличение объема оператив-
ной и долговременной памяти открыли новые возможности для ис-
следований динамики вертолета на пилотажном стенде. По инициа-
тиве начальника секюра моделирования О.Л. Чертока была произ-
ведена модернизация аналого-цифрового комплекса путем уста-
новки ПЭВК на базе процессора IBM РЗ-650 и устройства преобра-
зования ЦАП-АЦП >ВВ. Такая модернизация открыла принципи-
ально новые возможности по совершенствованию математической
модели вертолета на пилотажном стенде.

В настоящее время для исследовании динамики вертолета на пи-
лотажном стенде используется разработанная авторами статьи мо-
дель несущего винта, описанная в работе [6], и рулевого винта, опи-
санная в |9, 3] Интегрирование движения вертолета производится
на основании уравнении его движения как материальной точки,
представленных в работе [ 1 ]
s

X
c

и

a
c
о
5

X= w

a
n>
co
О

О
to
S
X

о
0

co
2
s

S

oa

о

Ы

291

5

2
со

X

3 X

о

X

X
s

ш H
о I»
to “

s



о
X
x

x
s

2
о

CO

X
P

□
X

2
co
H

X

Co
CO

X
10
X
X

sc

co

—

0

X

го

2

о
X
Co

o>

<T>
X
X

2
о
X

X
о

X
о
Хс

s
a
s

О «<
о> о
0 н
со СО

X
CO

X
0
о
X

о
x

X
X
X
co

X

§
X

X

о
o>
x
о
2
CO
о

X
ГС
0
co
н
X

ё
to
X

X

X
о

2

X
tr
6

о

3

X
о
2
X
Со
го
X
о
со

X
X

о

2
о

ia
X

о
и
СО
X
X
3

X

о

2

О)

о

X
со

X

X

X

X
с
3

X
о
2
X
Со

7s

X СО

СО
X

X

X
X

со

о

о со Д S

X

2
со

X

X

о
га
о
to
го
X

2

ч
X

о
о
н
со

с»

X

СО
X
ё
с

3
I
to

о и

Х‘

со

о

со

2

X
о
3

о
X

X

5

X
о
2

о

X

X
Со
о

X
о
и

о

СО
to
со

СО

во
о
X:

Со
X

X

и
о
ХС

to

о

со

X

р?

^-8

2?

X
о
io
X

со
со

о
01
о

X
о

X

а

Рис. 7. Схема современного пилотажного стенда ОАО "МВЗ им. МЛ. Миля"

йля	Математическая модель динамики вертолета
Начиная с 2006 г. па ОАО "МВЗ им М.Л. Миля" по инициативе
В.А. Ивчина начались работы по внекабинной визуализации на пи-
лотажном стенде. Инженером А. Евдокимовым был разработан це-
лый комплекс программ по визуализации внекабинной обстановки,
который был включен в пилотажный стенд. Эта работа позволила
существенно облегчить решение отдельных задач динамики верто-
лета, таких как посадка на приподнятую платформу, посадки с ре-
жима самоврашсния несущего винта и т.д.

Особенностью сочетания системы визуализации с математиче-
ской моделью вертолета является введение нового канала обмена
информацией посредством локальной сети. До этого момента об-
мен информацией между элементами пилотажною комплекса про-
изводился через СОМ-иорты с использованием протокола RS232.
Схема новой модели представлена па рис. 7 Основой модели явля-
ются математические модели несущего и рулевого винтов и матема-
тическая модель силовой установки вертолета.

Применение сетевого обмена по протоколу UDP-IP позволило
существенно повысить скорость обмена информацией между мате-
матической моделью вертолета и системой визуализации, которая
не только получает информацию от математической модели верто-
лета, но и обеспечивает необходимые данные для работы радиовы-
сотомера и расчета расстояния между каждым колесом шасси верто-
лета, включая хвостовую опору, для обеспечения моделирования
посадки вертолета на площадку любой конфигурации. В настоящее
время планируется переход на единый канал обмена информацией
между элементами пилотажною комплекса

Некоторые результаты моделирования динамики
вертолета на пилотажном стенде

Разработанные алгоритмы и программы моделирования динами-
ки винтов на основе изложенных выше принципов были включены
в математическую модель вертолета и прошли различные этапы тес-
тирования и сопоставления с экспериментальными данными и дан-
ными летных испытаний. Ниже представлены некоторые результа-
ты моделирования как установившихся статических режимов, так и
различных неустановившихся режимов полета.

На рис. 8 представлена зависимость коэффициента тяги от шага
рулевого винта. Характеристики представлены в сравнении с исход-
ном моделью винта и с аналогичными зависимостями, полученны-
ми в экспериментальных исследованиях изолированного рулевою
винта вертолета Ми-8. Из сравнения можно сделать вывод, что ре-
зультаты расчетов но новой программе характеристик рулевою вин-
Рис. S. Коэффициент
тяги рулевого винта

та существенно ближе к экспериментальным данным, особенно в
области отрицательных углов общего шага. Аналогичные результа-
ты были получены и для крутящего момента рулевого винта.
Экспериментальные материалы для рулевого винта были получены
на винтовом стенде МВЗ им. М.Л. Миля [11].

Одной из особенностей новых моделей несущего и рулевого вин-
тов является возможность моделировать нагрузки в системе управ-
ления вертолетом. В частности, на рис. 9 показано изменение уси-
лий на штоке управления рулевым винтом. Из графиков видно, что
при изменении шага винта в рассмотренном диапазоне углов уста-
новки, усилия на штоке меняются в диапазоне -1500 кге < Ршт <
< +300 кге. На этом же рисунке точками показаны эксперименталь-
ные данные, полученные в летных испытаниях вертолета Ми-8МТ
на режиме висения. В летных испытаниях замерялся шарнирный

Рис. 9. Нагрузки на
штоке рулевого винта
Рис. 10. Упругая де-
формация проводки
путевого управления
вертолета Ми-8МТ

момент одной лопасти, который позволил вычислить усилие на
штоке управления шагом рулевого винта. Из сравнения графиков
можно сделать вывод, что результаты расчетов усилия на штоке
управления хорошо сходятся с данными летных испытаний.

Пропорционально нагрузкам на штоке путевого управления ме-
няется и деформация системы управления. Поэтому, определив
шарнирные моменты лопасти по новой модели рулевого винта,
можно учесть упругость системы путевого управления и уточнить
путевую балансировку вертолета.

На рис. 10 представлены сравнительные графики упругой дефор-
мации путевого управления, полученные из летных испытаний и
моделированием на пилотажном стенде. Из графиков видно, что в
рассматриваемых условиях вертолет Ми-8 с полетной массой
13 000 кг может иметь упругую деформацию путевого управления на
режиме висения около 0,6°. По результатам моделирования эта ве-
личина составляет 0,5°. На режиме горизонтального полета отличие
между летными испытаниями и результатами моделирования не
превышает 0,2°...0,3°.

На рис. 11 представлены балансировочные зависимости вертоле-
та Ми-8 по путевому каналу, полученные на пилотажном стенде и в
летных испытаниях. Видно, что обеспечена удовлетворительная
сходимость между моделированием и летными испытаниями. Пара-
метрическое моделирование на пилотажном стенде показало, что
путевая балансировка вертолета существенно зависит от угла сколь-
жения, который при проведении летных испытаний не замерялся.
Моделирование производилось при условии отсутствия скольже-
ния. Этим объясняется разница между моделированием и летными
испытаниями.

Для несущего винта было проведено большое число сопоставле-
ний с данными летных испытаний вертолетов Ми-8, Ми-28, Ми-38.
Рис. 11. Путевая ба-
лансировка вертолета
Ми-8МТ по скорости
полета

Были получены хорошие соответствия данных моделирования с
летными данными.

Особый интерес представляет моделирование махового движе-
ния лопастей несущего винта при выполнении маневров. На рис. 12
представлены материалы по исследованию махового движения ло-
пастей несущего винта на вертолете Ми-28. Был рассмотрен режим
"горка", выполненный в летных испытаниях с вертикальной пере-
грузкой пу = 1,9 на скорости ввода Кнр вв = 260 км/ч.

Из графиков видно, что получено хорошее соответствие резуль-
татов моделирования с данными летных испытаний не только для
махового движения в плоскости тяги, но также и в плоскости вра-
щения.

Рис. 12. Годограф конуса рулевого винта в присутствии киля. Режим висения
Рис. 13. Маховое движение лопастей несущего винта вертолета Ми-28 на маневре

Применение нового метода моделирования, в частности характе-
ристик рулевого винта, позволило не только получить новые данные
при исследовании на пилотажном стенде, но и рассчитывать взаимо-
влияние киля и рулевого винта. Для этого был использован метод,
разработанный автором данной статьи [9]. При использовании этого
метода на пилотажном стенде было получено маховое движение ло-
пастей рулевого винта в присутствии киля на режиме висения.

На рис. 13 представлены графики наклона конуса карданного руле-
вого винта в продольном и поперечном направлениях на режиме висе-
ния, а также годограф движения оси конуса винта. Из графиков видно,
что применение нового подхода к моделированию рулевого винта по-
зволяет добиться большей адекватности математической модели верто-
лета на пилотажном стенде или тренажере с натурным вертолетом.

По разработанной математической модели вертолета были вы-
полнены моделирования махового движения лопастей несущего
винта для проектируемого вертолета Ми-54 с целью выбора конст-
руктивных параметров и разработки технического задания на втулку
несущего винта. В работе [12] представлены результаты проведен-
ных исследований.

На основе разработанных моделей винтов были выполнены ис-
следования взлетно-посадочных характеристик вертолета Ми-28, в
том числе и с отказавшими двигателями, для исследования влияния
параметров режима (полетной массы вертолета, температуры и
барометрической высоты) на ВПХ вертолета.

Выводы

1.	Разработаны новые математические модели несущего и кар-
данного рулевого винта для исследований динамических характери-
стик летательного аппарата на пилотажном стенде при различных
условиях полета.
2.	Проведенные методические исследования показали рабою-
снособнос1ь новых моделей винта па пилотажном стенде в реаль-
ном масштабе времени.

3	Реализация новых моделей позволила учесть влияние всех па-
раметров движения вертолета на характеристики несущего и руле-
вого винтов, отказаться от квазистатичсского подхода и теории эк-
вивалентного ротора при моделировании динамики вертолета.

4.	Новая математическая модель рулевого винта нс требует пред-
варительного расчета и аппроксимации аэродинамических харакге
ристик винтов, что существенно сокращает время подготовки ис-
ходных данных, повышает точность решения и расширяет круг ре-
шаемых задач.

5.	Проведенные сравнения результатов моделирования с данны-
ми летных испытаний показали хорошую сходимость и подтвердили
высокую эффективность новых моделей несущего и рулевою вин-
тов.

Список литературы

1	. Браверман А.С., Вайптруб Л.П. Динамика вертолета М : Машиностроение,
1988.

2	Вертолеты. Т. 1 / М.Л. Миль и др. М.: Машиностроение, 1966.

3	. Ивчнн В.А., Чертой О.Л. Разработка математической модели рулевою винта
для исследований па пилотажном стенде динамических характеристик вертолетов
при различных условиях полета // Труды 7 форума Российского вертолетного об-
щества. М РосВО, 2006.

4	Мак-Кракен Д., Дорн У. Численные методы и программирование на ФОР
ТРЛНе. М.: Мир, 1977

5	Ивчнн В. Л., Тябрисова II.У. Математическое моделирование индуктивных
скоростей при положительных углах атаки несущего винта и расчет границы вих-
ревого кольца // Сборник трудов МВЗ. № 13. 1997

6	. Ивчнн В.Л., Браверман Л.С. Моделирование вертолета. Технический отчет
МВЗ 1987.

7	. Теория несущего винта /под ред. Л.К. Мартынова. М Машиностроение,
1973.

8	Вертолеты. Т. 2 / М.Л. Миль и др М : Машиностроение, 19Ь7.

9	Ивчнн В.Л. Метод расчета характеристик рулевого винта в присутствии киля
на режиме висения // Научный вестник МГТУ ГА Вып № 11< ФЛ Воздушного
транспорта. 2007

10	. Отчет № 08-99 по результатам наземных и летных испытаний вертолета
Ми-17 с комплектом лопастей НВ из ПКМ вертолета Ми-38 МВЗ. 2002.

II	Грингауз М.А., Ивчнн В.Л. Экспериментальное исследование взаимовлия-
ния киля и хвостового винта на режиме висения на натурном аэродинамическом
стенде // Труды 7 форума Российского вертолетного общества. М.: РосВО, 2006

12	Соловьев Н.Л., Черток О.Д., Ивчнн ВЛ. Исследования махового движения
лопастей несущею винта на пилотажном стенде при выполнении маневренных ре-
жимов // Труды 7 форума Российского вертолетного общества. М РосВО, 2006.
ИНТЕГРАЦИЯ СИСТЕМЫ SIMULINK
С МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛЬЮ ВЕРТОЛЕТА
И ПРОВЕДЕНИЕ ИССЛЕДОВАНИЙ
С ЦЕЛЬЮ РАЗРАБОТКИ АЛГОРИТМОВ САУ
ВЕРТОЛЕТА Ми-172

С.10. Есаулов, Л.II. Вайнтруб, Т.В. Ивакова

Для моделирования динамики вертолета с системой автоматиче-
ского управления очень удобным инструментом является пакет
программ Simulink, в котором достаточно просто и наглядно
выполняется математическое описание всех элементов механиче-
ской системы управления вертолета, рулевых приводов и системы
автоматического управления, включая самые сложные и нелиней-
ные звенья

Математическое представление вертолета как объекта управле-
ния также достаточно просто осуществляется в пакте Simulink с по-
мощью системы линейных дифференциальных уравнений, которы-
ми описывается движение вертолета на установившихся режимах
полета. Такой математический аппарат достаточно часто использу-
ется для оперативного решения задач, связанных с отработкой раз-
личных систем автоматического управления (САУ) вертолета. Одна-
ко, в тех случаях, когда требуется исследование динамики вертолета
с САУ на переходных или неустановившихся режимах полета, на-
пример, при районах, торможениях, наборе высоты или снижении,
описание вертолета системой линейных уравнений, очевидно, не-
применимо. В этих случаях необходимо пользоваться достаточно
сложной математической моделью вертолета в виде программы,
написанной на языке Fortran. Описание на том же языке элементов
САУ представляет собой весьма трудоемкую задачу, поэтому опти-
мальным подходом в данном случае является включение в систему
Simulink Fortran-модели вертолета.

Данная работа, выполненная в 2006 г., посвящена интеграции
системы Simulink с Fortran-моделыо вертолета, разработанной ранее
на Московском вертолетном заводе им. М.Л. Миля, и использова-
нию полученного протраммного комплекса для создания и отработ-
ки алгоритмов САУ. обеспечивающей выполнение полностью авто
магических поисково-спасательных режимов полета вертолета
Ми-172.
Интеграция системы Simulink
с Fortran-моделью вертолета

Пакет Simulink предусматривает возможность включения в его
состав блоков (тех file), созданных пользователем самостоятельно
на языках программирования высокого уровня, в том числе и на
языке Fortran (программа, описывающая динамику вертолета, была
написана на языке Compaq Visual Fortran). Для взаимодействия с
пакетом Simulink программа расчета балансировки и движения
вертолета в связанной системе координат была преобразована в
S-функцию второго уровня с параметрами.

В качестве параметров объекта задаются начальные скорость
14Л, [км/ч] и геометрическая высота И [м], остальные исходные дан-
ные по вертолету инициализируются при запуске функцией
MDLJSTART. Входами S-функции (рис. 1) являются: общий шаг
Фош [градус], продольное отклонение автомата перекоса к [градус],
шаг рулевго винта <рРВ [градус], поперечное отклонение автомата
перекоса г] [градус].

Выходы: скорости в земной системе координат Vxs [км/ч],
Vyg [м/с],	[м/с]; угловые скорости тангажа, крена и рыскания в

связанной системе координат сог, сох, [градус/с]; углы тангажа,
крена и рыскания и, у, ц/ [градус]; производная продольной скоро-
сти Fxdot [м/с/с]; текущая высота h [м].

Значения углов тангажа, крена, рыскания (или скольжения), от-
клонения органов управления в нулевой момент времени определя-
ются из расчета балансировки. Входные и выходные сигналы пере-

Рис. 1. Входы и выходы S-функции

Входы		Выходы
фош	S-Function  Модель движения вертолета	
		г  h
к		
		
		V
П		*
		Vxdol t
		
Фрв		
		:
		У	„
		V	>
		
Цикл
моделирова-
ния

Рис. 2. Структура S-функции программы динамики

даются из Simulink в модель вертолета (и обратно) как разница меж-
ду текущим и балансировочным значениями.

Структура S-функции программы динамики показана на рис. 2.
Для синхронизации текущего времени модели при передаче в
Fortran-программу используется функция ssGetT(S).
Методика моделирования движения вертолета

Система координат. Моделирование движения вертолета выполня-
ется в связанной системе координат. Силы и моменты несущего вин
та определяются в левой полусвязанной системе с началом в центре
втулки несущею вита. При полете вертолета со скольжением свя-
занная система координат повернута на угол |3Н ([3,, - arctg ( Иг/Ух)).

При определении сил и моментов несущего винта и планера вер-
толета также принята левая система координат. Положение центра
масс вертолета (начало связанной системы координат) относитель-
но полусвязанной системы характеризуется центровкой вертолета
(положительные значения центровки: центр масс вертолета распо-
ложен впереди и слева от вала несущего винта и ниже ею втулки).

Уравнения движения вертолета принимались в виде:

in(dVx /dt - со.И7 + со,.К) - Д -Gsinv;

т ( dVy / dt + и, И, - го, К. ) = Ry - Geos и cosy;

т (dV,Jdt + го,. И, -го ) = R. + G cos и sin у;

d<^ldt = MJ Jt\
dax/dt=(Mx + MyJxylJy )/(Л -Лу/JyY,
d^yldi=(My + MxJxy/Jx)/(Jy -J*y/Jx).

Частота вращения несущего вита в данной работе принималась
постоянной.

В уравнениях обозначено: 17х,	- составляющие скорости по

осям связанной системы; G — вес вертолета; Л. Л, - моменты
инерции вертолета; Rx, Ry, Rz, Мх, Mv, Mz — силы и моменты, дейст-
вующие на вертолет.

Линейные и угловые скорости вертолета в связанных осях опре-
делялись путем интегрирования данных уравнений. Углы тангажа,
крена и рыскания находились путем интегрирования выражений

du/ dt - CfL cos у + соЛ sin у;

d\\t/dt - (to, cosy - ro. sin у)/ cos и;

dy/dt = ror.
Для пересчета скоростей полета из связанной системы координат
в земную использовались зависимости

= И, cos\y coso - И cosy sin о cosy + siny siny +

+ И. sin о coso siny + И, siny cosy;

К' = V. sin о + V cosy coso - V. siny coso;

=-Vx siny coso + V cosy siny + Vy sin о siny cosy +

+ Уг cosy cosy - И. sin о siny siny;

= y;.g + и/;

= v:s + jk ,

где Bz, И7,, И<, — составляющие скорости ветра

Силы и моменты, действующие на вертолет. Учитывались силы
и моменты создаваемые несущим и рулевым винтами, фюзеляжем,
стабилизатором, килем. Учитывались также влияние близости зем-
ли на подъемную силу вертолета, потеря подъемной силы и из-за
обдува фюзеляжа индуктивным потоком, а также дополнительный
продольный момент, вызванный этим обдувом и перестройкой ма-
хового движения лопастей при переходе от режима осевого обтека-
ния на косое.

В качестве исходных данных для определения сил и моментов не-
сущего винта использовались аэродинамические характеристики
профилей лопасти, а также геометрические и массовые характери-
стики лопасти. Аэродинамические нагрузки вычислялись путем
численного интегрирования погонных нагрузок по радиусу и азиму-
ту ио классической теории несущего винта На малых скоростях по-
лета моделировался режим вихревого кольца"

При определении сил и моментов от рулевого винта, фюзеляжа,
стабилизатора и киля использовались аэродинамические характери-
стики профилей лопасти, геометрические и массовые характеристи-
ки лопасти рулевого винта, продувочные зависимости сил и момен-
тов на фюзеляже от углов атаки и скольжения в диапазоне углов ата-
ки ±90' и углов скольжения ±180°, зависимости силы и момента ста-
билизатора от угла его агаки с учетом скоса потока, продувочные за-
висимости силы и момента от киля от углов а1аки и скольжения
Использование полученного программного комплекса

Полученный в результате интеграции системы Simulink с Fortran-
моделью вертолета программный комплекс был использован для
создания и отработки алгоритмов САУ, обеспечивающей выполне-
ние полностью автоматических поисково-спасательных режимов
полета вертолета Ми-172.

