Способ определения деформации в системе продольного управления и управления общим шагом несущего винта вертолета



Способ определения деформации в системе продольного управления и управления общим шагом несущего винта вертолета
Способ определения деформации в системе продольного управления и управления общим шагом несущего винта вертолета
Способ определения деформации в системе продольного управления и управления общим шагом несущего винта вертолета
Способ определения деформации в системе продольного управления и управления общим шагом несущего винта вертолета
Способ определения деформации в системе продольного управления и управления общим шагом несущего винта вертолета
Способ определения деформации в системе продольного управления и управления общим шагом несущего винта вертолета
Способ определения деформации в системе продольного управления и управления общим шагом несущего винта вертолета
Способ определения деформации в системе продольного управления и управления общим шагом несущего винта вертолета
Способ определения деформации в системе продольного управления и управления общим шагом несущего винта вертолета
Способ определения деформации в системе продольного управления и управления общим шагом несущего винта вертолета
Способ определения деформации в системе продольного управления и управления общим шагом несущего винта вертолета

 


Владельцы патента RU 2556043:

Открытое акционерное общество "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" (RU)

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к проектированию и летным испытаниям несущих винтов, установленных на вертолетах. Способ определения деформации системы управления несущим винтом вертолета в продольном управлении и управлении общим шагом несущего винта вертолета включает определение максимальной разницы между величинами шага винта, измеренными при выполнении летных испытаний и наземной градуировке. Для этого определяют углы установки лопастей НВ-φл, углы взмаха βл, углы качания лопасти ζл на одной или нескольких лопастях, вычисляют линейные перемещения рукавов втулки несущего винта при различных значениях углов общего шага φо.ш управления НВ. Измеряют усилия на бустерах, определяют зависимости отклонений углов установки лопасти и углов отклонения автомата перекоса в продольном направлении δв от шага винта φушв, проводят наземную градуировку на ненагруженной системе управления, включая забустерную и вращающиеся части управления. По полученной разнице Δφл о.ш устанавливают величину деформации от забустерной части системы управления до втулки несущего винта. Оценивают разницу между допустимым отклонением ручки управления по продольному каналу и полученным в полете, а затем регулируют перемещение ручки управления для получения устойчивого движения вертолета по скорости полета. Достигается повышение точности оценки деформаций в системе продольного управления. 10 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к авиационной технике, к проектированию и летным испытаниям несущих винтов, установленных на вертолетах, а именно к способу определения деформаций вращающейся и забустерной частей системы управления вертолета с целью оценки их влияния на углы циклического и общего шага лопастей несущего винта.

Необходимость разработки методики определения деформаций системы управления несущим винтом вертолета была вызвана тем, что при испытаниях самого тяжелого в мире вертолета Ми-26 была выявлена его неустойчивость по скорости полета по продольному каналу. На лопастях несущего винта вертолета Ми-26 применены высоконесущие профили МО и СВ, у которых центр давления существенно смещается назад при увеличении окружного числа Маха Mo и числа Маха на конце наступающей лопасти на азимуте ψ=90°(Мψ=90°). Вследствие этого увеличиваются шарнирные моменты на лопастях на азимуте ψ=90° и пикирующие моменты в канале продольного управления несущим винтом. Поэтому увеличение частоты вращения несущего винта, понижение температуры наружного воздуха и отгиб пластин и закрылков на лопастях вниз могут привести к настолько большим усилиям на бустере продольного управления, что они могут превысить располагаемое максимальное усилие бустера и, в конечном счете, вызвать его заклинивание. Такой факт имел место на вертолете Ми-26 ОП-2 при указанных выше условиях и закончился катастрофой.

Статическая неустойчивость вертолета Ми-26 по продольному каналу особенно существенна на больших скоростях полета [Татуев И.Е., Лосев B.C. Результаты летных исследований по определению характеристик продольной устойчивости и управляемости и нагружения конструкции вертолета Ми-26 в диапазоне скоростей 200-290 км/ч. Сборник трудов 3 форума РосВО и Юрьевских чтений. Издательство МВЗ им. М.Л. Миля, 1998. 10 с.].

Деформация системы управления, вследствие больших нагрузок на таких режимах, приводит к увеличению отрицательного градиента отклонений автомата перекоса по скорости полета.

Система управления несущим винтом вертолета представляет длинную цепь, состоящую из разных по конструкции элементов: рычаги управления углами установки лопастей, вертикальные тяги автомата перекоса, его вращающаяся тарелка и подшипник с обоймами, невращающаяся тарелка, карданная подвеска, тяги, качалки и траверса автомата перекоса, качалки, тяги забустерной части управления.