Для разработки поисково-спасательного варианта вертолета
Ми-172 была использована существующая САУ с неизменяемой ча-
стью, в функции которой необходимо было добавить ряд специфи-
ческих для поисково-спасательного применения режимов полета.
Наиболее характерным из этих режимов является переход вертолета
от режима горизонтального полета со скоростью 110 км/ч на высоте
60 м с торможением и снижением к режиму висения на высоте 15 м.
Таким образом, задача состояла в разработке алгоритма изменяемой
части САУ, позволяющего реализовать данный режим при полно-
стью автоматическом управлении.

Существующая САУ вертолета включает в себя автопилот и тра-
екторные вычислители. Рулевые машины автопилота — последова-
тельного типа с ограниченным ходом по всем четырем каналам
управления. Для расширения диапазона автоматического управле-
ния используется система автотриммирования, в которую входят
триммерные электромеханизмы и контур автотриммирования,
включающий триммерный механизм при отклонениях последова-
тельной рулевой машины автопилота от нейтрали для ее центриро-
вания путем перемещения проводки управления через загрузочную
пружину. Блок Simulink, моделирующий рулевые приводы САУ, по-
казан на рис. 3.

Траекторные вычислители САУ имеют неизменяемую и изменяе-
мую части. Схема моделирования системы "Вертолет — САУ" с по-
мощью полученного программного комплекса показана на рис. 4.
Рис. 4. Схема моделирования системы "Вертолет — САУ"

Блоки Subsystem 7, 2 и 3 представляют собой неизменяемую часть
САУ и содержат в себе цепи, формирующие команды на торможе-
ние вертолета (через канал тангажа — Subsystem 7) и снижение (че-
рез канал общего шага — Subsystem 2), и цепь, формирующую ко-
манду на выдерживание нулевой поперечной составляющей путе-
вой скорости (через канал крена — Subsystem 5).

Блоки Subsystem 8, 9, Юм 11 представляют собой рулевые приво-
ды САУ соответственно по каналам тангажа, общего шага, крена и
рыскания, структура которых показана на рис. 3.

Блоки Subsystem 4, 5, 6 и 7 представляют собой изменяемую часть
САУ соответственно по каналам тангажа, общего шага, крена и рыс-
кания, структура и регулировочные параметры которых определя-
лись в процессе настоящего исследования. Структуры этих блоков и
их параметры, обеспечивавшие приемлемое качество выполнения
автоматических режимов, были определены следующим образом:

Subsystem 4:

К = к1 |изадб/Г + К2изад + К3юг

(К, =0,1; К2 =1,26; К3 = 1,68);

Subsystem 5:

Фив -К2 Фнвзад (К2 —1>2);
Subsystem 6:

Т] К । J у .од d t + К 2 У зад + К 3 С0х
(К, =0,2; К2 =1,26; К3 =-0,33);

Subsystem 7:

ФРВ =К] j \4dt +К2ЛТ +К3(оу
(К। =0,033; К2=1,6; К3=1,0).

Результаты моделирования перехода вертолета от режима гори-
зонтального полета со скоростью ПО км/ч на высоте 60 м с тормо-
жением и снижением к режиму висения на высоте 15 м приведены
на рис. 5...9 для штилевых условиях (Wx = 0) и для встречного ветра
Wx — 10 м/с. На рис. 5 и 6 показаны изменения составляющих ско-

Рис. 5. Изменение продольной составляющей скорости вертолета Vx в связанных осях

Рис. 6. Изменение вертикальной составляющей скорости полета Vyg в земных осях
Рис. 9 Отклонение управления общим шагом

рости вертолета в земных осях Vxg и Vys , на рис. 7 — изменение гео-
метрической высоты полета, на рис. 8 и 9 — отклонения соответст-
венно продольного управления к и управления обшим шагом несу-
щего винта фНВ.
МЕТОДИКА И НЕКОТОРЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ
ИССЛЕДОВАНИЯ ОСОБЕННОСТЕЙ
ХАРАКТЕРИСТИК ПОСАДОЧНОГО УДАРА
ВЕРТОЛЕТА С УЧЕТОМ СВОЙСТВ
ПОВЕРХНОСТИ ПОСАДОЧНОЙ ПЛОЩАДКИ

10.С. Александрин, В.II. Тимохин

Особенности взаимодействия шасси вертолета
с поверхностью посадочной площадки (ППП)

Рассматривается движение вертолета в вертикальной плоскости,
совпадающей с плоскостью симметрии вертолета. Предполагается,
что вертолет — абсолютно жесткое тело. Система внешних сил, дей-
ствующих на вертолет в воздухе в момент касания шасси ППП, при-
ведена к центру масс вертолета и определяется вектором

Одной из основных задач, которая рассматривается при анализе
посадочною удара, является задача поглощения и рассеивания
энергии движения вертолета и определения условий, при которых
этот процесс протекает при минимальных и приемлемых нагрузках,
действующих на вертолет. Решение таких задач предопределяет не-
обходимость анализа энергетического процесса, протекающего при
посадочном уларе, а это во многом формализует требования к по-
становке задач, предусмотренных для выполнения расчетных иссле-
дований. Начальные условия задачи, наличие учитываемых при ре-
шении задачи источников и стоков энергии должны быть строго
обоснованы

Величина энергии движения вертолета, которую необходимо по-
глотить и рассеять, определяется условиями посадочного удара в
момент касания шасси вертолета ППП Принято, что в начальный
момент посадочного удара вертолет имеет вертикальную Vy и про-
дольную К составляющие линейной скорости движения, угловая со.
скорость движения отсутствует. Вектор тяги несущего винта на-
правлен строго вверх и в процессе посадочного удара не меняется,
если нет специальных указаний. Другие внешние силы и моменты
отсутствуют. В процессе посадочного удара возникают силы взаи-
модействия шасси с ППП. Вектор F в начальный момент посадоч-
ного удара имеет вид

О

T-G

О

где Т — сила тяги винта; G — вес вертолета.

Вектор F в дальнейшем изменяется в связи с появлением сил
взаимодействия шасси с ППП.

В зависимости от направления движения центра масс вертолета
имеем:

•	один активный источник энергии при движении центра масс
вертолета вниз (кинетическая энергия вертолета увеличивается за
счет уменьшения потенциальной энергии);

•	один активный сток энергии при движении центра масс верто-
лета вверх (часть кинетической энергии вертолета переходит в
потенциальную).

На рис. 1 показаны два возможных положения стойки шасси
(обозначены цифрами 1 и 2, правая часть рисунка) через некоторое
время tj в зависимости от направления вращения вертолета.

Из рис. 1 видно, что центр тяжести вертолета и точка контакта
колеса с ППП переместились на различные расстояния (/cg 1^,
L'g ^kl)-

Рис. 1. Возможные положения стойки шасси вертолета при посадке
При движении вертолета на пикирование (положение 7) колесо
перемещается в продольном направлении на меньшее расстояние
по сравнению с перемещением центра тяжести вертолета. Казалось
бы (см. рис. 1), при движении вертолета в продольном направлении
сила Хк рассеивает часть энергии продольного направления движе-
ния вертолета при перемещении колеса на расстояние 1кХ и совер-
шает активную работу при вращении вертолета. Но совершать ак-
тивную работу сила Хк не может.

В положении 7 сила Ль выполняет еще и перераспределительную
функцию, которая заключается в том, что часть энергии продольно-
го направления движения переводится в энергию вращения верто-
лета и другие составляющие полной энергии.

При вращении вертолета на кабрирование (положение 2) колесо
переместится в продольном направлении на большее расстояние по
сравнению с перемещением центра тяжести вертолета. Момент от
силы Хк направлен в сторону, противоположную вращению верто-
лета, т.е. сила Хк рассеивает энергию, вращающую вертолет на каб-
рирование.

Развитие посадочного удара в соответствии с положением 7
(рис. 1) крайне негативно — создается тенденция к капотированию
вертолета. И, наоборот, развитие процесса посадочного удара в со-
ответствии с положением 2 позитивно, если вращение вертолета на
кабрирование будет осуществляться энергией движения вертолета
по вертикальному направлению. В этом случае сила Хк при угловом
движении вертолета на кабрирование играет роль эффективного
естественного демпфера.

На рис. 2 представлена система сил, которая действует на верто-
лет при посадочном ударе в постановке задачи FAR 29, 27.
Из всех действующих на вертолет сил только вертикальная сила
реакции передней стойки создает момент на кабрирование, поэтому
условие вращения вертолета на кабрирование при посадочном уларе
выглядит так:

YnLn>Y{> Ln + (XQ + %„)//.

Неравенство в процессе проектирования вертолета легко выпол-
няется.

Общие положения и расчетная модель

Нормативными документами предписывается приводить поса-
дочные характеристики к ровной сухой поверхности, а их демонст-
рация должна быть выполнена на подготовленную площадку. Оче-
видно, что эти условия определяют минимальный уровень требова-
ний к конструкции всрюлета в части обеспечения безопасности при
критических посадках. Критические — это вынужденные посадки,
которые, в общем случае, выполняются на неподготовленную пло-
щадку. Состояние площадки, в том числе и свойства грунта, суще-
ственно влияют на безопасность И то, в какой степени свойства
грунта учтены в конструкции вертолета, отражены при анализе вы-
нужденных посадок, во многом определяет уровень безопасности

В работе 11| рассмотрены некоторые из упомянутых выше вопро-
сов применительно к вертолету с полозковым типом шасси В част-
ности, в этой работе отмечено

'На процесс посадки существенным образом влияют динамиче-
ские свойства вертолета. Вопрос о динамических свойствах стано-
вится особенно важным, когда при взаимодействии шасси с поверх-
ностью посадочной площадки (ПИП) возникают силы трения. Если
при колесном шасси влияние сил трения можно практически пол-
ностью исключить, выполняя посадки без торможения колес, то
при полозковом шасси такой возможности нет".

На основе анализа взаимодействия полоза с поверхностью поса-
дочной площадки в 11] показано, что ".. силы трения полоза о ППП
могут влиять на процесс посадки либо негативно, либо позитивно.
При определенных параметрах компоновки и соответствующих им
жесткостных и амортизационных характеристиках шасси вертолет
может иметь такие динамические свойства, когда позитивное влия-
ние сил трения значительно, а посадки на площадки с большим тре-
нием не только нс опасны, но и предпочтительны"

В этой же работе рассмотрено влияние динамических свойств
вертолета на устойчивость его движения при посадочном ударе и
сделан вывод:

"Движение вертолета устойчиво, если его динамические свойства
таковы, что вне зависимости от начального значения угла тангажа в
диапазоне -5°...+5° вертолет в конце посадочного удара при отскоке
имеет положительный угол тангажа.

Движение вертолета неустойчиво, если при начальных значениях
угла тангажа в диапазоне -5°...+5° вертолет в конце посадочного
удара имеет отрицательный угол тангажа".

Для конкретной компоновки вертолета с полозковым шасси в 11]
проведены исследования посадочного удара с помощью специаль-
ных программных средств, созданных на МВЗ нм. М.Л. Миля. Уста-
новлено, что. "При посадочном ударе вертолет, имевший началь-
ный положительный угол тангажа, движется по углу тангажа на пи-
кирование, т.е. имеет устойчивую тенденцию к капотированию '.

Также сформулированы предложения по компоновке вертолета
из условии посадочного удара с целью уменьшения либо полного
исключения тенденцию к капотированию.

Использованные в |1] алгоритмы и соответствующие им про-
граммные средства базировались па ряде гипотез, ограничивавших
учет некоторых нелинейных параметров задачи, что позволяло про-
водить исследования в достаточно узкой области.

В настоящей работе представлены результаты исследований с
применением программных средств высокого уровня, позволяющих
исключить необходимость ввода гипотез, что существенно расши-
ряет область возможных исследовании. Возможны исследования ха-
рактеристик посадочного удара для вертолетов с колесным типом
шасси, учет свойств посадочной плошадки. Такие программные
средства позволяют проводить расчеты с учетом особенностей пове-
дения конструкции вертолста, формы и материала посадочной пло-
щадки, в том числе пластичности материала, учета возможности его
разрушения, В основу алгоритмов этих программ положен метол
конечных элементов

На рис. 3 представлена модель вертолета, которая использовалась
для исследований характеристик посадочного удара вертолета с ко-
лесным типом шасси.

Модель включает в себя конечно-элементные модели фюзеляжа,
шасси с демпфирующими свойствами амортизации, основных агре-
гатов с системой их крепления к фюзеляжу, в том числе и несущего
винта. Масса конструкции вертолета в расчетной модели распреде-
лена так, чтобы модель имела массу и массово-инерционные харак-
теристики, тождественные рассматриваемому обьекту. Поверхность
посадочной площадки и ее свойства моделировались либо твердым
телом, либо упругопластическим телом с использованием объемных
конечных элементов.

Как показано в [2], представленная расчетная модель позволяй)
исследовать основные проблемы прочности вертолста. Примени-
тельно к задаче исследования посадочного удара следует выделить
следующие:

•	назначение потребной работоемкости шасси;

•	исследование нагруженности шасси и вертолета;

•	оценку динамических свойств вертолета;

•	влияние динамики посадочного удара на нагруженность фюзе-
ляжа с учетом его упругости;

•	исследование процесса разрушения конструкции;

•	разработку рекомендаций летчику для выполнения вынужден-
ной посадки с учетом состояния посадочной площадки.

Применение расчетной модели в полноразмерном варианте
(рис. 3) требует больших временных затрат на вычислительный про-
цесс, поэтому в зависимости от целей исследований может исполь-
зоваться уменьшенная размерность расчетной модели.

Некоторые результаты исследований
процесса посадочного удара для вертолета
с полозковым типом шасси

Особенности расчетной модели. Для расчетных исследований ха-
рактеристик посадочного удара вертолета с полозковым типом шас-
си построена расчетная модель, представленная на рис. 4.

Конструкция самого вертолета абсолютно жесткая и симметрич-
ная относительно вертикальной плоскости. Масса вертолета сосре-
доточена в точке, которая расположена в центре тяжести вертолета
и имеет соответствующие натуре инерционные характеристики в
полном объеме.

Для всех составных частей конечно-элементной модели приме-
нены простые элементы с линейной аппроксимацией поля перемс-

Полоз

Рис. 4. Расчетная мод
посадок на грунт

щений внутри эле
толета расчеты пр

Рессоры модел)
стическим матери,
пустимым относит
тов подобраны в
влияние количестЕ
лениях на точност

Модель задней ]
нения расчетных 31
ми эксперимента,
ждение результате!
делировании этого

Модель передне
модели рессор пре
элементные аналог

Полоз в рассмаз
два варианта его мс
номерные элемент
Рис. 4. Расчетная модель для вертолета с полозковым типом шасси при исследовании
посадок на грунт

щений внутри элементов. Из условий симметрии конструкции вер-
толета расчеты проводились для половины расчетной модели.

Рессоры моделировались двумерными элементами с упругопла-
стическим материалом, с критерием разрушения по предельно до-
пустимым относительным удлинениям. Размеры конечных элемен-
тов подобраны в результате расчетов, в которых рассматривалось
влияние количества элементов в окружном и в продольном направ-
лениях на точность решения по напряжениям и перемещениям.

Модель задней рессоры проверена в упругой области путем срав-
нения расчетных значений напряжений и деформаций с результата-
ми эксперимента, выполненного в ЦАГИ. Установлено, что расхо-
ждение результатов при сбросе натурной рессоры и численном мо-
делировании этого сброса пренебрежимо мало.

Модель передней рессоры создана по аналогии с задней. В целом
модели рессор представляют собой достаточно хорошие конечно-
элементные аналоги натуры.

Полоз в рассматриваемом вертолете — трубчатый. Рассмотрено
два варианта его моделирования. В первом варианте применены од-
номерные элементы — элементы балки с эквивалентной жестко-
стыо. Второй вариант, с использованием двумерных элементов,
показан на рис. 4

Посадочная площадка рассматривалась также в двух вариантах.
Первый вариант — абсолютно жесткая площадка Во втором вариан-
те модель ППП — упругопластическая, с возможностью разруше-
ния. В этом варианте использовались объемные элементы На рис. 4
показана модель посадочной площадки при применении второго
варианта моделирования.

Взаимодействие полоза и площадки реализовывалось за счет
контактных сил, возникающих между полозом и площадкой, и сил
трения В проведенных исследованиях коэффициент трения варьи-
ровался от 0 до 0,8.

В качестве начальных условий для рассмат риваемых в работе ава-
рийных и вынужденных посадок вертолета принята некоторая на-
чальная скорость И) = {Их, И;.}. Большинство расчетов выполнено
для = 5 м/с, = -2,4 м/с. В центре масс приложена сосрелою-
ченная сила, имитирующая нормативную разгрузку от винта (за
исключением особо оговоренных случаев).

Влияние числа элементов по дуге на полозе с двумерными элемента-
ми. Проведен анализ влияния точности воспроизведения геометрии
полоза в окружном направлении на контактные усилия и, соответ-
ственно, на результаты расчета модели в целом Сопоставление ре-
зультатов проводилось по максимальному ускорению в центре масс
при варьировании числа элементов на половине периметра в ок-
ружном направлении N В результате расчетов установлено, что
максимальное ускорение в центре масс вертолета слабо зависит от
числа элементов В качестве критерия для выбора наиболее рацио-
нального значения параметра N было принято процессорное время
решения задачи в функции от А.

Показано, что наиболее рациональное значение N составляет
6. .7 (рис. 5).

Особенности способов моделирования полоза одно- и двумерными
элементами. Влияние способа моделирования полоза одно- или дву-
мерными конечными элементами исследовано специальными рас-
четами посадочного удара вертолета На рис. 6 показаны перемеще-
ния центра масс U в вертикальном направлении для этих двух спо-
собов моделирования при длине части полоза от его конца до зад-
ней рессоры L = 0,25 м.

Видно, что протекание процесса посадки для этих двух вариантов
начинает отличаться уже при первом посадочном ударе. Цикл ис-
следований, проведенный для выяснения причин этого расхожде-
ния, показал, что чрезвычайно трудно подобрать эквивалентную
жесткость балочных элементов при использовании одномерных
Рис. 5. Зависимость времени решения задачи от числа элементов по дуге полоза

элементов. Связано это с тем, что при относительно небольшой ве-
личине L/R (R — радиус полоза), которая использована в рассматри-
ваемом вертолете, значительный вклад в энергию деформаций
привносят сдвиги. Кроме того, при моделировании одномерными
элементами длина L включает в себя и зону перехода с рессоры на
полоз, что так же надо учитывать при назначении жесткостей. При
моделировании же двумерными элементами автоматически опре-
деляются все особенности передачи нагрузки по сечению полоза.

Таким образом, можно утверждать, что применение одномерных
элементов для моделирования полоза возможно, однако следует
тщательным образом подбирать эквивалентную изгибную и сдвиго-
вую жесткости этих элементов.

Влияние начального посадочного угла тангажа на характеристики
посадки. В [1] отмечено, что положительный начальный угол танга-
жа при скоростях посадки, указанных выше, создает предпосылки к
капотированию. В настоящей работе проведены исследования ус-
тойчивости движения вертолета при посадочном ударе с варьирова-
нием горизонтальной составляющей посадочной скорости (верти-
кальная составляющая постоянна, Vy = -2,4 м/с) и коэффициента
трения полоза о посадочную площадку.

На рис. 7 показаны области капотирования при посадке на абсо-
лютную жесткую поверхность. Из этого рисунка следует, что при
больших начальных углах тангажа (> 6°) допустимые горизонталь-
ные скорости малы и слабо зависят от коэффициента трения.
Рис. 6. Сравнение результатов для моделей с одно- и двумерным моделированием полоза

Начальный угол тангажа, градус

Рис. 7. Зависимости предельных по условиям капотирования продольных скоростей по-
садки от начального угла тангажа (зоны капотирования расположены выше соот-
ветствующих кривых)
С уменьшением угла тангажа становятся допустимыми и высокие
начальные горизонтальные скорости. Экстраполируя результаты
рис. 7 в область отрицательных углов тангажа, можно предполо-
жить, что отрицательные начальные углы тангажа могут быть даже
более предпочтительными.

Таким образом, высказанные в [1] положения о влиянии началь-
ного угла тангажа на тенденцию вертолета к капотированию под-
тверждаются этими исследованиями и дают основания для коррек-
тировки существующих методик аварийных и вынужденных поса-
док, которые предусматривают посадки с обязательными положи-
тельными углами (5...8°) тангажа.

Важно и то обстоятельство, что даже при большом трении суще-
ствует возможность осуществлять посадку без проблем, связанных с
капотированием, если выполнять посадку с минимальными поло-
жительными или даже с отрицательными начальными углами
тангажа.

Влияние разгрузки от винта. Расчетные исследования подтвержда-
ют двойственность действия разгрузки от винта. На участке посадки
от момента касания и вплоть до полного обжатия амортизирующих
устройств разгрузка играет положительную роль, поглощая часть
кинетической энергии вертикального движения вертолета. Но на
обратном ходу разгрузка от винта вкладывает в систему дополни-
тельную энергию и тем самым ухудшает условия для последующих
посадочных ударов. На рис. 8 показан характер перемещений цен-
тра масс модели в вертикальном направлении для двух случаев — с

Рис. 8. Перемещения центра масс вертолета в вертикальном направлении при двух ва-
риантах разгрузки. Начальный угол тангажа равен 5°
Рис. 9. Перемещения центра масс вертолета в продольном направлении при двух вари-
антах разгрузки

постоянной разгрузкой и с разгрузкой, которая снимается в момент
максимального обжатия рессор.

Верхняя кривая соответствует постоянной разгрузке, нижняя —
разгрузке в момент полного обжатия рессор.

На рис. 9 показаны зависимости перемещений центра масс в
продольном направлении (по оси ОХ) для этих же двух случаев. На-
чальный угол тангажа равен 5°.

Нижняя кривая на рис. 9 соответствует постоянной разгрузке.
Через 5 с после начала процесса вертолет продолжает двигаться в
продольном направлении с почти постоянной скоростью. Анализ
показал — развивается процесс капотирования.

Верхняя кривая получена при снятии разгрузки в момент полно-
го обжатия рессор. Уже через 2...3 с после начала посадки предель-
ная скорость практически равна нулю.

Этот результат физически просто объясняется. При постоянной
разгрузке на обратном ходу центра масс вертолета тяга винта вносит
в систему дополнительную энергию, которая и приводит к капоти-
рованию вертолета. Таким образом, тяга винта при аварийной или
вынужденной посадке является фактором, который может значи-
тельным образом повлиять на безопасность экипажа и пассажиров.

Посадка на грунт, на неподготовленную площадку. Особенности
геометрии шасси полозкового типа позволили предположить воз-
можность осуществления посадки на неподготовленную площадку,
даже типа пашни. Для подтверждения этой возможности проведены
Рис. 10. Расчетная модель для исследований посадки на "пашню"

расчеты с использованием в качестве материала посадочной пло-
щадки грунта.

В расчетах использована упругопластическая модель грунта, с
возможным разрушением. Согласно [3] пластические деформации в
грунте возникают при достижении предельного состояния:

о, = С + р tgcp ,
где о/ — интенсивность нормальных напряжений; С — сцепление
грунта; р — гидростатическое давление; ср — угол внутреннего тре-
ния.

Расчетным исследованиям, посвященным посадке на грунт,
предшествовала отработка ряда методических вопросов. Последую-
щие расчеты показали принципиальную возможность посадки на
неподготовленную площадку типа пашни. На рис. 10 показана рас-
четная схема модели "вертолет — пашня".

На рис. 11 приведен некоторый момент из процесса посадки вер-
толета на "пашню".

По этой модели проведена серия расчетов с варьированием на-
чального угла тангажа. Интересным результатом является отсутствие
капотирования даже при большом положительном начальном угле
тангажа (8°) — следствие большой энергоемкости податливого грунта.

Отработаны методика и подходы решения задач такого типа, ко-
торые позволяют с достаточной степенью достоверности проводить
Рис. 11. Характер деформирования грунта

исследования, результатом которых может явиться облик полозко-
вого типа шасси, способного реализовывать посадку на грунт
определенных прочностных свойств.

Расчетные исследования с колесным шасси

Для расчетных исследований с использованием колесного шасси
была построена модель на основе данных об одной из модификаций
вертолета Ми-8 (см. рис. 3). Модель имеет жесткостные и массово-
инерционные характеристики, близкие к характеристикам натур-
ного вертолета.

Одним из этапов работы в этом направлении являлась необходи-
мость отработки вопросов, связанных с раскруткой колес и враще-
нием винта.

Не останавливаясь на промежуточных результатах, можно отме-
тить, что используемые программные средства позволили решить
эти вопросы. На рис. 12 показано изменение окружных скоростей
двух точек на колесе основного шасси. Точки расположены на кон-
цах вертикального диаметра колеса. Начальная продольная ско-
рость вертолета Vx = 5 м/с.

В результате этой части работы на основе полной модели верто-
лста проведены расчетные исследования посадки вертолета на ко-
лесном шасси на абсолютно жесткую поверхность. Как и в случае
посадок с полозковым шасси, посадка вертолета на колесном шасси
Рис. 12. Раскрутка
колес основного
шасси

Окружная скорость, мм/с

1,25+004 "I

с заторможенными колесами (аналог трению на полозковом шасси)
на твердую сухую ППП может быть более безопасной.

Таким образом, можно констатировать:

•	отработана методика расчета посадочного удара вертолета при
полозковом и колесном типах шасси для случая аварийной или вы-
нужденной посадки. Методика основана на использовании расчет-
ных комплексов МКЭ высокого уровня;

•	проведены параметрические расчетные исследования посадоч-
ного удара вертолета на шасси полозкового типа при посадке на аб-
солютно жесткую площадку и на пластически податливый грунт с
возможным разрушением. Для шасси колесного типа посадка с за-
торможенными колесами увеличивает безопасность при аварийной
и вынужденной посадке;

•	результаты работы в целом позволяют сформулировать реко-
мендации как по методике выполнения аварийной или вынужден-
ной посадки, так и по компоновочным решениям при проекти-
ровании вертолета.

Список литературы

1.	Александрии Ю.С. Особенности проектирования и достоинства вертолетов с
шасси полозкового типа // ОАО "Московский вертолетный завод им. МЛ. Миля".
Материалы 5-го форума Российского вертолетного общества. М., 2002

2.	Александрии Ю.С., Буточников И.В. и др. Опыт использования современных
программных комплексов для анализа характеристик прочности вертолетных кон-
струкций // ОАО "Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля". Материалы 1-
го форума Российского вертолетного общества. М.: РосВО, 2006.

3.	Арипова Ф.М. Физико-механические свойства горных пород некоторых ме-
сторождений Средней Азии. Ташкент: Изд-во ФАН Узбекской ССР, 1977.
МЕТОДИКА РАСЧЕТНОЙ ОЦЕНКИ
НЕСУЩЕЙ СПОСОБНОСТИ ЭЛАСТОМЕРНЫХ
ПОДШИПНИКОВ ПРИ НАЛИЧИИ ДЕФЕКТОВ

IO.C. Александрин, В.И. Тимохин

Возрастающие требования к техническому уровню современных
верюлстов определяют широкое применение слоистых резино-
металлических конструкции (СРМК), а также заставляют ис-
кать пути их совершенствования Для этих конструкции характерны
относительно гонкие слои Анизотропия жесткостных свойств тон-
ких резиновых слоев, обусловленная стеснением деформаций, по-
зволяет им воспринимать значительные нормальные нагрузки, имея
при этом достаточно высокую податливость но отношению к сдви-
говым деформациям. При правильном подборе параметров СМРК с
успехом используются в качестве подшипников, предназначенных
для работы в условиях качателыюго движения с относительно ма-
лыми амплитудами при действии значительных осевых сил. Под-
шипники такого типа получили название эластомерных. Эласто-
мерные подшипники (ЭЛ) в настоящее время устанавливаются на
многих зарубежных вертолетах, широкое применение нашли они и
на вертолетах с маркой "Ми".

Внедрению эластомерных подшипников в практику МВЗ
им. М.Л. Миля предшествовал большой объем теоретических и экс-
периментальных работ, выполненных на МВЗ в 1980-х гг. Научные
результаты находили отражение в статьях, например, [1—3]. На ос-
нове этих результатов были построены определенные гипотезы, не-
которые упрощения, что позволило в достаточно короткие сроки
получить и прикладной результат в виде численно-аналитической
методики расчета ЭП, учитывающей весь спектр созданных к тому
времени конструктивных решений. Методика с достаточно высокой
степенью достоверности позволяет определять параметры жестко-
сти, нагруженное™ и ресурса резиновых слоев. Проведенные экс-
периментальные работы подтвердили справедливость идей, поло-
женных в основу разработки Практическим результатом всех этих
разработок явилось создание целой гаммы ЭП, используемых на
вертолетах семейства "Ми"

Опыт эксплуатации ЭП показал, что важным элементом их жиз-
недеятельности является способность длительной работы даже при
наличии дефектов, что позволяет применить к ним подход экс пл уа-
танин по состоянию. Однако определить изменение рабочих харак-
теристик при наличии дефектов, оценить опасность того или иного
дефекта с помощью существующих методик невозможно, а экспе-
риментальным путем — чрезвычайно сложно и дорого.

Развитие вычислительной техники и вычислительных методов,
прошедшее за последние десятилетия, позволяет перейти, в том
числе, и к таким задачам, как изучение влияния дефектов на слу-
жебные характеристики подшипников.

Расчетные исследования эластомерного подшипника

Программные средства, использованные при исследованиях. Разви
тис персональных компьютеров и появление универсальных про-
граммных средств создало новые возможности исследования пове-
дения конструкций, в том числе обладающих высокой степенью не-
линейности в поведении материалов и самих конструкций. Имею-
щийся на МВЗ опыт показал, что для решения задачи о влиянии де-
фектов на рабочие характеристики эластомерного подшипника
наилучшим образом подходит комплекс VCS.Dytran. Этот комплекс
рассматривает все процессы как динамические геометрически
и/или физически нелинейные и выполняет решение, используя яв-
ную схему интегрирования Опыт других исследователей (см., на-
пример, [4]) свидетельствует о преимуществах этого комплекса,
особенно при большой размерности задачи.

Привлекательной стороной этого комплекса является и то, что
требования, предъявляемые этим комплексом к параметрам сетки
конечных элементов модели, существенно более мягкие, чем в ком-
плексах, реализующих неявные схемы решения (например.
MSC.Marc). К тому же поставленная задача определения несущей
способности — задача, решение которой определяется во многом
интегральными характеристиками задачи (и математической моде-
ли). Кроме того, процесс потери устойчивости является динамиче-
ским. что дает дополнительные аргументы в пользу выбора Dytran в
качестве основного средства для решения поставленной задачи.
Итак, все исследования проведены с использованием комплекса
Dytran с нре/постпроцсссором Patran.

Выбор сетки конечных элементов Уравнения движения в ком-
плексе Dytran записываются в виде:

[М] {цп}+|С]-{И„}ч[Х] {U„}={F„},

где [Л/] — массовая матрица; - вектор ускорений; [С| — матрица
демпфирования; {И„} — вектор скоростей; | Х] — матрица жесткости;
{£/„} — вектор перемещений; {F„} — вектор узловой внешней
нафузки.
Индекс п означает, что соответствующие величины определяются
на шаге с номером п. После несложных преобразований имеем:

При формировании массовой матрицы как диагональной сис-
тема уравнений распадается на набор уравнений для каждой z-й
степени свободы:

{ani} = {F~'}/ М,.

Таким образом, в этом методе не приходится обращать матрицу
жесткости на каждом шаге, что и позволяет получить выигрыш во
времени в сравнении с неявной схемой, особенно на больших зада-
чах. К большим задачам вполне можно отнести рассматриваемые
нами модели эластомерных подшипников втулок несущих винтов
вертолетов. В более ранней [5] работе авторы ставили перед собой
цель получения оптимальной сетки конечных элементов. Опти-
мальной в том смысле, чтобы при минимальных затратах компью-
терного времени получить результат требуемой точности. На основе
результатов [5] и была сформирована базовая конечно-элементная
модель эластомерного подшипника втулки несущего винта вертоле-
та Ми-28 (рис. 1). Принимая гипотезу о том, что форма потери ус-
тойчивости имеет плоскость симметрии, и эта плоскость проходит
через некоторое центральное сечение подшипника, в расчете рас-
сматривается только половина подшипника с наложением на плос-
кости симметрии условий симметрии.

Представленная модель (модель идеального подшипника) была
рассчитана на действие сжимающей нагрузки. Нагрузка приклады-
валась в виде распределенной по верхней поверхности подшипника.
Нижняя поверхность подшипника закреплена по трем линейным
степеням свободы.

На рис. 2 показан вид подшипника при потере им устойчивости.
Полученное значение критической силы (примерно 70 тс) для этого

Рис. 1

Рис. 2
идеального подшипника было принято за условную единицу, и ре-
зультаты последующих расчетов нормировались по этому значению.

Расчетные исследования модели подшипника
с дефектами

Целью этого раздела является определение расчетным путем
влияния размеров дефектов на критическую нагрузку. В качестве
основы для создания семейства моделей с дефектами принята мо-
дель по рис. 1. В качестве дефекта рассматривались два возможных
варианта.

Первый вариант — в некоторой зоне произошло отслоение рези-
ны от металлической пластины. Взаимодействие резины и пласти-
ны в этой зоне рассматривалось по двум схемам. В первой схеме ре-
зина и пластина взаимодействуют только за счет нормальных сил
контакта. Во второй схеме кроме нормальных сил учитывались и
тангенциальные силы — силы трения между резиной и металли-
ческой пластиной.

Второй вариант — в дефектной зоне полностью отсутствует рези-
на, в контакт вступают две металлические пластины. Трение между
пластинами не учитывается, взаимодействие реализуется только за
счет контактных сил, ориентированных по нормали к поверхностям
контакта. На рис. 3 показана дефектная зона одной из таких моделей.

Всего было рассмотрено 9 вариантов моделей с дефектами. Во
всех моделях дефект располагался примерно на середине высоты
подшипника.

Расчетами показано, что наличие трения в дефектной зоне суще-
ственным образом увеличивает критическую нагрузку. Поэтому,
консервативно, ниже приводятся только результаты расчетов без
учета трения.

На рис. 4 показаны модель по
второму варианту (в дефектной
зоне отсутствует резина) и дефор-
мации этой модели подшипника
при потере устойчивости. Угол
раскрытия дефекта 90°, глубина
Н = 0,58Л.

Нагрузка потери устойчивости
в этом случае составила примерно
0,5 от несущей способности иде-
ального подшипника.

Однако на практике наиболь-
ший интерес может представлять

Рис. 3
информация о влиянии глубины дефекта Н (см. рис. 3) на несущую
способность при отслоении резины. На рис. 5 показаны результаты
расчетов влияния глубины дефекта на критическую нагрузку. Угол
раскрытия дефекта в этих расчетах был равен 90°. По оси абсцисс
отложена относительная глубина дефекта h — отношение глубины
дефекта Н к наружному радиусу подшипника R(h = Н / R). По оси
ординат — относительная критическая нагрузка — отношение
критических нагрузок подшипников с дефектом и идеального.

Влияние угла раскрытия дефекта на несущую способность пока-
зано на рис. 6. Кривые построены для двух относительных глубин
дефектов: h — 0,14 и h = 0,58.

Из рис. 5 и 6 следует, что при относительной глубине дефекта h =
= 0,14 и угле раскрытия дефекта в 90° потеря несущей способности
не так и велика — порядка 10 %. При увеличении глубины дефекта
критическая нагрузка резко снижается. Потеря несущей способ-
ности при относительной глубине дефекта h — 0,58 составляет
более 30 %.
Безусловно, полученные результаты дают только некоторый коли-
чественный ориентир для возможной отбраковки подшипников в про-
цессе эксплуатации. Особенно если учитывать тот факт, что реально
дефекты могут располагаться произвольным образом по периметру
подшипника. В этой связи интересен результат, полученный при рас-
чете подшипника с симметричным дефектом, с относительной глуби-
ной h — 0,58 и углом раскрытия дефекта в 90° каждого дефекта.

Критическая нагрузка в этом случае возросла по сравнению с не-
симметричным случаем (см. рис. 6) с 0,67 до 0,83. Результат понятен
— при несимметричном положении дефекта его наличие создает на-
чальное искривление, провоцирующее более раннюю потерю устойчи-
вости. В симметричном случае этого искривления нет, критическая
нагрузка возрастает. Казалось бы, что этот результат мог бы позволить
в практических случаях разрешать большие симметричные дефекты.
Однако проверка на устойчивость при наличии сжимающей силы и
маховом движении показала, что симметричный дефект создает пред-
посылки для существенно более ранней потери устойчивости.

Исследование влияния характеристик материала
резинового слоя на несущую способность
идеального подшипника

В реальных условиях малосерийного производства характеристи-
ки поставляемой для изготовления подшипников резины могут
иметь разброс. И важным практическим вопросом является, в ка-
ком диапазоне разброса характеристик резины можно рассчитывать
на надежную работу подшипника по критерию устойчивости. Для
оценки влияния характеристик резины на несущую способность
подшипника проведены расчеты с переменным модулем сдвига —
основной характеристикой, влияющей на устойчивость. Численные
исследования устойчивости эластомерных подшипников проведены
с использованием для резиновых слоев модели материала в виде за-
висимостей Муни-Ривлина. На рис. 7 показано влияние изменения
модуля сдвига на относительную устойчивость подшипника. За еди-
ницу принят модуль сдвига, соответствующий ТУ на поставку рези-
ны для рассматриваемого подшипника. По оси ординат — относи-
тельная критическая сила.

Из рис. 7 следует, что связь между модулем сдвига и критической
нагрузкой можно считать близкой к линейной, что не противоречит
теории.

В рамках этой же части работы - определения влияния модуля
сдвига резины на критическую нагрузку — проведен расчет подшип-
ника с использованием резины с двумя модулями сдвига в одной и
той же модели подшипника. В верхней части подшипника, пример-
но до половины высоты подшипника, — резина с модулем сдвига по
ТУ. В нижней части — более жесткая резина, с модулем сдвига на
30 % большим, чем по ТУ. Установлено, что критическая нагрузка
возрастает в этом случае примерно на 20 %. То есть наблюдается не-
сколько больший эффект, чем можно было ожидать по линейному
пересчету.
Влияние центрирующей опоры и массы лопасти
на критическую нагрузку

Выше не оговаривалось такое понятие, как "центрирующая опо-
ра", но, тем не менее, все расчеты проводились именно с центри-
рующей опорой (рис. X). В точке О — центрирующая опора, в ней
разрешено линейное перемещение вдоль размаха лопасти. Два дру-
гих линейных направления перемещений зафиксированы, как это
реализовано в натурной конструкции.

Безусловно, для исследователя интересно, как сказывается нали-
чие центрирующей опоры на критическую нагрузку. Расчеты пока-
зали, что наличие центрирующей опоры увеличивает критическую
нагрузку на 25....30 %. И это закономерный результат, так как цен-
трирующая опора стесняет деформации подшипника, ограничивает
их. В результате критическая нагрузка возрастает.

Влияние массы лопасти на критическую нагрузку рассматривает-
ся в самом конце настоящей работы, хотя фактически это влияние
было проверено на начальном этапе, при выборе расчетной схемы
конструкции. Было установлено, что масса лопасти положительно
сказывается на величине критической нагрузки. Инерция лопасти
стесняет деформации подшипника и увеличивает критическую на-
грузку на подшипнике.

Выводы

Проведенные исследования показали принципиальную возмож-
ность использования современных программных средств для изуче-

ние. 8
ния поведения эластомерных подшипников, в том числе и при на-
личии дефектов. В процессе работы по изучению влияния дефектов
на значение критической нагрузки фактически была выработана
методика подготовки конечно-элементной модели для расчета эла-
стомерных подшипников с дефектами, показано влияние ряда фак-
торов на значение критической нагрузки, что позволяет сузить
область варьирования параметров модели и ускорить получение
требуемых результатов.

Получены конкретные значения критических нагрузок для сфе-
рического эластомерного подшипника втулки несущего винта вер-
толета Ми-28 при наличии дефектов типа расслоения и выкрашива-
ния части резинового слоя.