Совершенно очевидно, что измерения деформаций в полете в таких сложных системах управления, например, тензометрическими методами, в принципе, возможны, но такие методы не дадут приемлемой точности: качалки и рычаги имеют переменные моменты сопротивления изгибу, деформации в карданных подвесках и в подшипниках методами тензометрии или другими известными методами измерить проблематично.

Предлагаемый авторами метод измерения деформаций системы управления несущим винтом, судя по многочисленным публикациям, не имеет аналогов в рассматриваемой области ни в отечественной, ни в зарубежной практике.

Метод основан на измерении углов установки на одной или нескольких лопастях, углов махового движения и качания лопастей, а также перемещений штоков бустеров. Высокая точность измерений обеспечивается с помощью прецизионных датчиков углов поворота, применением высокоточной оптико-электронной аппаратуры при измерении азимутальных углов вращающихся тяг управления, а также обобщения дискретных полетных данных по большому количеству периодов вращения несущего винта.

Как показали исследования, замеренные углы установки лопастей содержат сумму составляющих: от перемещений всех элементов управления, как жесткой цепи управления, так и составляющей, вызванной не только деформациями, но и, как оказалось в процессе исследований, люфтами в многочисленных сочленениях системы управления несущим винтом.

Разность между замеренными углами установки лопастей и перемещениями элементов системы управления как жесткой цепи представляет собой не что иное, как деформацию системы управления под действием внешних нагрузок.

Для оценки влияния деформаций системы продольного управления на статическую балансировку по этому каналу необходимо было определить величину деформации, в том числе в полете на больших скоростях.

В целях сравнения деформаций в продольном канале управления, состоящем из длинной цепочки элементов, были определены также деформации в канале управления общим шагом винта, в котором цепь управления более короткая, а жесткость элементов конструкции выше, чем в канале продольного управления.

Известны работы, выполненные в ОАО «МВЗ им. М.Л. Миля» (Акт №04-2009, 2009 г. автор Рождественский М.Г.) на вертолете Ми-2. В работе представлены результаты обработки измерения шага рулевого винта при выполнении простых и комбинированных разворотов. Была найдена максимальная разница между величинами шага винта при выполнении разворотов и при наземной градуировке. Максимальная разница на режимах при одинаковых отклонениях педалей составила 1,5°.

На вертолете Ми-8 тем же автором были проведены летные исследования на комбинированных разворотах и других режимах полета с минимальными значениями (авторотация) и с максимальными значениями шага рулевого винта режима набора высоты до статического потолка на взлетном режиме работы двигателей (Акты №47-2009 и №48-2009, 2009 г.). Получено, что при максимальном отклонении педалей угол общего шага уменьшается на 1,5°, а при минимальных значениях шага разница между градуировочной зависимостью по штоку рулевого винта и по градуировке составляет по абсолютной величине 0,6°.

Судя по сведениям, полученным из приведенных исследований, деформация в цепи управления шагом рулевого винта происходит главным образом за счет деформации тросовой проводки, длина которой значительна: от корпуса главного редуктора до звездочки, расположенной на редукторе рулевого винта.

В проведенных исследованиях не выявлено влияние усилий или величин шарнирных моментов лопастей на величину деформации силовой части системы управления шагом рулевого винта. Кроме того, схема системы управления шагом рулевого винта значительно проще пространственной и сложной конструкции системы управления несущим винтом, геометрия которой меняется практически на всех эксплуатационных режимах полета.

Технический результат, на достижение которого направлено заявляемое изобретение, состоит в определении деформаций в каналах продольного и общего шага несущего винта с целью выявления их влияния на углы установки лопастей несущего винта для предотвращения преждевременного износа контактируемых поверхностей при эксплуатации и обеспечения устойчивого движения вертолета по скорости полета.

Для достижения указанного технического результата в способе определения деформации системы управления несущим винтом вертолета в продольном управлении и управлении общим шагом несущего винта вертолета, содержащем рычаги управления шагом несущего винта, вертикальных тяг автомата перекоса, его вращающейся тарелки и подшипника с обоймами, невращающейся тарелки, ее карданной подвески, качалки, траверсы автомата перекоса, качалки, тяги бустеров забустерной части управления, содержащий определение максимальной разницы между величинами шага винта, измеренными при выполнении летных испытаний и наземной градуировке, устанавливают датчики линейных перемещений с согласующими устройствами, установленными на втулку несущего винта и определяют углы установки лопастей НВ-φл, углы взмаха βл, углы качания лопасти ζл на одной или нескольких лопастях, вычисляют линейные перемещения рукавов втулки несущего винта при различных значениях углов общего шага φо.ш управления НВ, устанавливают оптико-электронный датчик для измерения азимутальных положений лопастей несущих винтов для измерений усилий на бустерах в продольном направлении и управления общим шагом НВ, токосъемник для передачи сигналов с датчиков на вращающейся втулке НВ на неподвижный фюзеляж, согласующее устройство, устанавливают тензорезисторы на качалке продольного управления и траверсе общего шага, индукционные бесконтактные датчики углов поворота устанавливают для измерения в полете углового перемещения рукавов втулки относительно горизонтального, вертикального и осевого шарниров, на бустерах циклического управления, для определения зависимости отклонений углов установки лопасти и углов отклонения автомата перекоса в продольном направлении δв от углов общего шага винта φо.ш, проводят наземную градуировку на не нагруженной системе управления, включая забустерную и вращающиеся (первой и второй) части управления, вычисляют и строят основные следующие градуировочные зависимости:

- выходных сигналов датчиков на бустере продольного управления от углов автомата перекоса δв при различных значениях углов общего шага φо.ш;

- выходных сигналов каналов согласующего устройства СУ ФЧВ от углов махового движения βл, качания ζл и установки лопасти φл;

- углов установки лопасти на азимуте ψпрод=134° от угла наклона автомата перекоса в продольном направлении;

- углов установки лопасти от углов общего шага по указателю шага винта (УШВ) при разных положениях автомата перекоса по продольному каналу;

- углов установки лопасти φл от угла взмаха βл при разных углах ζл для разных значений угла общего шага по УШВ (в качестве примера);

- углов установки лопасти φл от угла качания лопасти ζл при разных углах βл для разных значений угла общего шага по УШВ, по результатам градуировок остальные зависимости строились в качестве примера.

Деформацию системы управления несущим винтом удобно выражать через приращения углов установки лопастей, вызванные податливостью всей цепи управления от корпуса осевого шарнира втулки винта до бустера. Деформация определяется разностью двух углов: замеренного на осевом шарнире втулки угла установки лопасти φл зам., определяемого отклонениями элементов системы управления, маховым движением лопасти, ее перемещением относительно вертикального шарнира для жесткой цепи управления, а также деформациями, люфтами и углами ϕ л ж , которые определяются перемещениями элементов забустерной и вращающейся частей системы управления и втулки несущего винта при отсутствии деформации, т.е. жесткой системы управления - ϕ л ж :

значение угла установки лопасти для жесткой системы управления представляется следующим соотношением:

где - измеренные в полете угловые положения лопасти;

- значение компенсатора взмаха лопасти;

- значение компенсатора качания лопасти;

- поправки для углов установки на стояночное положение лопасти и для приведения полетных значении к градуировочным зависимостям;

ψ - текущее значение угла азимута оси тяги автомата перекоса обследуемой лопасти.

Замеренные углы установки лопастей φл зам. подвергаются гармоническому анализу (Лосев B.C., Щукина В.И. Методика исследования суммирования гармоник обобщенных сил на летательных аппаратах, имеющих воздушные винты с четным числом и неравномерным распределением лопастей по диску. Отчет №46-09-II, ФГУП ЛИИ им. М.М. Громова, 2009. 106 с.).

Определяются средние значения углов φл прод и их первые ϕ л 1 гармоники.

Величины углов установки лопастей, изменяющиеся по первой гармонике и содержащие составляющие за счет перемещений и деформаций элементов продольного управления:

По натурным градуировкам потенциометрических датчиков, используемых для замеров ходов штоков бустеров, которые выражаются через углы отклонения автомата перекоса δв, φо.ш и получены в условиях отсутствия деформаций и по результатам измерений в полете углов поворота элементов втулки винта относительно трех шарниров, а также полученных градуировочных зависимостей определяются углы установки лопастей соответствующие жестким забустерной и вращающейся частям управления,

Тогда по разности между углами установки лопастей, изменяющимися по первой гармонике φIпрод) и величинами можно определить искомые приращения углов установки лопастей от деформации системы управления в цепи от корпуса осевого шарнира до соответствующего бустера:

Для вычисления деформаций по каналу управления общим шагом винта в формуле принимаются:

где βл ср и ζл ср - средние за режим значения углов взмаха и качания лопасти.

Сумма деформаций первого и второго участков по каналу управления общим шагом несущего винта будет равна:

По полученной разнице Δφл.о.ш устанавливают величину деформации от забустерной части системы управления до втулки несущего винта. Оценивают разницу между допустимым отклонением ручки управления по продольному каналу и полученным в полете, а затем регулируют перемещение ручки управления для получения устойчивого движения вертолета по скорости полета.