Список литературы

1.	Ананьин М.С., Дымников С.И. и др. Упрошенная модель для расчета нели-
нейных характеристик тонкослойных эластомерных упругих элементов // Вопро-
сы динамики и прочности. Вып 44 Рига: Зинатне 19X4

2.	Лейканд Б.А., Прибытков Б М., Аяаньии М.С. Выбор оптимальных парамет-
ров сферических эластомеров шарниров // Всесоюзная научно-техническая кон-
ференция по методам расчета изделий на высокоэластичных материалов Тезисы
докладов. Рига, 1986.

3	Разработка методик-программ для расчета на ЭЦВМ напряженно-деформи-
рованного состояния тонкослойных эластомерных подшипников // Отчет по НИР
(заключительный). Р11И им Пельше, МВЗ им Миля Рига, 1983.

4	Вссхвалыюв В.К., Дзюба А.С., Камышов ЮЛ. Применение продуктов
MSC.Software для анализа прочностных и динамических характеристик фюзеляжа
пассажирского самолета// Материалы конференции "Форум MSC 2003' М , 2003

5.	.Александрии Ю.С., Ананьин М.С., Тимохин В П. Определение нелинейных
характеристик эластомерных подшипников с использованием универсальных рас-
четных программных средств // Труды Всероссийского вертолетного общества.
2004.
О МЕТОДЕ РАСЧЕТА НА СОБСТВЕННЫЕ
КРУТИЛЬНЫЕ КОЛЕБАНИЯ ТРАНСМИССИИ
ВЕРТОЛЕТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ МАТРИЦ
ЖЕСТКОСТИ И ИНЕРЦИИ НЕСУЩЕГО БИНТА
Б ПЛОСКОСТИ ВРАЩЕНИЯ

А.А. Загордап, С.А. Голубцов

При проектировании трансмиссии вертолета для обеспечения
отстройки от возможных резонансов на рабочих оборотах воз-
никает необходимость проведения расчетов на собственные
крутильные колебания динамической системы несущий винт —
трансмиссия.

Использовавшаяся ранее в ОКБ методика расчета, в основе кото-
рой лежит метод динамических жесткостей (МДЖ) [1,2], предпола-
гает для получения конечного результата проведение довольно
большого объема промежуточных расчетно-графических работ.
В методе расчета с использованием матриц жесткости и инерции
несущею винта СНВ) частоты и формы собственных колебаний оп-
ределяются "напрямую4, непосредственно из решения общей систе-
мы уравнений, что существенно сокращает время на проведение
необходимых расчетов

Постановка задачи

Рассматриваются совместные колебания динамической системы
НВ—трансмиссия Предполагается, что звенья трансмиссии совер-
шают крутильные колебания, а лопасти НВ, упруго закрепленные
на валу НВ, могут совершать изгибные колебания в плоскости вра-
щения. В работе [11 показано, что для идентичных лопастей колеба-
ния винта в плоскости вращения на упругом валу разделяются на
независимые движения

1)	крутильные колебания втулки НВ, которым соответствуют
синфазные формы изгибных колебаний лопастей (формы 0-го по-
рядка);

2)	колебания с плоскопараллельным движением втулки (попе-
речные колебания), которым соответствуют циклические формы
колебаний лопастей (формы 1-го порядка).

Поэтому принимается, что лопасти НВ абсолютно идентичные и
колеблются в плоскости вращения по синфазным формам, а связан-
ность колебаний винта и трансмиссии осуществляется только через
упругий на кручение вал НВ.

Расчетная модель и исходная система уравнений

На рис. 1 представлены расчетная модель и допускаемые степени
свободы винта в плоскости вращения. Используются следующие
системы координат:

a)	XqOYq — неподвижная система координат;

б)	£,0 О т|о — вращающаяся с оборотами соНв система координат;

в)	От^ — система координат, связанная с к-й лопастью.

Рассматриваются колебания лопастей и втулки НВ во вращаю-
щейся системе (с^О т|о)- Угловое смещение втулки НВ (/()Т) опреде-
ляется обобщенной (угловой) координатой <ро, а положение r-го се-
чения к-й лопасти характеризуется вектор-функцией:

(А+г)

Р*	г,

+ф0 (А+г)]_

где (А + г) — текущий радиус рассматриваемого сечения лопасти;
А = го — радиус начала лопасти (вынос вертикального шарнира):
Р(.(г,0 — Функция деформаций к-й лопасти; к = \...z — номер ло-
пасти.

Рис. 1. Расчетная модель винта
Положение винта, имеющего ^лопастей, определяется вектором

Р = |_Pi - Р* - PiJ •

Исходная система уравнений для анализа совместных свободных
колебаний лопастей и трансмиссии (без учета демпфирования)
имеет следующий вид:

[£,/Па (г, d"l" - [Nib (г,/)'Г =-(тС	-

dt2

- cofIB т ф (г, Г) +Л7<ро (А + г)), к = (1 ...г) уравнений,

(1)

•ЛГФи +С<ро (фо ~Ф|)-

д2 Па- (г,О
dt2

+ ф0 (Л + г) (А + r)dг’,

(2)

(3)

^Tp^Tp ~^^Tpdrp

где EJ = EJ(r) — изгибная жесткость лопасти;

т =т(г) — погонная масса лопасти;

N — N(r) — погонная центробежная сила;

Jq* — полярный момент инерции втулки НВ;

Итр — матрица инерции трансмиссии;

Стр — матрица жесткости трансмиссии;

<7гр - вектор обобщенных координат трансмиссии.

Функции Д (г, г) должны удовлетворять граничным условиям на
концах лопасти, которые определяются конструкцией втулки.

В системе уравнений (I) первая группа уравнений (1) состоит из z
уравнений - изгибных колебаний лопастей в плоскости вращения от
сил инерции, возникающих при крутильных колебаниях втулки НВ
Уравнение (2) описывает крутильные колебания втулки от моментов
сил инерции колеблющихся лопастей. Система уравнений (3) состо-
ит из (л — 1) уравнений крутильных колебаний трансмиссии без уче-
та втулки НВ, в которой Л тр и Стр - квадратные матрицы инерции и
жесткости трансмиссии, которые формируются для дискретной уп-
руго-массовой расчетной модели трансмиссии. Вектор ^тр размерно-
стью (л - 1) состоит из угловых координат [<р„ z = 1 ..(л — 1)] , опреде-
ляющих угловые смещения звеньев трансмиссии.

Таким образом, исходная общая система уравнений (I) состоит
из (z + л) дифференциальных уравнений с неизвестными функ-
циями деформаций лопастей тк(У, О, координатой втулки
Фо -фд(Г) и вектором q^ = q^t).

Преобразование исходных уравнений
и формирование матриц инерции и жесткости винта

Используя метод Бубнова — Галеркина и представляя функцию
деформации лопасти (/-,/) в виде разложения по собственным
формам изолированной лопасти, преобразуем уравнения (1) и (2) к
новым переменным:

N-,

п* (гД) = Уф,(г^А,(/),

I

где ф, — собственная (нормированная) форма /-го тона изолирован-
ной лопасти; qki(/)- обобщенная координата /-го тона для А-й лопа-
сти; .У, — число тонов, удерживаемых в разложении.

Умножив последовательно к-с уравнение из (1) на функции фор-
мы лопасти ф/(г) и взяв интеграл по длине лопасти (с помощью
операции двукратного интегрирования по частям [3]), а также ис-
пользуя условия ортогональности для собственных форм, удов-
летворяющих граничным условиям, получим вместо системы (1)
г одинаковых систем, состоящих из N-, уравнений. Складывая соот-
ветствующие уравнения и принимая во внимание, что для синфаз-
ных форм винта

~ u0i

получим (tVt + ]) уравнений собственных колебаний лопастей и
втулки в новых переменных:

zMOiuOi +<С,л//01 +2(5] +//.4-/|)фп -0;

zM(),//oi + zC0luk]l + z(Si +hMj)(pQ =0;

(II)

i - 1... A’T - уравнений	(1')

UnT + (Л +2A 5Л + А2/7/л ] Фо + Со <Фо -фI) +

+ <£(У, +AM,)Aoi =°>	(2')

i
ГДе Со,-

Я	Я	R

JEJ^ydr - |У(ф-)2б/г - го™ J/мV/ dr

rO	гО	г О

— обобщенная

жесткость z-ro тона лопасти;
л

Л/0(- = [т\у; dг — обобщенная масса /-го тона лопасти;

гО
я

Л/,- =	— "относительная" масса /-го тона;

гО
к

Sj = | ту г dr — "относительный" статический момент /-го
гО

тона;

я

J п = | т rd г — момент инерции лопасти относительно гО = h;

<•0
я

б'л = \mrdr — статический момент лопасти;
гО
Я

пу = [mdr — масса лопасти до точки гО=Л.

гО

Уравнения (Г) и (2') вместе с системой (3) описывают
совместные колебания винта и трансмиссии. Представим общую
систему уравнений в матричной записи:

АС + Cv(? = 0.

(4)

где вектор координат Q = [Е, о |? состоит из вектора координат
винта U =fuoy м0|,ф(| ] размерностью [ 1 х (Д', + 1)] и вектора
координат трансмиссии ф =|ф| ... ф„ j ] размерностью [ 1 х (л - I)].

.Матрицы А и А, соответствующие вектору Q, можно
представить в виде блочных матриц,

гдеЛГр, Qp ~ "расширенные-' матрицы инерции и жесткости транс-
миссии, соответствующие вектору [ф0, фГ размерностью |1 х п\,
которые формируются для расчетной модели трансмиссии по пра-
вилам, принятым в методе конечных элементов (МКЭ); Лр, С(!_—
матрицы инерции и жесткости винта, соответствующие вектору U ,
цмеюг следующий вид:

... О	(S,vT/+Л )

О

а -	_	_	(5)

в	0	zM0l z(51+/iM1)

Z(S1Yil+hMN) ... ziS^hM^) (Jji+2/i51+/i2«i1)

О О

Св =	........ ° , - ,	(6)

О	... гЛ/о1Р|’ °

О	... О	О

где р' — собственная частота / -го тона изолированной лопасти,
(/ =1 ... Л'т); z — число лопастей.

Следует отметить, что при формировании обшей системы урав-
нений (4) с использованием матриц Ав, Сп и Лтр, С1р - компоненты
матриц, соответствующие обшей координате (сро), складываются

В результате решения общей системы (4) определяются частоты
Pj И формы

Qi =[Uj,^j\T, j=] ...(Лт+и)

совместных колебаний винта и трансмиссии При этом формы из-
гибных колебаний лопастей определяются по формуле

П/г) = £ V, (г) Uff.
г i

Необходимо отметить, что при решении задачи с учетом демпфи-
рования в систему (4) следует дополнительно включить матрицу
(В) демпфирования, и из решения полной проблемы собственных
значений и собственных векторов определяются комплексные соб-
ственные "частоты и формы'
Некоторые результаты расчетов

Для примера приведем расчеты частот для двух гипотетических
вертолетов разного класса:

1)	легкого вертолета с одним двигателем внутреннего сгорания
(ДВС);

2)	среднего транспортного вертолета с двумя газотурбинными
двигателями (ГТД).

На рис. 2 показана расчетная дискретная модель трансмиссии
легкого вертолета, состоящая из семи узлов (лтр = 7) с сосредоточен-
ными моментами инерции Jn и шести упругих на кручение звеньев
С к (к = 1...6), при этом инерционные и жесткостные параметры
трансмиссии "приведены" к оборотам НВ. _

Параметры звеньев 01...04 (координаты UOi ...	, Ny = 4) фор-

мируются из матриц инерции и жесткости винта и определяются из
расчета первых четырех тонов изолированной лопасти, при этом
размерность матриц для общей системы уравнений (4) — [11 х 11].

На рис. 3 представлены расчетные частоты (в относительных
величинах pj = pj /сонв, J = 1...11) и формы первых семи тонов

Двигатель (ДВС)

Рис. 2. Расчетная схема трансмиссии легкого вертолета
совместных колебаний динамической системы НВ — Трансмиссия
на рабочих оборотах Щ1В =1. Для анализа крутильных колебаний
трансмиссии проводится расчет "парциальных" частот и форм

Втулка - (НВ + трансмиссия)

НВ - (Втулка + трансмиссия)

Двигатель - Вентилятор

НВ П - Втулка

НВ III - Втулка

® ’Г

Ро4=15,5
Идв = 14,1

/?|...д7 - частоты совместных колебаний;

Ло1- Ро4 ~ частоты трансмиссии

Главный редуктор - (Двигатель + Вентилятор + Втулка)

Рис. 3. Частоты и формы крутильных колебаний трансмиссии
трансмиссии без учета упругих колебаний лопастей (р0|- = д0/ /сонв,
i — 1...7). Кроме того, для оценки влияния оборотов на собственные
частоты и определения резонансных оборотов на рис. 4 пред-
ставлена резонансная диаграмма НВ для синфазных форм.

В таблице представлены результаты расчетов модели для
трансмиссии среднего транспортного вертолета.

Из представленных расчетов следует, что в спектре частот и форм
можно условно выделить три характерные группы:

1)	частоты, определяемые трансмиссией: р{, р4, р7 — для легкого
вертолета В1 и р2, рь — для среднего транспортного вертолета В2;

2)	частоты, определяемые параметрами лопастей и упругостью
вала НВ: р5, р6 — для В1 и рх, р3, р4 — для В2;

3)	частоты совместных колебаний НВ и трансмиссии р2, р3 — для
В1 и р5, р2— для В2.

Для легкого вертолета (см. рис. 4) за рабочими оборотами
с^в= 1,05 имеется резонанс (т. А) частоты совместных колебаний

Рис. 4. Резонансная диа-
грамма НВ — трансмис-
сия:

Pi...p$ — частоты совмест-
ных колебаний;

До, —Роз — парциальные
частоты трансмиссии
Номер гона j	Частога pj-^pJ^	Наименование тона
1	0.56	НВ 1 - РВ + трансмиссия
2	1,40	РВ — трансмиссия + втулка
3	3,15	НВ II - втулка
4	7,80	НВ III - втулка
5	11.50	НВ — трансмиссия
6	14,10	Вентилятор — трансмиссия
7	27.50	НВ IV - трансмиссия

с третьей гармоникой нагрузок возбуждения на НВ, поэтому для
исключения повышенного уровня крутильных колебаний транс-
миссии следует предусмотреть возможность отстройки резонанса и
увеличения запаса по оборотам до 20 %. Расчеты для среднего
транспортного вертолета показывают, что резонансов с частотами
возбуждения (шестая гармоника) от НВ нс имеется.

Для тестирования данного метола были проведены также выбо-
рочные расчеты частот методом динамической жесткости. Различия
в значениях частот составили до 2...4 % и, по-видимому, определя-
ются точностью построения графиков динамических жесткостей
НВ и трансмиссии При этом время, затраченное на проведение
расчетов, оказалось значительно (в 3...5 раз) большим

В заключение, обобщая представленные материалы, можно сде-
лать следующие выводы

а)	компоненты матриц инерции (5) и жесткости (6) винта опре-
деляются из расчета частот и форм собственных колебаний изоли-
рованной лопасти в плоскости вращения;

б)	размерность матриц винта определяется числом тонов, удер-
живаемых в разложении функции деформаций по собственным
формам;

в)	структура матриц нс зависит от конструкции втулки НВ - гра-
ничных условий для лопасти (при наличии демпфера в вертикаль-
ном шарнире вводится дополнительная координата и, соответствен-
но, в системы (I) и (4) вводятся дополнительные уравнения);

г)	матрицы инерции и жесткости винта можно рассматривать как
матрицы "суперэлемента", имеющего (JVT + 1) степеней свободы и
описывающего колебания винта в плоскости вращения по синфаз-
ным формам;

д)	в отличие от МДЖ в данном методе частоты и формы собст-
венных колебаний определяются "напрямую", непосредственно из
решения общей системы уравнений (4).

Список литературы

1	. Гродко Л.II. Задачи о связанных колебаниях лопастей несущего винта // Тру-
ды ОКБ им. М.Л. Миля 1967 № 2

2	Вибрации в технике Т 3. М.: Машинос1росние, 1980

3	Миль М.Л., Некрасов А.В., Браверман Л.С., Гродко Л.Н., Леикаид М.А. Вер-
толеты Расчет и проектирование Т 2. М Машиностроение, 1967

4	. Заюрдаи А.А. О расчете колебаний несущего винта вертолета в плоскости
вращения с виброгасителем маятникового типа / 1 ВФ. 2007. № 3—4.
ГЛАВНОЕ НАПРАВЛЕНИЕ Б РАЗВИТИИ
КОМПЛЕКСА УПРАВЛЯЕМОГО РАКЕТНОГО
ВООРУЖЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОВ - РЕАЛИЗАЦИЯ
ПРИНЦИПА "ПУСТИЛ - ЗАБЫЛ"

Е.В. Яблонский

Сегодня невозможно представить любой военный конфликт без
участия вертолетов Более того, во многих случаях они выпол-
няют решающую роль, и при этом очень часто оказываются
вертолетами марки "Ми” (рис. 1),

Боевой вертолет (БВ) является боевым комплексом тактического
назначения. Он предназначен для огневой поддержки сухопутных
войск в режиме быстрого реагирования Время появления и боевого
применения БВ в зоне боевых действий не может превышать 15—
20 .мин после вызова. Иначе тактическая обстановка в зоне кон-
фликта может резко измениться, и потребуется использование иных
средств вооружения. То есть площадки базирования БВ не должны
быть удалены более чем на 20.. 40 км от зоны предполагаемых бое-
вых действий. Совершенно нелепо предположить, что, например,
для отражения танковой атаки вертолет должен преодолеть 200 км
(более часа времени). В этом случае поддержка должна поступить от
другого подразделения вертолетов, базирующихся поблизости, или
от самолетов фронтовой авиации. Сказанное подтверждается ко
лоссальным мировым опытом боевою применения вертолетов Не
случайно появилось образное название соединений боевых вертоле-
тов - Воздушная кавалерия".

Нельзя не отметить изменившийся характер боевых действий:
линия боевого соприкосновения (ЛБС), или, как она именовалась
раньше, фронт, как правило, сильно размыта иди вообще нс суще-
ствует, и действия вертолетов очень часто происходят над поверхно-
стью, "зараженной" противником (например, "зеленка"). Этот про-
тивник и представляет главную угрозу для вертолетов. Личное но-
симое оружие пехотинцев снайперская винтовка, крупнокалибер-
ный пулемет и, наконец, ПЗРК - основной источник боевых потерь
вертолетов. Эта реальная угроза выходит далеко за пределы зоны
действия объектовых средств ПВО, таких как ’Роланд", "Чапарэл",
’ Кроталь и др. Именно эти носимые средства поражения не позво-
ляют вертолету безопасно действовать даже над "своей" территори-
ей. Приходится признать, что понятие "вне досягаемости от объек-
звитии
ЦВЕТНОГО
ализация

>ЫЛ"

1ый конфликт без
учаях они выпол-
асто оказываются
хом тактического
:ржки сухопутных
явления и боевого
jt превышать 15—
ювка в зоне кон-
пользование иных
[ия БВ не должны
дполагаемых бое-
ь, что, например,
ареодолеть 200 км
пжна поступить от
1 поблизости, или
щтверждается ко-
йя вертолетов. Не
:й боевых вертоле-
боевых действий:
с она именовалась
1 вообще не суще-
>дят над поверхно-
аенка"). Этот про-
[етов. Личное но-
а, крупнокалибер-
ник боевых потерь
> за пределы зоны
оланд", "Чапарэл",
ражения не позво-
’своей" территори-
'аемости от объек-

Рис. 1. Боевые вертолеты "Ми” (сверху вниз): Ми-28Н (два снимка), Ми-24ПК-2,
Ми-8АМТШ, Ми-35М
товых средств ПВО" на сегодня устарело, и смириться с тем, что
боевой вертолет всегда находится в зоне действия носимых проти-
вовоздушных средств: стрелкового оружия и ПЗРК. Следовательно,
чем дольше вертолет находится в поле зрения возможного против-
ника, тем выше вероятность его поражения. При увеличении этого
времени до минуты и выше вероятность его гибели стремительно
приближается к единице. Выживаемость вертолета в этом случае
может обеспечиваться исключительно непопаданием его в поле
зрения противника, в крайнем случае допустимо кратковременное,
прерывистое пребывание в нем, недостаточное для использования
противником оружия.

Теперь об оружии. Главным видом вооружения современного
боевого вертолета является высокоточное управляемое ракетное
вооружение. Наряду с ним, как правило, имеется неуправляемое ра-
кетное вооружение и подвижное стрелково-пушечное вооружение.

Существовавшее долгое время представление об относительной
"дешевизне" неуправляемого вооружения рассеялось в пользу
управляемого. Стоимость неуправляемых ракет, необходимых для
поражения цели, оказалась больше стоимости одной управляемой
ракеты. Кроме того, УР обеспечивает большую безопасность для
вертолета и наносит локальный ущерб в зоне цели (рис. 2).

Всем вертолетчикам давно хочется иметь ракету "пустил — за-
был". Но пока это, как правило, лишь мечта. Во всем мире и у нас в
основном применяются ракеты с условно называемой "трехточеч-
ной" системой управления: глаз — ракета — цель. В некоторых слу-
чаях ракета не обязательно должна находиться на линии визирова-
ния в течение всего полета. Это означает, что пока ракета летит до

Рис. 2. Преимущество УР
цели, вертолет должен находиться в прямой видимости цели от
момента ес обнаружения до конца наведения.

Время "трехточечных'' систем прошло!

Современная сверхзвуковая ракета летит на дальность 4 км при-
мерно 10 с, а на 8 — уже 25 с. Если к этому добавить время на дорас-
познавание и доприцеливание, то вертолет должен находиться в по-
ле зрения цели не менее 20...50 с.

Чтобы избежать перекрытия канала управления различными по-
мехами в процессе наведения, вертолет вынужден находиться на вы-
соте выше препятствий, т.е. не менее 50 м. При этом он становится
доступен для наблюдения с большой прилегающей территории.

Отсюда вывод: применение ракет с "трехточечной" системой
управления, к которым относятся и ракеты с полуактивным лазер-
ным наведением, на дальность свыше 5 км не безопасно (правиль-
нее сказать — опасно!) и, следовательно, не эффективно (рис. 3).

Мировой опыт использования "трехточечных" КУВ на вертолетах
показывает, что при имеющейся технической возможности пусков
на D — 5...6 км они осуществляются в основном на дистанции
D — 2,5...4 км. Пуски на максимальную дальность чрезвычайно ред-
ки (рис. 4).

По-видимому, в каких-то особых условиях "дальнобойный" ком-
плекс может оказаться полезным, однако эти редкие ситуации не
могут оправдать огромные затраты, связанные с разработкой нового
комплекса авиационного вооружения и специальной модификации
вертолета.

Однако идея так называемой "длинной руки" многим не дает по-
коя. Уделим этому некоторое внимание.

При увеличении дальности стрельбы неизбежно увеличивается
высота полета и растет время пребывания вертолета в поле зрения

Рис. 3. "Трехточке " — нет!
Рис. 4. Предпочтительный диапа-
зон дальности УР

противника. Оба этих фактора приведут к значительному увеличе-
нию вероятности поражения вертолета средствами ПВО противни-
ка, и в результате кажущееся преимущество — дальнобойность —
обернется большим проигрышем. Потери боевых вертолетов резко
возрастут (рис. 5).

Реакция оружия противника составляет примерно 10...15 с с мо-
мента обнаружения цели. В пределах этого времени вертолет может
относительно безопасно осуществить применение своего оружия. За
это время можно пустить управляемую ракету на дальность 3...4 км.
При увеличении времени наведения до 20 с (D = 4...5 км) и, тем бо-
лее, до 25 с и более (D — 6 км и выше) опасность поражения верто-
лета резко возрастает.

Если бы время, предшествующее старту ракеты, у "дальнобой-
ной" ракеты сохранилось как и у "Штурма", то она, имея большую
среднюю скорость, улетела бы на 9 км. Но сложность в том, что для
распознавания танка на дальности 10 км необходимо сузить мгно-
венное поле зрения прицельной системы до 0,5°, и в связи с этим
резко увеличится время на поиск и распознавание цели. Этому спо-
собствует также ухудшение оптических условий при большой даль-
ности, и в результате старт ракеты состоится на 5—7 с позже. И по-
этому она к концу "безопасного" интервала времени удалится на те
же 3,5...4 км, что и "Штурм".

Следствие первое. Если даже будет создан "дальнобойный" ком-
плекс на принципе "трехточки", он, как правило, все равно будет
использоваться до 4 км.

Следствие второе. "Наградой" за такой "дальнобойный" комплекс
станет значительное ухудшение летно-технических и стоимостных
(коммерческих) характеристик вертолета и, прежде всего, совер-
шенно иной обзорно-прицельной системы (рис. 6).
Рис. 5. Зависимость выживаемости вертолета от дальности пуска УР

Для размещения такой "дальнобойной" ОПС может потребовать-
ся коренная переделка вертолета, — по сути дела, создание его спе-
циализированной модификации.

Из всего сказанного следует, что увеличение дальности стрельбы
до 8... 10 км возможно только в том случае, если будет обеспечена
безопасность вертолета при наведении. Это возможно только в слу-
чае отказа от "трехточечных" систем и применения управляемых ра-
кет, реализующих принцип — "пустил — забыл" (рис. 7).

Можно уверенно утверждать, что следующее поколение боевых
вертолетов без ракет "пустил — забыл" невозможно!

Ракета "пустил — забыл" позволит эффективно решить и пробле-
му "длинной руки".

Принцип "пустил - забыл" может быть реализован созданием
управляемых ракет для вертолета с головками самонаведения либо
с управлением ракетой по волоконно-оптической линии связи
(ВОЛС).
D. км	до 5	до 7-8	12 - 15
Йш, мм	350	460	720
G, кг	23	79	200

Рис. 6. Зависимость параметров ОПС от дальности цели

УР с ГСН должна обладать свойством самостоятельного обнару-
жения и захвата цели как под носителем, так и на траектории. Для
этого оптико-электронная ГСН должна "уметь” самостоятельно рас-
познавать цели на сложном фоне земной поверхности.

Эта сложная техническая задача будет решаться с не очень высо-
кой вероятностью, и, следовательно, это скажется на конечной
эффективности КУВ.

УР с ВОЛС (рис. 8) позволяет:

•	осуществлять пуски без прямого оптического контакта с це-
лью;

•	корректировать точку попадания, вплоть до переноса на дру-
гую цель;

•	регистрировать результат попадания.

Рис. 7. "Пустил — забыл"
Достоинством КУВ с ВОЛС является простота обзорно-прицель-
ной системы и необходимого ЬРЭО вертолета, что обеспечит про-
стоту дооснащения таким комплексом вертолетов при модерни-
зации строя.

В обоих случаях обеспечивается минимальный контакт вертолета
с целью, а при управлении по ВОЛС процесс наведения ракеты
можно осуществлять из-за укрытия В случае захвата цели на траек-
тории полета ракеты прямой контакт с целью может вообще отсут-
ствовать, и поражение се полностью безопасно для вертолета.

Выводы

•	По опыту боевого применения вертолетов однозначно сделан
выбор тто критерию "эффективность — стоимость" в пользу высоко-
точного ракетного вооружения.

	При "трехточечном" наведении практически невозможно соз-
дать эффективный "дальнобойный" комплекс, так как с увеличени-
ем времени пребывания в поле зрения противника возрастают бое-
вые потери вертолетов.

•	Мировой опыт боевого применения вертолетов подтверждает,
что даже при технической возможности поражения целей на даль-
ности 5...6 км подавляющая масса пусков ракет производится с
дальностей 2,5...4 км. Таким образом, "дальнобойный" КУВ ока-
жется чрезвычайно редко востребованным, и произведенные затра-
ты будут омертвлены, а вертолет испорчен!

•	Нанесение ударов по удаленным целям (более 6 км) приведет к
большим трудностям в создании обзорно-прицельных систем: уве-
личиваются фокусные расстояния оптики и, следовательно, габари-
ты ОПС и их масса; одновременно сужаются поля зрения (менее од-
ного градуса), и поиск целей становится затруднительным. Узко-
польные оптические системы, в свою очередь, предъявляют более
высокие требования к уровню стабилизации. Таким образом, техни-
ческий облик "дальнобойной" ОПС окажется совсем иным

•	Будущее боевых вертолетов возможно только при реализации в
наведении ракет принципа "пустил — забыл".

•	КУВ "пустил — забыл" позволяет (обеспечивает) осуществлять
поражение вертолетом целей из-за укрытии, и фактор времени на-
ведения (скорость ракеты) перестает быть определяющим в боевых
потерях. И только в этом случае появляется возможность создания
"дальнобойного" КУВ.

•	Наиболее "простым" и "дешевым" путем реализации наведения
из-за укрытия является управление ракетой по волоконно-оптиче-
ской линии связи (ВОЛ С). Другой способ связан с созданием чрез-
вычайно сложной оптико-электронной головки самонаведения,
распознающей цели на сложном фоне земной поверхности.

РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ ПОДХОД
К ПОСТРОЕНИЮ МАТРИЦЫ ДИНАМИЧЕСКОЙ
ПОДАТЛИВОСТИ КОНСТРУКЦИИ ВЕРТОЛЕТА
Ми-38

К).С. Александрии, В.Д. Григорьев, М.Г. Рождественский,
С.В. Салтыков

Ужесточение требовании к стоимости, срокам проведения и ин-
формативности экспериментальных работ, с одной стороны, и
увеличение потенциала, возможностей современных расчетных
комплексов, с другой стороны, приводят к необходимости:

•	существенно повысить отдачу, увеличить информативность
эксперимента за счет привлечения современных расчетных методик
на сталии планирования эксперимента и на сталии обработки (ин-
терпретации) результатов эксперимента;

•	расширить круч решаемых задач при проведении конкретных
экспериментальных исследовании, проводя комплексные исследо-
вания (например, при специализированных частотных испытаниях
получая дополнительную информацию по общему динамическому
поведению конструкции);
•	существенно увеличить роль виртуального моделирования по-
ведения конструкции, получая, в идеале, верифицированную на
основе результатов эксперимента расчетно-экспериментальную
модель конструкции, обладающую высокой степенью достовер-
ности.

Рассмотрим пути решения указанных проблем применительно к
решению задач расчетно-экспериментального исследования дина-
мическою поведения силовой конструкции вертолетов на базе на-
земных частотных испытаний, Наиболее важными с точки зрения
требований прочности и эксплуатационных характеристик силовой
конструкции планера вертолета являются следующие виды назем-
ных частотных испытаний:

•	испытания для определения собственных частот и форм коле-
бании конструкции планера;

•	специализированные испытания для определения таких дина-
мических характеристик конструкции, как динамическая жесткость
(податливость) конструкции в зонах стыка силовой конструкции с
вращающимися агрегатами вертолета, в частности, с несущим вин-
том (НВ).

Результаты последних из перечисленных испытании необходи-
мы, в соответствии с традиционной методикой, в качестве исходных
данных для исследований задач статики и динамики конструкции
несущего винта, оценки возможности возникновения земного резо-
нанса и тому подобных задач, где существенным является учет вза-
имного влияния несущего и/или рулевого винтов и силовой конст
рукции Методические основы данного подхода изложены в fl].

Процедура формирования расчетно-экспериментальной модели
динамики конструкции, согласно современным подходам [2, 3],
должна иметь следующий вид:

•	создание исходной расчетной модели на основе конструктор-
ской документации (КД) и результатов испытаний на уровне от-
дельных узлов и агрегатов;

•	проведение комплекса расчетных исследований в целях плани-
рования эксперимента;

•	формирование технического задания и программы испытаний
на основе сформулированных требований к условиям экспери-
мента;

•	проведение комплекса экспериментальных работ;

•	коррекция расчетной модели по данным эксперимента, фор-
мирование единого комплекса данных динамических характеристик
конструкции с использованием результатов эксперимента и воз-
можностей численного анализа.
Расчетная модель в данном контексте является не только инстру-
ментом, но и составляющей частью конечного результата процедуры.

. Рассмотрим более подробно перечисленные выше этапы проце-
дуры.

Расчетная модель конструкции должна обеспечивать возможность
проведения расчетов собственных форм и частот в диапазоне не
мснынем, чем от 0 до 40.. 50 Гц. решать задачу на частотный отклик в
прямой и модельной постановке, иметь гибкие возможности модели-
рования эффектов демпфирования. Расчетный комплекс программ
должен обладать возможностью выполнять оптимизационные проце-
дуры. Таким требованиям в настоящее время удовлетворяют только
модели, построенные на основе метода конечных элементов (МКЭ)
и соответствующие расчетные комплексы (например. Msc.Nastran
фирмы Msc Software). Степень детализации упруго-массовой модели
конструкции должна позволять получать расчетным путем собствен-
ные формы колебаний конструкции в заданном частотном диапазо-
не. То есть в случае необходимости воспроизведения форм колеба-
ний, для которых характерны местные деформации конструкции,
требуется информация по массовым моментам инерции агрегатов.
Примером такой ситуации является моделирование установки глав-
ного редуктора и соответствующих, так называемых "пилонных",
форм колебаний.

Подготовительные расчетные исследования должны быть проведе-
ны для оптимизации условий проведения эксперимента. Примени-
тельно к проведению частотных испытаний их целью, согласно ме-
тодикам, изложенным в [2, 3], являются

•	определение оптимальной схемы установки вибровозбудителей
(оценка по критерию DPR - Driving Point Residues — оценка опти-
мальною положения и ориентации вибровозбудитслей);

•	определение оптимальной схемы размещения сенсоров (датчи-
ков) — оценка с использованием кросс-корреляционных матриц
(критерий МАС — Modal Assurance Criterion). Матрица кросс-коррс-
ляции записывается в форме

МАС = Ф! Ма Фа.

Здесь ф,1 — приближенные моды собственных колебаний; Фа —
точные моды собственных колебаний; Ма — матрица масс, сконден-
сированная но Гайяну (статическая конденсация) к степеням
свободы, соответствующим измеряемым в эксперименте;

•	оценка корректности граничных условий — проверка влияния
условий закрепления (подвески) конструкции на результаты испы-
таний. В частности, частота верхнего тона колебаний конструкции
как жесткою целого, как правило, не должна составлять больше
15 % от наименьшей частоты упругих тонов.

Возможно выполнение дополнительной проверки, состоящей в
проведении модального анализа с дополнительным закреплением
конструкции по степеням свободы, соответствующим измеряемым
ускорениям. Нижняя частота системы в такой конфигурации долж-
на быть в 1,5 раза выше, чем верхняя граница частотною диапазона
эксперимента.

Корреляция виртуальной и физической модели выполняется, как
правило, в несколько итераций. Кроме геометрической корреля-
ции, которая состоит в оценке соответствия физического прототипа
и расчетной модели данным КД, выполняется комплекс расчетов
для определения степени корреляции эксперимента и расчетной
модели но ряду количественных критериев:

•	критерий МАС записывается в форме

{Ф'еа} {Ф/£ }* 12
мл с =_________-________— -________

4 ({ФГ}{ФГ}-)({Ф7НФГ}-)’

где i - l.../д — номер формы колебаний, выявленной в эксперимен-
те; у=1 п — номер формы колебаний, полученной в расчете; —
вектор собственных форм колебаний.

Величина МАС > 0,7 свидетельствует о хорошей корреляции,
.МАС <0.5-о плохой;

• критерии FRAC формулируется в виде

{я;.-}

7 ({я^} {яг}-)({я;я} {//f}’)’

где II -А /Е — значение переходной функции — отношение от-
клика Л} по степени свободы j к F„ при воздействии силы /•} по на-
правлению г;

•	критерий ортогональности экспериментальных и расчетных
форм. Для данного критерия матрица кросс-корреляции записы-
вается в форме

QrU,j) =ФГ 1Я1Ф/,
где Ф;ея — экспериментальные формы собственных колеба-
ний; Ф — расчетные формы собственных колебании модели,
сконденсированные к степеням свободы, соответствующим из-
меряемым в эксперименте; [AJ — матрица жесткости либо матрица
масс, сконденсированные по Гайяну (статическая конденсация).

При хорошей корреляции диагональные коэффициенты матри-
цы равны 1, если [А| - матрица масс, и равны со; , если [А] — матри-
ца жесткости;

•	качественная оценка соответствия экспериментальных и рас-
четных форм путем их прямою визуального сравнения

Далее, в соответствии с современными подходами построения
расчетно-экспериментальных моделей, задача корреляции физи-
ческой и виртуальной моделей решается как оптимизационная.
В такой задаче в качестве минимизируемого функционала принима-
ется оценка степени расхождения данных расчета и эксперимента
(МЛС, FRAC и т.д), а в качестве элементов пространства состоя-
ний — искомые параметры модели, коррекция которых физически
оправдана.

В общем случае указанная проблема является некорректной (пе-
реопределенной), и для задачи построения адекватной расчетно-
экспериментальной модели, пригодной для использования в макси-
мально широком круге динамических задач, число искомых пара-
метров нуждается в разумном ограничении.

В качестве результата применения процедуры исследователь дол-
жен получить комплекс данных, включающий в себя обьем экспе-
риментальных данных, степень достоверности которых уточнена на
основании расчетных исследований, и верифицированную расчет-
ную модель

Возможности применения указанного подхода демонстрируются
ниже на примере испытаний и расчетов конструкции вертолета
Ми-38.

Вибрационные испытания вертолета Ми-38

Основная цель вибрационных испытаний состояла в опре-
делении характеристик динамической податливости конструкции в
зоне установки несущего винта. Вибрационные испытания прово-
дились на натурном вертолете Ми-38 с установленными на нем
главным редуктором и массово-габаритны ми макетами двигателей.
Лопасти и втулка несущего винта были сняты Вместо втулки
несущего винта установлена платформа с вибратором однонаправ-
ленного действия с электроприводом. Вес вертолета при испы-
таниях составлял 14 200 кгс. Вес платформы с вибратором при
возбуждении вибрации в горизонтальной плоскости составлял
'58 кгс; при возбуждении в вертикальном направлении — 198 кгс.
Давление в пневматиках основных стоек шасси уменьшено с
6К)’5 атм до 4 " ‘ атм, в пнсвматиках носовой стойки — с 4+0,5 атм до
З '0,5 атм.

По длине вертолета в ряде его поперечных сечении установлены
вибродатчики, предварительно проверенные на синфаэность между
собой,

Испытания были проведены в три этапа, в которых переменная
сила возбуждения вибратора ориентировалась в направлениях:

•	вдоль продольной оси вертолета — по оси X, положительное на-
правление — вперед;

•	поперек оси вертолета в горизонтальной плоскости - но оси Z.
положительное направление — вправо;

•	вертикально вдоль оси вала главного редуктора — по оси Y, по-
ложительное направление — вверх

Частота возбуждения задавалась по тахометру оборотов вибрато-
ра, окончательные значения частот определены по результатам гар-
монического анализа виброперегрузок в местах установки датчиков
на каждом режиме.

Испытания на каждом этапе производились с приложением к ва-
лу главного редуктора постоянной нагрузки 4000 кге в вертикаль-
ном направлении, а также без приложения нагрузки. Жесткость
троса, посредством которого прикладывалась сила натяжения, со-
ставляла 120 кге/мм.

На рис. 1,2 показаны фотографии вертолета при на земных испы-
таниях и платформы с вибратором, установленной на валу главного
редуктора.

При обработке результатов испытаний получены величины дина-
мической податливости в месте установки втулки несущего винта
по трем направлениям, а также определены упругие линии колеба-
ний фюзеляжа. Под упругой линией понимается линия, проходя-
щая по полу носовой кабины и фю зеляжа в срединной продольной
плоскости вертолета и далее по трансмиссионному валу в хвостовой
и концевой балках. В тех поперечных сечениях, в которых измере-
ние вертикальных виброперегрузок в срединной плоскости не про-
ивводилось, виброперемещения упругой линии определены как по-
лусуммы вертикальных виброперемещений по левому и правому
бортам Изменения упруг их линий фюзеляжа по времени в течение
периода колебании определены для частоты 19 Гц, которая соответ -
ствует шестой гармонике частоты вращения несущего винта и явля-
ется основной частотой возбуждения от несущего винта вертолета в
полете. Определение проводилось тю результатам испытаний без
приложения силы натяжения тросом в вертикальном направлении.
Рис. 1. Общий вид вертолета при испытаниях

Результаты испытаний представлены в такой последовательно-
сти: возбуждение вибраций в продольном, в поперечном и в верти-
кальном направлениях.

Возбуждение в продольном направлении. На рис. 3 представлены
графики изменения амплитудных значений динамической подат-
ливости и фазового угла между направлениями силы и виброуско-
рения по частоте возбуждения (D^ — динамическая податливость в
направлении х при возбуждении в направлении х). На частоте
возбуждения 18 Гц имеется отчетливо выраженный максимум
зависимости динамической податливости от частоты, при этом
сдвиг по фазе между максимальным значением силы возбуждения и
максимумом виброперегрузки на этой частоте составляет практи-
чески 90°. Сочетание этих двух факторов свидетельствует о наличии
Рис. 2. Установка вибратора на валу НВ при возбуждении в вертикаль-
ной плоскости

резонанса на частоте 18 Гц при возбуждении вибратором в про-
дольной плоскости. На рис. 4 показано семейство упругих линий
вынужденных колебаний фюзеляжа вертолета в вертикальной

Рис. 3. Изменение динамической податливости в месте установки втулки НВ по осиХ
и фазового угла по частоте возбуждения вибратором в продольном направлении
Рис. 4. Упругие линии колебаний фюзеляжа вертолета в вертикальной плоскости, годо-
графы движения платформы вибратора и середины верхней части шпангоута 6 при
возбуждении в продольном направлении

плоскости, полученное при возбуждении вибратором в продольном
направлении за период Т колебаний с частотой f = 19,3 Гц с шагом
по времени 5/ = 7/15, что соответствует ДЧ7 = 24° кругового
периода. На рис. 4 показаны также годографы движения в горизон-
тальной плоскости платформы вибратора (большой эллипс) и
середины верхней части шпангоута 6 (малый эллипс), расположен-
ного вблизи оси вала несущего винта.

Возбуждение в поперечном направлении. График изменения
амплитудного значения динамической податливости по оси Z в
зависимости от частоты возбуждения приведен на рис. 5. На графи-
ке в правой части рисунка показано изменение фазового угла между
силой возбуждения и виброускорением в поперечной плоскости
вертолета. На рис. 6 совмещены упругие линии вынужденных
колебаний фюзеляжа вертолета в горизонтальной плоскости при
возбуждении вибратором в поперечном направлении за промежуток
времени, соответствующий периоду Т колебаний по частоте f —
- 19,1 Гц с шагом по времени 5г= 7/15.

Интересно продемонстрировать формы деформаций шпангоута 6
в своей плоскости при поперечном возбуждении вибраций. Эти
формы деформаций шпангоута показаны в верхней части рис. 7.
Для оценки масштаба деформаций в нижней части рисунка
Рис. 5. Изменение динамической податливости в месте установки втулки НВ по оси Z
и фазового угла по частоте возбуждения в поперечном направлении

Рис. 6. Упругие линии колебаний фюзеляжа вертолета в вертикальной плоскости и го-
дограф движения платформы вибратора в горизонтальной плоскости за период
колебаний

показано изменение виброперемещений правого верхнего угла
шпангоута 6 за период колебаний.

Возбуждение в вертикальном направлении. На рис. 8 показаны
графики изменения амплитудных значений динамической податли-
вости по частоте возбуждения и зависимости фазового угла между
направлениями силы и виброускорения от частоты возбуждения.
Рис. 7. Форма деформаций шпангоута 6 и виброперемещения задней опоры правого дви-
гателя при возбуждении вибратором в поперечной плоскости. Вид против полета

На частоте возбуждения 21,6 Гц имеется отчетливо выраженный
максимум зависимости динамической податливости от частоты.
Сдвиг по фазе между максимальным значением силы возбуждения
и максимумом вибропсрегрузки на этой частоте близок к 90°, что
свидетельствует о резонансе на частоте 21,6 Гц при возбуждении
вибратором в вертикальной плоскости. Изменение упругих линий
вынужденных колебаний фюзеляжа вертолета в вертикальной плос-
кости за период колебаний по частоте 19,2 Гц при возбуждении
вибратором в вертикальном направлении показано на рис. 9.

Способ возбуждения вибраций путем приложения однонаправ-
ленной переменной силы к валу несущего винта не позволяет
Рис. 8. Динамическая податливость конструкции вертолета Ми-38 по оси Y в месте
установки втулки НВ при возбуждении в вертикальном направлении

Рис. 9. Упругие линии колебаний фюзеляжа вертолета в вертикальной плоскости, годо-
графы движения платформы вибратора и середины верхней части шпангоута 6 в вер-
тикальной плоскости при возбуждении в вертикальном направлении
Таблица I

Матрицы динамической податливости 1) [мм/кгс| конструкции вертолета Ми-38
в месте установки вибратора на валу несущего винта на частоте 19 Гц

Направление перемещения	Направление возбуждения		
	X	Y	Z
Без	приложения вертик	альной силы к валу	НВ
X	4.76Е-03	6.67E-U4	6,67Е-04
Y	7 I4E-04	6,45 Е-04	1.29Е-03
Z	8.00Е-04	5,26 Е-04	3,98 Е-ОЗ
С прило	женисм постоянной	вертикальной силы	4000 кгс
X	4.17Е-03	4,76Е-04	4,38 Е-04
Y	6.67Е-04	5 1 ЗЕ-04	8.84Е-04
Z	7.69Е-04	5 26Е-04	2.91Е-03

вызвать изолированные формы собственных колебании конструк-
ции вертолета. На каждой частоте возбуждения вынужденные коле-
бания происходят по нескольким формам с преобладанием переме-
щений по той форме колебании, собственная частота которой
наиболее близка к частоте возбуждения. Из результатов испытаний
видно, что узлы и пучности колебании перемещаются по длине
фюзеляжа - наблюдается эффект бегущей волны, т.е. имеется сдвиг
по фазе между колебаниями различных сечений фюзеляжа, что
является следствием наличия демпфирования в системе. Особенно
отчетливо этот эффект проявился в горизонтальных колебаниях при
поперечном возбуждении и в вертикальных колебаниях при верти-
кальном возбуждении.

Данные по динамической податливости приведены в табл. I.

Расчетные исследования

Для проведения математического моделирования использован
метод конечных элементов (МКЭ). Программный продукт —
Рис. 10. Общий вид конечно-элементной модели

Msc.NASTRAN Version 2007.0.0 R1 (фирма MSC Software Corp.).
Общий вид расчетной модели показан на рис. 10.

Ввиду того, что расчетные исследования проводились после завер-
шения испытаний, выполнить на их основе планирование экспери-
мента уже не представлялось возможным. Однако этапы расчетных
работ, в принципе, соответствуют пунктам процедуры построения
расчетно-экспериментальной модели, указанным выше.

Оценка корректности условий проведения эксперимента. Тот вывод,
что условия эксперимента, направленного в первую очередь на опре-
деление коэффициентов матрицы податливости, давали возможность
определить ограниченное число собственных форм колебаний, под-
тверждается расчетами, выполняемыми в рамках планирования экс-
перимента.

Оценка корректности на основании критерия МАС. Результаты
расчета матрицы кросс-корреляции приведены в трехмерной гисто-
грамме и табл. 2. Надежно идентифицируемым тонам колебаний
должны соответствовать близкие к единице величины диагональ-
ных членов матрицы МАС.

Результаты показывают, что существующее расположение и ори-
ентация датчиков (рис. 11) ускорений позволяют надежно иденти-
фицировать 12 собственных форм колебаний, не идентифицируется
тон колебаний № 10 и тона, начиная с 14-го.
Таблица 2

Кросс-корреляционная матрица МАС для проверки адекватности расположения датчиков применительно
к задаче наземных частотных испытаний

сл О)	11омер формы	Номер гона																			
		1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	и		12	13	14	15	16	17	1В	
	1	1	7.76Е-05	-6 22Е-05	-0.000175	-3.78Е-05	-1.17Е-О6	-3.24Е-06	-1.62Е-06	-5 08Е-07	-2.4Е-07	-1.12Е-07		-1 22Е-08	-2.1Е-07	2 06Е-07	-4 22Е-08	1 88Е-09	2.8Е-09	-1 09Е-08	
	2	-0.00018	1,00000	0 00128	0,00004	-0,00001	0,00004	-0.00001	0,00002	0,00000	0.00000	0.00000		0 00000	0.00000	0,00000	0,00000	0,00000	0.00000	0 00000	
	3	0.000183	-0 001603	1	8 15Е-05	-3.04Е-05	-6.27Е-06	1.67Е-06	-4.64Е-06	-3.2Е-07	1 ЗЗЕ-08	-2.54Е-07		-1 46Е-07	-1.93Е-07	-2.17Е-07	-7 75Е-09	-8 26Е-08	4.43Е-08	2 ЗЗЕ-08	
	4	0 00199	-0.00018	-0,00032	1 00000	-0,00085	0,00001	-0.00012	•0.00004	0,00000	•0,00001	-0,00001		0.00000	0.00000	0.00000	0.00000	0,00000	0,00000	0.00000	
	5	0.002518	0,000356	0,000677	0 004945	0,99998	-0.000441	0 000772	0 000318	2.1Е-05	1.74Е-05	2.36Е-05		4 88Е-06	1 45Е-05	-9.85Е-06	2 14Е-06	-4 14Е-06	-4.35Е-06	2 07Е-06	
	6	0.000402	-0 006435	0.00074	-0 000191	0.002328	0,99997	-0,001821	0.001202	-0,000384	4Е-05	8.66Е-07		-3.43Е-05	5.94Е-06	-7.17Е-06	-2.53Е-05	8.09Е-06	2.03Е-06	-3.84Е-07	
	7	0 005124	0,002641	-0.00055	0 015897	-0,018889	0,007309	0,99445	0,10185	-0 000474	-0,001303	0.000431		0.000167	0.000272	-0.000242	-7.79Е-05	-1.99Е-05	-3.08Е-05	3.04Е-05	
	81	0,002196	-0.017605	0.0027	0,003966	-0,006471	-0,006896	-0.1178	0.99282	-0.002005	-0.00044	0,000231		0,000306	6.44Е-05	-6Е-05	-5.61 Е-05	-1 92Е-05	2.57Е-05	-1.49Е-05	
	9	0.023212	0 075752	0.005153	0.017166	-0,017561	0,041097	0.00903	0 048458	0 99387	0 033973	0.004054		0.000901	0 00134	-0,000582	0,001043	0 001443	-0 002456	0 001339	
	10	0.25922	-0,002952	-0 005525	0,3112	-0.59862	-0,007341	-0.40606	-0.19319	-0.16151	0.49044	0.064765		0,004369	0.043003	-0.045986	0.002984	0 008747	0 009538	0 00632	
	11	0,040959	0 024783	0 000427	0.093381	-0,004631	-0 026292	0,17354	0 065457	-0 12378	0,96815	0.029853		-0 015379	0,004099	-0,004072	0,008395	•0 001747	-0,003018	2.56Е-05	
	12	0.14414	-0,02322	0 028755	0,35931	-0.23	0,007821	-0 15696	-0.10392	-0.044473	-0.18631	0,8283		0,075234	014071	-0.10411	0,022929	-0,015937	-0.009141	0 019757	
	13	-0.10986	-0 2977	0,006188	-0 072193	0,043354	0,15267	0,045245	-0,22099	0,10083	018594	-0,014517		0.85164	-0 10144	0.18542	0,014881	0,010899	0 018267	-0 025192	
	14’	0 31326	-0,018245	-0 036067	0.056595	-0.24319	-0,005082	-0.24019	-0.10633	-0.005187	-0,005643	-0,53326		0,29375	0.44012	-0,44989	-0.034111	0 016186	0 00997	0.012401	
	15	0,21703	-0,17683	0 058951	0.039742	-0.063345	0,040964	0.4818	-0 005133	0.1963	-0 43894	-0.26191		-0 29823	0.23249	0 079134	0.45001	-0 11527	0,055897	-0,010659	
	16	-0,00457	0 3681	0.13793	0 066314	-0,13636	0.082815	-0 03244	0.18083	-0.44415	-0.08118	-0,16381		0,22448	0.47748	0,4079	019498	-0 06972	-0 1956	013213	
	17	-0 07302	-0.24269	012225	0,039803	-0.11564	-0 20711	-0,1422	-0,16224	0.4547	0 20379	0.015535		-0 07011	0.46653	0 37665	-0.36938	-0.18952	0 059976	-0,023889	
	18	-0 13884	0,087095	0.00405	-0,11624	0,11954	0.19569	-0.41884	-0,098112	0,051029	0.43025	0,12798		-0.30175	0,44476	0.25199	0.25273	0 18026	0.18928	-0.14199	
	19	-0.085727	-0 045988	-0.12979	0,090442	-0 3126	0.20043	-0 52344	•0,20268	013354	0 4097	-0,10631		•0 14923	-0 33041	-0 068759	0 28652	-0.26866	-0,11715	0,097046	
	20	0.17025	0,095035	0.11046	-0,16993	0,32953	-0.087678	0 41026	0.17915	-0.18801	-0.28909	0,048582		-0.002712	0,37869	0.29222	-0,25861	0.3653	0,15748	-0,13682	
	21	0.048809	0 14323	0 30986	-0.055948	-0 042531	-0.26757	-0.031226	0,078256	016119	-0.031986	0,091951		0,3965	-0.17136	•0,011091	0.62631	0 32233	0,003076	-0,12792	
	22	0.35297	-0 022072	-0,009205	0,052653	-0,35807	-0.026309	0,22289	0 038247	-0.06508	-0.47898	-0 098569		-0,22125	-0,21828	0,47109	-0.19701	0,2791	-0.029439	0,040427	
	23	-0.2139	-0,22014	0.15388	0 01472	-0,11468	-0 14025	-0 32533	-0 33348	-0 24337	0 214&5	0.036371		-0,28363	0,056274	017065	-0 23711	0 47719	-0 25144	0,11573	
	24	011442	0,14803	-0 088136	-0 018353	-0,04693	0 014921	0.019962	0,09419	-015933	-0 19903	0 070981		0.46387	-0.34767	0,27398	0.11278	-0 40644	0.47164	-0 034297	
	25	-0.11633	-0,11222	•0.16317	-0,3342	0,12055	-0.075017	0 3896	0.10686	-0,070639	-0.037373	-0075409		0 040239	0.1157	-0 28031	-0.17026	0,094041	0.19902	0,051492	
	26	-0 20454	-0,052234	-0 047047	-0.10635	0.28556	-0,051538	-0 010157	0 001001	0.081458	0.24791	0 094598		0.004607	•0,091109	0.10772	0.076583	0 24291	0.49147	0.66383	
	27	0.004943	-0,009047	0.019673	0,3716	0.1271	0 022723	0 13412	0.16464	0 46729	0 39135	-0,042604		-0,22058	0.0921	-0.17898	0 26763	0.090592	0 23506	0 38427	
	28	0.10696	-0,162	-0 022183	0.093137	-0.45146	0,018158	-0.16752	-0,15034	0 22418	0 066961	0,0844		0 047208	0.11979	0.17433	0 21478	0 013016	0 075858	-0.079286	
	29	-0,15625	-0,11718	-0,18755	-0,19529	-0.23756	0.091094	-0.004608	0.011632	0.28289	0.23161	0.43606		-0.13976	0.085303	013386	0 20909	-0,041315	-0.22359	-0 37283	
	30	0.036413	-0 35146	-0.31528	0,15997	0.1337	-0 14638	0.10479	-0 092591	0 34272	0 018036	-0,14873		0.092561	0.1937	0,093713	-0,05342	0 36452	-0,13445	0 26406	
	31	-0 13269	-0.013885	0 006351	-0,14832	0.081696	-0,010612	0.23192	0,044314	-0.19538	-0,075199	-0.1591		0,15142	0,20578	•0,19622	-0.013884	0,23177	0.62619	-0,1753	
	32	0.10852	-0,1224	-0,1003	0,13505	0 1591	-0,17219	-0,1465	-0 082892	0 019584	-0 10703	-0 033304		0 11606	0,041529	0,20653	0,26343	0,031104	-0.064256	0,073613	
	33	-0,031688	-0,045086	-0.099439	-0 068678	-0,022337	-0.073938	0.008182	0,047025	0.24406	0.00285	0,033048		0,28018	-0,076206	0 020216	0 28085	0.60497	-0.37986	0,12913	
	34	043646	0.11852	-0,11808	-0 3774	-0.32715	0.1931	-0.14778	0 003522	-0 049142	0,12517	0,15403		0.009788	0.080669	0,070983	-0 032006	-0.25999	-0.4219	-0,31275	
	35	0,11442	0.51	-0 27386	0,15555	-0.14324	0.47746	-0.007449	0 3112	-0,25348	0.13524	0,074582		0 046015	-0,00871	0,048084	-0,1547	0,18165	-0.12291	0.013355	
								Этот вывод ПС модального анал) по степеням сво1 Нижняя частота ,	раза выше, чем ве  1	Как следует и										,£~ •*'' '1 '"			
практически не в; диапазоне 10...25 i динамической по ления форм коле€ • Установлено, экспериментальнс зоне мало завися! которой установл<				условие не выпол ные колебания д1 Оценка влияние • По результа' документации пс колебания по met до 3,2 Гц. Тона ? жесткого целого, баний — с дефо]							конструкции	Рис. 11. Расположен,			—						Матрица

ВЕРТОЛЕТЫ. Труды ОКБ им. М.Л. Миля
Рис. 11. Расположение датчиков, по которым определялись деформации (ускорения)
конструкции

Этот вывод подтверждается проверкой, состоящей в проведении
модального анализа с дополнительным закреплением конструкции
по степеням свободы, соответствующим измеряемым ускорениям.
Нижняя частота системы в такой конфигурации должна быть в 1,5
раза выше, чем верхняя граница частотного диапазона эксперимента.

Как следует из результатов, приведенных в табл. 3, указанное
условие не выполняется — нижняя частота равна 10,7 Гц (вертикаль-
ные колебания двигательной установки).

Оценка влияния граничных условий.

•	По результатам расчетов установлено, что при указанном в
документации по эксперименту уровне давления в пневматиках
колебания по шести нижним тонам реализуются с частотой от 0,75
до 3,2 Гц. Тона №№ 5 и 6 не являются чистыми движениями как
жесткого целого, а превращаются в деформационную форму коле-
баний — с деформациями хвостовой балки. Это обстоятельство
практически не влияет на форму и частоту собственных колебаний в
диапазоне 10...25 Гц, критическом для задачи определения матрицы
динамической податливости, однако уменьшает точность опреде-
ления форм колебаний низших упругих тонов.

•	Установлено, что динамические характеристики конструкции в
экспериментальной конфигурации в указанном частотном диапа-
зоне мало зависят (влияние порядка 3 %) от массы платформы, на
которой установлен вибровозбудитель.
Таблица 3

Собственные частоты планера при фиксации но степеням свободы,
соответствующим измеряемым ускорениям

№ тона	1	2	3	4	5	6	7	8
Частота	10,7	15,1	16,0	17,2	17,9	21,6	26.2	26,8
№ тона	9	10	И	12	13	14	15	16
Частота	27,3	28,5	30,3	31,7	33,4	35,8	37,0	38,4

•	Обнаружено существенное влияние на частотные характери-
стики конструкции вертолета замены реальною несущего винта
экспериментальной конструкцией (платформой с силово збудите-
лсм).

Подтверждение перечисленным выше выводам можно найти в
приводимых ниже табл. 4...7.

В частотном диапазоне, где выполняется построение динамиче-
ской матрицы податливости, для экспериментальной конфигурации
конструкции выявлены собственные колебания по следующим
формам:

•	горизонтальный изгиб фюзеляжа (обозначен в таблицах как
ГИФ);

•	вертикальный изгиб фюзеляжа (обозначен в таблицах как
ВМФ);

•	горизонтальный изгиб хвостовой балки (обозначен в таблицах
как ГИхб);

•	так называемая ’пилонная" форма колебании с вращением
зоны редуктора относительно оси Z (поперечной) (обозначена в
таблицах как ПилонР12);

•	пилонная" форма колебаний с вращением зоны редуктора от-
носительно продольной оси X (обозначена в таблицах как
Пилон FiX).

Для реальной (полетной) конфигурации конструкции вертолета в
указанном частот ном диапазоне выявлены собственные колебания
но следующим формам

•	горизонтальный изгиб Фюзеляжа;

•	вертикальный изгиб фюзеляжа;

•	горизонтальный изгиб хвостовой балки.

"Пилонные" собственные формы колебаний при этом смещаются
из диапазона 19 ..23 Гц на уровень 10..12 Гц и не оказывают онре-
деляюгцсго влияния на величину коэффициентов матрицы динами-
ческой податливости.

Необходимо подчеркнуть, что выявленные зависимости не
снижают ценности полученных экспериментальных данных, а лишь
доказывают необходимость использования виртуальной модели для
их корректной интерпретации и применения.

Динамическая коррекция модели. Сравнение результатов экспери-
мента и расчетных данных показало, что расчетная модель позволяет
воспроизвести поведение конструкции при экспериментальных ус-
ловиях нагружения, причем было подтверждено существование фи-
зических эффектов, обнаруженных ранее на экспериментальной ста-
дии ("бегущая волна"). Однако на количественном уровне согласо-
ванность эксперимента и данных расчетной модели, соответствую-
щей ес исходной конфигурации, нельзя назвать удовлетворительной
Это вызвано тем обстоя гельством. что на результаты расчетов суще-
ственно влияют параметры расчетной модели, точные значения ко-
торых на момент проведения расчетов отсутствовали, а именно:

•	демпфирование в конструкции для искомого диапазона собст-
венных частот;

•	массово-инернионныс характеристики отдельных агрегатов
конструкции, с движением которых можно связать конкретные
формы собственных колебаний планера ("пилонные" тона колеба-
ний). Моделирование массовых характеристик агрегатов в виде со-
средоточенных масс без учета массовых моментов инерции приво-
дит к существенным погрешностям в определении искомых матриц
податливости (жесткости);

•	местные (локальные) жесткости узлов крепления агрегатов, с
движением которых можно связать конкретные формы собствен
ных колебаний планера.

Была проведена серия расчетов, в ходе которых определялось
влияние (параметры чувствительности) перечисленных выше пара-
метров на величину соответствия физической и виртуальной мо-
делей. Кроме параметров, перечисленных выше, определено влия-
ние величины демпфирования в узлах крепления двигательной
установки (ДУ) и сочленения ДУ с корпусом главного редуктора.

Для учета влияния указанных параметров на динамические ха-
рактеристики конструкции исходная модель была доработана с ис-
пользованием соответствующих конечных элементов (КЭ) из биб-
лиотеки Msc.Nastran — в модель были включены элементы-
демпферы и элементы-пружины Далее решалась задача идентифи-
кации искомых параметров

В условиях конкретною эксперимента отсутствовала возмож-
ность использования критерия кросс-корреляционных матриц МА(.
Рис. 12. Собственная форма колебаний и формы вынужденных колебаний при частоте
резонанса, мнимые составляющие

(сравнение по собственным формам колебаний), ввиду того, что
при наличии демпфирования в системе и при использованной
схеме вибровозбуждения невозможно экспериментально получить
формы колебаний, близкие к собственным. Для демонстрации
этого факта на рис. 12 дано сравнение расчетных форм собственных
колебаний и форм вынужденных колебаний при продольном
возбуждении на резонансной частоте. Из сравнения видно, что если
общая форма вынужденных колебаний фюзеляжа в целом совпадает
с собственной формой колебаний соответствующей частоты, то
деформации в зоне главного редуктора существенно отличаются.

Сравнение по критерию FRAC показывает, что доработанная мо-
дель в гораздо большей степени соответствует особенностям дина-
мического поведения конструкции, выявленной в эксперименте.

Выполнена расчетная оценка влияния на динамические характе-
ристики конструкции натяжения троса по оси несущего винта. Раз-
ница между вариантами с натяжением тросов и без натяжения нахо-
дится в пределах 3 % — для величин расчетной динамической жест-
кости и менее 1 % — для величин собственных частот.

На рис. 13... 18 даны расчетные амплитудно-частотные характери-
стики конструкции и показаны формы вынужденных колебаний пла-
нера при частоте 19 Гц. Сравнение с данными эксперимента показы-
вает, что доработанная модель с большой точностью отражает пове-
дение реальной конструкции.

В табл. 8... 12 приведены значения коэффициентов матрицы по-
датливости, полученные расчетным путем для условий эксперимен-
та, отличающихся массой платформы.
Таблица 4

Сравнение исходной и доработанной моделей но критерию FR.4C

Направление нагрузки возбуждения	Величина IRAC	
	до коррекции	после коррекции
Продолы юс	0,282	0,962
Вертикальное	0,623	0,8)2
Поперечное	0,717	0,907

Таблица 5

Сравнение собственных частот планера в полетной и экспериментальной
конфигурациях (исходная модель)

№ гона	Планер в полетной конфигурации		Планер в экспериментальной конфигурации	
	Частота	Форма колебаний	Частота	Форма колебаний
1	0,000	Ux	0,813	fiZ
2	0.000	fiY	1 III	fiY
3	0,000	fiZ	1,227	ПХ
4	0.000	fiX	1,678	fiZ + Ux
5	0,000	Uy + fiZ	2 401	Uy
6	0.000	Uz + fiX	4,050	fiZ + Z
7	4,382	Вихб	4,637	Вихб
8	4,674	Гихб	4,839	Гихб
9	9.552	Крхб	9,702	Крхб
Окончание табл 5

№ тона	Планер в полетной конфигурации		Планер в экспериментальной конфигурации	
	Частота	Форма колебаний	Частота	Форма колебаний
10	10,030	HwiohGZ	11,266	иуду
11	11,274	ПуДУ	12.658	И киля в н.п
12	12.024	Пилон ПХ	16.420	ВИФ1
13	12.565	И КИЛЯ В ПЛ. 1	к 18.741	ГИФ1
14	16.564	ВИФ1	* 22,047	ПилонЯХ
15	19,823	ГИФ1 + КрФ	22,454	ГИ2хб
16	22.516	Ги2хб	>22,763	Пилон FiZ
17	22,795	КрФ2	23,417	ВИФ2 л-
				+ Пилон FiZ
18	23,836	ВИФ2	25,321	
19	25,722		25,969	
20	26.006		26,192	

Таблица 6

Сравнение собственных частот планера в полетной и экспериментальной
конфигурациях (доработанная модель), масса платформы 158 кг

№ тона	Планер в полетной конфигурации, модель после коррекции		Планер в экспериментальной конфигурации с массой платформы 158 кг, модель после коррекции			
	Частота	Форма коле- баний	Свобод- ный планер. Частота	Без натяга Частота	Натяг 4 тс. Частота	Форма колебаний
1	0,00	ПХ	0,00	0,74	0,86	fiZ
2	0.00	fiY	0,00	0 93	0.95	fiY
3	0,00	Uz + fiX	0,00	0.98	1,08	fiX
Окончание табл. 6

№ тона	Планер в ноле гной конфигурации, модель после коррекции		Планер в экспериментальной конфигурации с массой платформы 158 кг, модель после коррекции			
	Частота	Форма коле- баний	Свобод- н ы й планер. Частота	Без натяга. Частота	Натяг 4 тс. Частота	Форма колебаний
4	0,00	Ux	0,00	1,37	1,38	fiZ + Ux
5	0,00	fiZ	0,00	1,59	2,17	Uy
6	0,00	Uy + fiZ	0,00	3,18	3,30	fiZ + Z
7	4,36	Вихб	4,46	4,55	4,57	Вихб
8	4.66	Гихб	4,73	4,78	4,79	Гихб
9	8,30	1 huioiifiZ	9,63	9,63	9,63	Крхб
10	9,36	Крхб	\ н,оз	11,03	11,04	иуДУ
11	10,30	Пилон fiX	12.60	12,6)	12,62	Икиля в в.п.
						
12	11,05	иуДУ	*16,07	16,10	16,20	Пилон FiZ
13	12,51	Икиля в	\ 17,94	17,94	18,13	Пилон FiZ +
		пл.	\			+ ВИФ1
14	16,05	ВИФ1	>18,46	18,48	18,61	11илон FiX
15	19,45	ГИФ1 +	21,36	21,39	21,61	ГИФ1
		Крф				
16	22,32	ГИ2хб	22,42	22,41	22.41	Г И 2хб
17	22,50	КрФ2	22,85	22,95	22,97	ВИФ2+ + nn.ionFiZ
18	23,02	ВИФ2	24,30	24,40	24,47	
19	25,00		25.95	25,95	25,97	
20	26,00		26.69	26,70	26,70	
Таблица 7

Сравнение собственных частот планера в полетной и экспериментальной
конфигурациях (доработанная модель), масса платформы 198 кг

№ тона	Планер в полетной конфигурации, модель после коррекции		Планер в экспериментальной конфигурации с массой платформы 198 кг, модель после коррекции			
	Час- тота	Форма колебаний	Свободный планер Частота	Без натяга Частота	Натяг 4 тс Частота	Форма колебаний
1	0,00	их	0,00	0,75	0,86	П7
2	0,00	fiY	0,00	0,93	0,95	fiY
3	0.00	1 Jz + fiX	0.00	0,98	1,08	fiX
4	0.00	Ux	0.00	1,38	1.38	fiZ + Ux
5	0,00	fiZ	0.00	1,91	2.17	Uy
6	0.00	Uy + 117	0.00	3,19	3,28	fiZ + z
7	4,36	В ихб	4,46	4.56	4,57	Вихб
8	4,66	Гихб	4.72	4,78	4,79	Г ихб
9	8.30	ЛплонП/	9,63	9,66	9,63	Крхб
10	9,36	Крхб	11 03	11,03	11,03	иуДУ
11	10,30	ПилопАХ	12,59	12,62	12,62	Икиля н в и
12	11,05	СуДУ \	15,67	15,71	15,85	ПнлопГ 1/.
13	12,51	Икиля в пл.	\	17,29	17,31	17 43	HiliohFiZ + В11Ф1
14	16,05	ВИФ1	* 17,82	17,84	18.01	Пилон FiX
15	19 45	ГИФ1 + КрФ	20,55	20,58	21,71	ГИФ1
16	22,32	Г И 2хб	22,41	22,42	22,41	ГИ2хб
17	22.50	КрФ2	22,84	22,95	22,95	ВИФ2+ + Пилон FiZ
18	23,02	ВИФ2	24,11	24,27	24,29	
19	25 ОС		25.93	25,94	25.94	
20	26,00		26,68	26.69	26 69	
Рис. 13. Амплитудно-частотная характеристика конструкции в зоне установки ИВ
(отклик в продольном направлении), возбуждение усилием в продольном направлении

Рис. 14. Амплитудно-частотная характеристика конструкции в зоне установки НВ
(отклик в вертикальном направлении), возбуждение усилием в вертикальном
направлении
Рис. 15. Амплитудно-частотная характеристика конструкции в зоне установки НВ
(отклик в поперечном направлении), возбуждение усилием в поперечном направлении

Рис. 16. Деформации упругой линии (вертикальные деформации) конструкции для фаз
колебаний, отличающихся на 24°, возбуждение усилием в продольном направлении на
частоте 19,2 Гц
Рис. 17. Деформации упругой линии (вертикальные деформации) конструкции для фаз
колебаний, отличающихся на 24°, возбуждение усилием в вертикальном направлении на
частоте 19,2 Гц

Рис. 18. Деформации упругой линии (поперечные деформации) конструкции для фаз ко-
лебаний, отличающихся на 24°, возбуждение усилием в поперечном направлении на час-
тоте 19,2 Гц
Таблица 8

Матрица динамической податливости — вариант до коррекции при частоте 19 Гц с
усилиями 146 к! и массой платформы 158 кг (без натяга)

Направление перемещения	I  1Управление возбуждения		
	X	У	Z
X	4.30Е-03	2,68 Е-04	2.80Е-03
У	2.68Е-04	3.99Е-05	7.40Е 04
Z	2.8ОЕ-ОЗ	7.40Е-04	L05E-02

Таблица 9

Матрица динамической податливости — вариант после коррекции при частоте
19 Гц с усилиями 146 кГ и массой платформы 158 кг (без натяга)

Направление перемещения	Направление возбуждения		
	X	У	Z
X	1.09Е-02	3.87Е-04	1.23Е-03
У	3,87 Е-04	1.61 Е-04	3.16Е-04
Z	1,23Е-03	3.I6E-04	7,91 Е-03

Таблица 10

Матрица динамической податливости — вариант после коррекции при частоте 19 Гц
с усилиями 180 к1 и массой платформы 198 кг (без нагяга)

I Управление перемещения	Направление возбуждения		
	X	У	Z
X	7.93Е-03	2.90 Е-04	9.90Е-04
У	2,90 Е-04	1,61 Е-04	3.25Е-04
Z	9.90Е-04	3.25 Е-04	9.14Е-03
Таблица 11

Матрица динамической податливости - вариант после коррекции при частоте 19 Гц
с усилиями 146 кГ и массой платформы 158 кг, учтено натяжение 4 тс

Направление перемещения	Направление возбуждения		
	X	Y	7.
X	1.09Е-02	3,81 Е-04	1.25Е-ОЗ
Y	3.81 Е-04	1.58Е-04	3,11 Е-04
Z	1.25Е-ОЗ	3,11 Е-04	7,91Е-03

Таблица 12

Матрица динамической податливости — вариант после коррекции при частоте 19 Гц
с усилиями 180 кГ и массой платформы 198 кг, учтено натяжение 4 тс

Направление перемещения	Направление возбуждения		
	X	Г	Z
X	7.17Е-03	2,47Е-04	8.28Е-04
Y	2.47Е-04	1.49Е-04	3,26Е-04
Z	8,28 Е-04	3.26Е-04	7.93Е-03

Таким образом, в статье:

1)	изложены процедуры расчетно-экспериментального подхода
применительно к исследованиям динамических характеристик кон-
струкции планера вертолета;

2)	приведены результаты экспериментального исследования
динамики планера вертолета Ми-38 в части определения матрицы
динамической податливости в зоне установки несущего винта;

3)	даны результаты численного анализа, проведенною в рамках
расчетно-экспериментального подхода. Показано, что данный под-
ход позволяет получить верифицированную на основе результатов
эксперимента расчетно-экспериментальную модель конструкции,
обладающую довольно высокой степенью достоверности.
Список литературы

1	Миль М.Л., Некрасов А.В,, Браверман А.С., Гродко Л.11 , Лейкина М.А. Вер-
толеты. Расчет и проектирование. М.: Машиностроение 1966.

2.	Ofict № 1/38—2008 по результатам наземных испытаний вертолета Ми-38
для определения динамической жесткости конструкции в месте установки
несущего винта.

3.	Schaak II. Hvbrid dynamic modal adjustment of very large aircraft // In Proc LMS
Conf.. Paris, Nov 2001.

4.	I’ickrcl C.R. Airplane ground vibration testing — correlation with nominal modal
model // In Proc. IMAC 20. Int Modal Analysis Conf., 949-956 Los Angeles (CA), 4-7
Feb 2002.

ИСТОРИЯ СОЗДАНИЯ ВЕРТОЛЕТА В-7 -
ПЕРВОГО В МИРЕ ВЕРТОЛЕТА С ТРД
НА КОНЦАХ ЛОПАСТЕЙ

Г. Г. Лазарев

В поисках оптимального решения конструкторы вертолетов про-
рабатывали различные типы привода несущею винта. Их было
три: трансмиссионный, реактивный компрессорный и реактив-
ным с двигателями на концах лопастей. Особенно остро встал во-
прос о типе привода несущего винта в 1950-е гг., когда советские и
зарубежные конструкторы приступили к проектированию тяжелых
вертолетов В этот период было много теоретических проработок и
экспериментов.

Одним из наиболее приоритетных направлений в тс голы счита-
лось создание вертолетов с реактивным приводом несущего винта,
т.е. с таким приводом, при котором крутящий момент винта созда-
ется силой реакции газов, вытекающих из устройств на концах ло-
пастей. Отказ от механической трансмиссии должен был нс только
упростить и облегчить конструкцию вертолета, но и значительно
повлиять на его весовое совершенство Кроме того, при этом отсут-
ствовал крутящий момент несущего винта, а следовательно, не бы-
ло необходимости в энергоемких и громоздких средствах ei о пари-
рования, что также упрощало компоновку вертолста.
Наиболее простой из реактивных приводов несущего винта
компрессорный: двигатели устанавливаются в фюзеляже, вырабо-
танные ими газы подаются через вал несущею винта, втулку и лопа-
сти в реактивные горелки, установленные на конце лопасти. Такие
вертолеты строили англичане, французы и американцы Компрес-
сорный привод оказался неэкономичным из-за больших (порядка
50 %) потерь энергии газа на пути от газогенератора до горелок.

Из всех видов реактивных приводов наиболее экономичным
представлялся привод посредством ТРД, устанавливаемых на кон-
цах лопастей несущею винта. Нал таким приводом несущего винта
вели работы американская фирма Хиллера и фирма Миля. Фирма
Хиллера отрабатывала на вращающемся стенде реактивный несу-
щий винт с реактивным двигателем, имеющим тягу 50 кгс.

Предварительно М.Л. Миль был намерен построить небольшой
опытный четырехместный вертолет, на котором предстояло опробо-
вать реактивный привод несущего винта и решить ряд специфиче-
ских для такой схемы проблем Ему удалось заинтересовать своей
идеей сначала представителей ГВФ, а затем и военных, и 20 декабря
1956 г. вышло правительственное постановление о разработке опыт-
ного вертолета В-7 с реактивным приводом несущего винта.

Над реактивным вертолетом совместно с МВЗ работали Запорожское
моторостроительное ОКБ-478, ЦАГИ и ЦИАМ. Проектирование и по-
стройка вертолета В-7 продвигались очень быстро В декабре 1957 г
рабочее проектирование было в основном закончено, и опытное произ-
водство завода № 329 заложило сразу серию из пяти машин Ведущим
конструктором по В-7 быт назначен инженер А.В Кочкин, а затем -
Г.Г. Лазарев.

Конструкция вертолета была максимально простой (рис. 1). Основу
составлял цельнометаллический каплевидный фюзеляж клепанной
конструкции. В верхней части силовых шпангоутов монтировалась
на болтах литая плита. К фланцу плиты крепился небольшой ре-
дуктор, состоявший из вала несущего винта и приводов рулевою
винта и агрегатов На оси вала несущего винта устанавливались
втулка с лопастями и автомат перекоса. К переднему торцу плиты
присоединялся кронштейн с качалками управления и гидроусили-
телями. По бокам фюзеляжа находилось три двери. В кабине, по-
мимо летчика, могли разместиться еще три пассажира или носил-
ки с больным и сопровождающий медработник. Топливный бак на-
ходился под полом Насос направлял горючее в топливный ретуля-
тор, из которого оно поступало в коллектор вала несущего винта и
оттуда под действием центробежной силы — к ТРД, расположенным
на концах двухлопастного несущего винта.
I / jt- *	'	4	Л > / г VT 9 W* w ►

Рис. 1. Вертолет В-7

Лопасти прямоугольной формы имели стальной лонжерон, деревян-
ный каркас и фанерную обшивку. Они крепились к втулке посредством
осевых и общего горизонтального шарниров. В носках нервюр лопастей
были проложены топливные трубки. Электропроводка проходила внут-
ри лонжерона. Сверху на конце вала несущего винта монтировался то-
косъемник приборов силовой установки. При разработке системы путе-
вого управления сначала планировали ограничиться хвостовым опере-
нием, установленным в индуктивном потоке несущего винта, но сопро-
вождавшие разработку В-7 всесторонние исследования моделей в аэро-
динамической трубе показали необходимость сохранения рулевого вин-
та. Его установили сзади фюзеляжа на короткой трубчатой ферме. Та-
ким образом, избежать установки трансмиссии и хвостового винта на
вертолет не удалось. На В-7 конструкторы ОКБ М.Л. Миля впер-
вые в нашей стране применили полозковое шасси. Установленные на
задних поперечных трубах амортизаторы служили для предотвращения
земного резонанса. Вертолет оснащался облегченным комплектом пи-
лотажного приборного оборудования, предусматривался его военный
вариант с системой вооружения.
Успешное воплощение плен вертолета с реактивным приводом несу-
щего винта зависело в первую очередь от создания достаточно легких и
малогабаритных двигателей, способных надежно работать в поле цен-
тробежных сил при больших перегрузках, а также систем питания топ-
ливом и управления двигателями. Из многих руководителей авиамо-
торных ОКБ. привлеченных к решению этой задачи, за проектиро-
вание специального ТРД взялся только главный конструктор А.Г. Ив-
ченко Разработанный в его ОКБ-478 (ЗНКБ "Прогресс") двигатель
АИ-7 тягой 70 кге представлял собой простейший ТРД с центробежным
компрессором и одноступенчатой турбиной. С целью уравновешивания
гироскопическою момента от турбокомпрессора на двигатель были ус-
тановлены три маховика, вращавшиеся в сторону, противоположную
турбокомпрессору. Для охлаждения масла двигателя был установлен
ребристый маслорадиатор Такое решение гашения гироскопического
момента и охлаждения масла было простейшим, но, как показали
дальнейшие события, неправильным.

Двигатели ЛИ-7 были получены заводом № 329 только в декабре
1959 г., сам вертолет был собран задолго до этого Сразу же после пер-
вого запуска ТРД возникли проблемы: двигатель нс выходил па рабо-
чие обороты и нс развивал заданной тяги из-за большого отбора мощно-
сти на вращение маховиков Поэтому их пришлось снять с двигателей.
Гироскопические моменты от двигателей перешли на лопасти и систе-
му управления общим шагом несущего винта Па взлетном режиме он
составлял до 100 кге-м.

Масло в дви! атслс перегревалось Для охлаждения перегревавшейся
маслосистсмы инженеры ОКБ М.Л. Миля под руководством начальника
бригады П.А. Богзевича спроектировали уникальный трубчатый масло-
радиатор, размещенный вокруг воздухозаборника двигателя (виден па
рис 2). Теперь АИ-7 развивал заданную тягу, но все нагрузки от гиро-
скопического момента стала воспринимать несущая система.

На рис 2 показано, каким образом производился запуск двигате-
лей вертолета В-7. Для запуска двигателей несущий винт вертолета
ставился на тормоз. Съемный электростартер подключался сначала
к одному двигателю, а затем, после запуска первого двигателя, сни-
мался и подключался ко второму. После запуска обоих двигателей
стартер убирался механиком в фюзеляж.

С декабря 1959 по март 1962 г. (рис. 3) проводились испытания реак-
тивного вертолета. Но он упорно отказывался взлетать.

Причина такою поведения вертолета выяснилась после того, как в
сборочном цехе конец лопасти несущего винта нагрузили крутящим
моментом 100 кге-м. При этом вся обшивка лопасти покрылась гофра-
ми, а конец лопасти закрутился на 6° вниз. Испытания вновь пришлось
остановить. Для парирования этого крутящего момента был заказан бо-
Рис. 2. Бортмеханик С. Колосов запускает двигатель ЛИ- 7

лее мощный бустер общего шага. Нулевой угол лопастей увеличили на
6°. Были спроектированы и установлены капоты на двигатели. Двигате-
ли были отправлены в ремонт.

Но уже после 1962 г. стало ясно, что с двигателями, не имеющими
гашения гироскопического момента, вертолет не построишь. Работы по
В-7 были пущены на самотек. Ведущий конструктор В-7 А.А. Кочкин
перешел работать на парашютную фирму - строить ротошуты с реак-
тивным приводом несущего винта. Исполняющим обязанность ведуще-
го конструктора назначили меня, в то время молодого конструктора.

За два года были отремонтированы двигатели и доработан верто-
лет В-7. Испытания были возобновлены 25 марта 1965 г. И опять не-
удача: при первом запуске вертолета один двигатель АИ-7 заклини-
ло из-за неправильной сборки. После ремонта двигателя испытания
возобновились 6 августа того же года. Вертолет был основательно
препарирован. Около площадки с закрепленным на привязи верто-
летом был установлен домик на колесах с записывающей аппарату-
рой, прибористы и ведущие инженеры находились в этом домике.
С 6 августа по 11 ноября было произведено 40 запусков двигателей с
раскруткой несущего винта. Вертолет во время раскруток иногда за-
висал на привязи. Все системы реактивного вертолета работали
удовлетворительно. Во время зависаний вертолет хорошо управлял-
Рис. 3. Вертолет В- 7 во время наземных испытаний

ся. Двигатели выходили на взлетный режим при центробежной пе-
регрузке 290g. Было рассчитано, что оптимальный режим работы
двигателей для висения вертолета В-7 — крейсерский, когда закрут-
ка лопастей от гироскопического момента двигателей не превы-
шает -4°. Во время работы реактивных двигателей на вращающихся
лопастях шум от них напоминал шум паровоза.

11 ноября во время очередного этапа испытаний руководство
л₽тной станции решило для киносъемки максимально раскрутить
несущий винт. Увеличив шаг несущего винта, вертолет должен был
зависнуть на привязи за счет инерции несущего винта. Такую рас-
крутку механик-испытатель В. Выгловский должен был провести до
начала основной части программы. Запись вела только постоянно
пишущая аппаратура. Несущий винт дважды вышел на повышен-
ные обороты, затем испытатели увидели две вспышки на концах ло-
пастей и услышали два сильных хлопка. Вертолет резко накренился
влево, затем выровнялся, завис на привязи и после падения оборо-
тов несущего винта плавно опустился на брюхо фюзеляжа, так как
задние стойки шасси были оторваны.
Как потом рассказал механик-испытатель, в момент первого
хлопка у пего вырвало ручку управления вертолетом, опа описала
круг против часовой стрелки и остановилась после второю хлопка.
Смотровое стекло домика испытателей было пробито лопаткой тур-
бины двигателя и один осциллограф поврежден Подбежавшие к
вертолету участники эксперимента увидели, что оба двигателя раз-
рушились по среднему стыку. Передние части силовых установок с
турбокомпрессорами массой примерно 30 кг отсутствовали. На ло-
пастях остались пояса крепления двигателей к лопасти с приварен-
ными к ним внешними кожухами камер сгорания и скрепленные с
ними корпуса турбин, сопла, а также задние части мотогондол.

Из анализа материалов аварии следует, что сначала разрушился
двигатель справа по направлению полета, затем, после поворота на
405е, разрушился второй двигатель. К счастью для испытателей,
двигатели оторвались почти одновременно и оторвавшиеся части
двигателей пролетели мимо. Первая оторвавшаяся часть силовой
установки улетела на 300 м в поле, вторая — врезалась в грузовую
платформу Мп-10 у домика испытателей

Как выяснилось позже, причиной разрушения двигателя была нс
центробежная перегрузка, а то, что взлетные обороты турбоком-
прессора двигателя ЛИ-7 были критическими. Роторы турбоком-
прессоров двигателей вошли в резонансные колебания и разрушили
шпильки крепления корпуса турбокомпрессора к силовому иоясу
двигателя.

Конструкторы были вынуждены признать дальнейшую работу с
двигателем ЛИ-7 бесперспективной. Возлагали надежду на разрабо-
танный в ЦИАМе новый турбореактивный двигатель МД-3, гиро-
скопический момент на котором уравновешивался за счет противо-
положного вращения компрессора и турбины. Но и этот двигатель
нуждался в длительной доводке, как, впрочем, и многие другие эле-
менты реактивного вертолета. Тогда М.Л. Миль делает вывод, что
увеличивать грузоподъемность вертолетов более целесообразно пу-
тем использования многовинтовых схем с механическим приводом
несущего винта. Работы над реактивным вертолетом В-7 были пре-
кращены

В-7 стал первым и единственным в мире реактивным вертолетом
с ТРД на концах лопастей, а коллектив ОКБ М.Л. Миля приобрел
опыт работы над созданием винтокрылых летательных аппаратов
такого типа. С целью сохранения накопленного опыта мною на ос-
нове материалов на МВЗ, ЦИАМе, ЦАГИ и двигательного ЗМКБ
Прогресс' была подготовлена рукопись "Реактивный вертолет с
турбореактивными двигателями на концах лопастей". С учетом
ожидаемых перспектив развития реактивных двигателей и вертоле-
тов проведен анализ, при какой грузоподъемности создание реак-
тивных вертолетов с ТРД на лопастях целесообразно. В результате
получен вывод о том, что реактивный привод несущего винта с дви-
гателями на концах лопастей целесообразно использовать при соз-
дании вертолетов грузоподъемностью 40 т и выше. При снижении
удельных весов реактивных двигателей планка целесообразности
применения реактивного привода несущего винта будет смещаться
в сторону вертолетов с меньшей грузоподъемностью
Сведения об авторах

миль
Михаил Леонтьевич

(1909—1970)

НЕКРАСОВ
Андрей Владимирович
(1926—2005)

ГРОДКО
Лев Наумович
(1926 - 1980)

М.Л. Миль — выдающийся советский авиаконструктор и уче-
ный, один из основателей отечественного вертолетостроения, ос-
новоположник научно-технической школы мирового уровня. Ге-
неральный конструктор, доктор технических наук, профессор.

В 1947 г. начинает работу опытно-конструкторское бюро
М.Л. Миля, от которого ведет свою историю Московский верто-
летный завод имени М.Л. Миля.

Под руководством М.Л. Миля создано 9 типов серийных вер-
толетов: Ми-1 (1948), Ми-4 (1952), Ми-6 (1957), Ми-10 (1960),
Ми-2 (1961), Ми-8 (1962), Ми-ЮК (1965), Ми-14 (1967), Ми-24
(1969), а также экспериментальный В-7 £1957) и опытный В-12
(1967). Вертолеты марки "Ми" выпускались массовыми сериями,
всего - около четверти мирового парка. Они широко применя-
ются в народном хозяйстве и Вооруженных Силах нашей страны
(95 % парка), эксплуатируются в более чем 110 странах. На
вертолетах марки "Ми" установлено свыше 60 мировых рекордов.

М.Л. Миль вместе со своими учениками разработал теорию
современного вертолета, позволившую на практике решить ряд
сложных проблем, относящихся к усталостной прочности верто-
летных агрегатов, флаттеру лопастей винтов, устойчивости и
управляемости вертолета, земному резонансу и др. Основы этой
теории изложены в монографии "Вертолеты. Расчет и проектиро-
вание", кн. 1, 2, 1966—1967 (написана совместно с его соратника-
ми А.В. Некрасовым, А.С. Браверманом, Л.Н. Гродко,
М.А. Лейкандом).

М.Л. Милю присуждены Ленинская премия (1958), Государ-
ственная премия (1968), звание Героя Социалистического Труда
(1966).

А.В. Некрасов — выдающийся ученый в области аэроупруго-
сти, прочности, аэродинамики и проектирования вертолетов.
Ученик, друг и ближайший соратник М.Л. Миля, участвовал в
создании всех вертолетов марки "Ми”.

А.В. Некрасов разработал теорию флаттера несущего
винта вертолета, тем самым эта проблема была решена еще на
этапе проектирования для всех Милевских вертолетов, после-
довавших за Ми-4, на котором это опасное явление
проявилось впервые.

Автор 55 печатных трудов и изобретений, один из авторов
фундаментального труда "Вертолеты. Расчет и проектирование",
в котором ему принадлежат несколько важных разделов: "Флат-
тер несущего винта", "Вихревая теория несущего винта",
"Упругие колебания и прочность лопасти".

В 1976 г. издательством "Машиностроение" выпущена книга
"Вертолеты. Выбор параметров при проектировании", в которой
А.В. Некрасов написал важнейшую главу "Выбор оптимальных
параметров и схемы транспортного вертолета по максимуму
полезной нагрузки".

А.В. Некрасов — доктор технических наук, профессор, дваж-
ды лауреат Государственной премии — за создание вертолетов
Ми-6, Ми-10 (1968) и уникального вертолета Ми-26 (1984).

Л.Н. Гродко - крупный специалист в области механики,
прочности и динамики, ученик М.Л. Миля. Доктор технических
наук, профессор, автор многих печатных трудов и изобретений.
Разработал теорию "земного резонанса", позволившую исклю-
чить это явление на всех вертолетах марки ”Ми".

В фундаментальном труде "Вертолеты. Расчет и проектиро-
вание" Лев Наумович написал две важнейшие для вертолетной
специфики главы — "Вибрации вертолета" и "Земной резонанс".

Самусенко
Алексей Гавриилович —
генеральный
конструктор,
лауреат
Государственной премии

Браверман
Александр Самойлович -
главный специалист,
доктор технических наук,
лауреат Государственной
премии

Григорьев

Владимир Дмитриевич —
ведущий конструктор
1й авиаконструктор и уче-
те вертолетостроения, ос-
олы мирового уровня. Ге-
еских наук, профессор,
ю-конструкторское бюро
орию Московский верто-

но 9 типов серийных вер-
1-6 (1957), Ми-Ю (I960),
65), Ми-14 (1967), Ми-24
7 (1957) и опытный В-12
гись массовыми сериями,
1. Они широко примени-
мых Силах нашей страны
ее чем ПО странах. На
ше 60 мировых рекордов,
ками разработал теорию
на практике решить ряд
остной прочности верто-
винтов, устойчивости и
нансу и др. Основы этой
еты. Расчет и проектиро-
вместно с его соратника-
эманом, Л.Н. Гродко,

премия (1958), Государ-
оциалистического Труда

|й в области аэроупруго-
:ктирования вертолетов.
1.Л. Миля, участвовал в
ю флаттера несущего
ма была решена еще на
ких вертолетов, после-
это опасное явление

тений, один из авторов
:чет и проектирование",
ажных разделов: "Флат-
рия несущего винта",
и".

оение" выпушена книга
ктировании", в которой
>у "Выбор оптимальных
ртолета по максимуму

наук, профессор, дваж-
за создание вертолетов
>лета Ми-26 (1984).

г в области механики,
ля. Доктор технических
: трудов и изобретений.
, позволившую исклю-
чи "Ми".

ы. Расчет и проектиро-
гйшие для вертолетной
Г и "Земной резонанс".

Самусенко
Алексей Гавриилович —
генеральный
конструктор,
лауреат
Государственной премии

Браверман
Александр Самойлович —
главный специалист,
доктор технических наук,
лауреат Гэсударственнои
премии

Григорьев
Владимир Дмитриевич —
ведущий конструктор

Александрин
Юрий Семенович —
заместитель
начальника отдела,
кандидат
технических наук

Вайнтруб

Александр Пинхасович —
главный специалист

Березовский
Юрий Васильевич —
начальник отдела

Голубцов
Серафим Алексеевич —
главный специалист

Грингауз

Михаил Алексеевич —

Есаулов
Сергей Юрьевич -

ведущий конструктор

руководитель проекта,
доктор технических

наук
Загордан
Александр Анатольевич —
начальник бригады

Иванова
Татьяна Васильевна —
ведущий конструктор

• Ивчин

Валерий Андреевич —

начальник отдела,
кандидат технических

наук

Рождественский

Михаил Георгиевич —
главный специалист,
заслуженный изобретите
СССР, кандидат
технических наук

Клеванцев
Игорь Иванович —
ведущий инженер
по летным испытаниям

Карапетян
Гурген Рубенович —
заместитель генерального
конструктора по летным
испытаниям, заслуженный
летчик испытатель, Герой
Советского Союза

Климов
Александр Михайлович —
старший
летчик-испытатель,
заместитель начальника
ЛИК по летному
обеспечению,
Герой России

Тимохин

Виктор Павлович —
главный специалист

Лазарев
Геннадий Григорьевич —
главный специалист
по силовым установкам

Юрий Александрович —
заместитель главного
конструктора,
кандидат технических

наук

Павленко
Николай Серафимович —
заместитель генерального
конструктора,
кандидат технических
наук
Ивчин

Валерий Андреевич —
начальник отдела,
кандидат технических
наук

Салтыков
Сергей Васильевич —
ведущий инженер ЦАГИ

Самсонов
Константин Юрьевич —
ведущий инженер

Рождественский
Михаил Георгиевич -
главный специалист,
заслуженный изобретатель
СССР, кандидат
технических наук

Климов
Александр Михайлович —
старший
летчик-испытатель,
заместитель начальника
ЛИК по летному
обеспечению.

Герой России

Черток
Олег Львович —
главный специалист

Яблонский
Евгений Всеволодович —
заместитель генерального
конструктора, лауреат
Государственной премии

Павленко
Николай Серафимович —
заместитель генерального
конструктора,
кандидат технических
наук
Содержание

Самуссико Л.Г. Предисловие .............. .	. . .	..........5

Миль М.Л. Экономичность авиационной техники...........................7

Миль М.Л. Перспективы развития винтокрылых аппаратов	21

Миль М.Л. Боковая балансировка, управляемость и устойчивость.

Двухвинтовые вертолеты поперечной схемы............................. 28

Гродко Л.Н. О колебаниях упругого несущего винта на кардановом
подвесе	......... . . .	.............................53

Некрасов А.В Основные особенности динамики прочности и конструкции
"жесткого" винта..................................... ...	59

Мягков Ю.А. О применении метода динамической жесткости к решению
задачи о собственных колебаниях винта на упругом анизотропном
основании	104

Карапетян Г.Р. Выполнение посадки вертолета Ми 26 на режиме
авторотации	....	111

Мягков 10.А., Березовский 10.В. Флаттер лопастей несущего винта
вертолета	.	...	...	..................134

Павленко Н.С. Устойчивость анизотропных винтов	. . 150

Голубцов С.А., Загордан А.А. Обеспечение минимального уровня вибраций
на раннем этапе проектирования	168

Браверман А.С. Новый метод расчета идеального и реальною
несущих винтов......................................................172

Мягков Ю.А., Березовский К).В. Вибрации модернизированных вертолетов
семейства Ми-8 на этапах выбора параметров, проектирования
и модернизации (доводки) лопастей несущего винта ...	.	195

Ивчин В.А., Грингауз М.А. Экспериментальное исследование взаимовлияния
киля и хвостового винта на режиме висения шт натурном аэродинамическом
стенде..........	......................................204

Самуссико А.Г., Павленко П.С., Чалов Н.И., Голубцов С.А., Клеванцев И.И.,
Климов А.М.. Рождественский М.Г Результаты летных испытаний
вертолета Ми 38 ......................... .	.............. 237

Ивчин В.А., Самсонов К.Ю. Экспериментальные исследования модели
Х-образного рулевого винта с целью улучшения его аэродинамических
характеристик.	262

Ивчин В.А., Чертой ОЛ. Новая математическая модель динамики вертолета
для тренажеров и пилотажных стендов	.	280
Есаулов С.Ю., Вайнтруб А.П., Иванова Т В. Интеграция системы Simuhnk
с математической моделью вертолета и проведение исследований с целью
разработки алгоритмов САУ вертолета Ми-172 .......................... 298

Александрин Ю.С., Тимохин В.П. Методика и некоторые результаты
исследования особенностей характеристик посадочного удара вертолета
с учетом свойств поверхности посадочной площадки	307

Александрин Ю.С., Тимохин В.II. Методика расчетной оценки несущей
способности эластомерных подшипников при наличии дефектов	322

Загордан А.А., Голубпов С.А. О методе расчета на собственные крутильные
колебания трансмиссии вертолета с использованием матриц жесткости
и инерции несущего винта в плоскости вращения	.........331

Яблонский Е.В. Главное направление в развитии комплекса управляемого
ракетного вооружения вертолетов - реализация принципа
"пустил - забыл"......................................................342

Александрин IO.С., Григорьев В.Д., Рождественский М.Г. Салтыков С.В.

Расчетно-экспириментальныи подход к построению матрицы динамической
податливости конструкции вертолета Ми-38 ............................ 350

Лазарев Г.Г. История создания вертолета В-7 — первого в мире вертолета
с ТРД на концах лопастей............................................. 378

Сведения об авторах .	.	386
Научное издание

Миль Михаил Леонтьевич, Некрасов Андрей Владимирович,
Гродно Лев Наумович, Самусенко Алексей Гавриилович и др.

ВЕРТОЛЕТЫ. Труды ОКБ МВЗ им. М.Л. Миля

Редактор Д Я. Черные

Дизайнер ГН Галицына
Технический редактор В.Г Верхозин
Корректор В О Кабанова

Сдано в набор 05.04 10 г.
Формат 70x100 1/16
Печать офсетная

Подписано в печать 05.06 10 г

Бумага офсетная	Гарнитура NewtonC.

Усл. пен. л. 31,85	Уч -изд. л. 26,73

Тираж 600 экз. Заказ № 245т

ООО "Издательство Машиностроение",
107076, Москва, Стромынский пер , 4

Отпечатано в ФК11 "НИИ "Геодезия'
141292. г Красноармейск, Моск, обл.,
проспект Испытателей 14

ISBN 978-5 94275 519-5