Предлагаемый способ поясняется следующими фигурами:

На фиг.1 показана схема установки датчиков для измерения угловых перемещений лопасти несущего винта, где:

1 - датчик угла махового движения лопасти несущего винта βл;

2 - датчик угла перемещения лопасти ζл несущего винта;

3 - датчик угла установки лопасти φл несущего винта;

4 - вал несущего винта;

5 - рычаг управления углом установки лопасти;

ВШ - вертикальный шарнир несущего винта;

ОШ - осевой шарнир несущего винта;

9 - (гребенка присоединения) лопасти несущего винта (к втулке).

На фиг.2 показана схема автомата перекоса несущего винта:

6 - рычаг управления углом установки лопасти;

7 - горизонтальная тяга, подсоединенная к бустеру системы продольного управления несущего винта;

8 - бустеры продольного управления и управления общим шагом несущего винта;

9 - лопасть несущего винта;

10 - корпус осевого шарнира;

11 - тяга перемещения датчика МУ-615;

12 - вертикальная тяга автомата перекоса;

13 - опора вертикальной тяги автомата перекоса;

14 - ползун автомата перекоса;

15 - вращающееся кольцо автомата перекоса;

16 - основание автомата перекоса;

17 - горизонтальная тяга к бустеру;

18 - потенциометрический датчик угловых перемещений Му-615;

31 - траверса общего шага.

На фиг.3 показана функциональная схема для измерения βл, ζл, φл и усилий в системе управления несущим винтом:

19 - токосъемник ТС-19;

20 - бортовой твердотельный накопитель;

21 - оптико-электронный усилитель ОФАМ-002;

22 - вращающаяся часть - втулка несущего винта;

23 - блок согласующих усилителей потенциометрических датчиков углов отклонения автомата перекоса в продольном направлении δв, и в управлении общим шагом δош - БСУ 96ПТ;

24 - блок тензоусилителей для тензорезисторов БСУ 16ТМ, установленных на качалке продольного направления и траверсе общего шага;

25 - блок согласующих усилителей фазочастотного выпрямителя (СУ ФЧВ) для индукционных датчиков;

26 - тензомодуль ТМ2-4;

27 - оптико-электронный датчик ОФАМ-002;

28 - бортовой цифроаналоговый преобразователь БЦП.01;

29 - автомат перекоса;

30 - вращающееся кольцо датчика ОФАМ-002.

На фиг.4 показаны зависимости в машинных единицах углов махового движения лопастей βл несущего винта и градуировочный коэффициент Кт.

На фиг.5 показаны зависимости в машинных единицах углов качания лопастей ζл несущего винта и градуировочный коэффициент Кт.

На фиг.6 приведены зависимости в машинных единицах углов установки лопастей φл несущего винта и градуировочный коэффициент Кт.

На фиг.7 показаны зависимости углов установки лопасти несущего винта φл от углов общего шага несущего винта φУШВ при разных положениях автомата перекоса в продольном направлении δВ и определены для каждой зависимости градуировочные коэффициенты (Кт) при изменении угла общего шага и разных отклонениях автомата перекоса в продольном направлении, соответствующих перемещениям ручки управления НВ на себя и от себя.

На фиг.8 показаны зависимости углов установки лопасти несущего винта φл на азимуте ψпрод=134° от угла наклона автомата перекоса в продольном направлении при разных углах φУШВ и определены для каждой зависимости градуировочные коэффициенты (Кт) при прямом и обратном ходе ручки общего шага.

На фиг.9 приведены зависимости деформации вращающейся и забустерной частей продольного канала управления несущим винтом от статической составляющей усилий на штоке бустера при разных частотах вращения nHB и температурах наружного воздуха tH°C.

На фиг.10 приведены зависимости деформации вращающейся и забустерной частей общего шага управления несущим винтом от статической составляющей усилий на штоке бустера при разных частотах вращения nHB и температурах наружного воздуха tH°C.

Предлагаемый способ поясняется чертежом фиг.3, на котором изображена функциональная схема для измерения βл, ζл, φл и усилий в системе управления несущим винтом. На схеме показаны соединенные с твердотельным накопителем (20) через токосъемник (19), через блок согласующих усилителей СУ-ФЧВ (25) и бортовой цифроаналоговый преобразователь БЦП.01 (28) индукционные бесконтактные датчики углов поворота, установленные на вращающейся части несущего винта (22), а также соединенные с (20) через блок согласующего усилителя БСУ 96 ПТ (23) и блок БЦП.01 (28) - потенциометрические датчики угловых перемещений Му-615;

- через ОФАМ-002 (21) и блок БЦП.01 (28) двухканальный оптико-электронный отметчик азимута (27);

- через тензомодуль ТМ2-4 (26) и блок тензоусилителей БСУ 16 ТМ тензорезисторы, установленные на качалке, подсоединенной к бустеру (8) с помощью горизонтальной тяги системы продольного управления несущего винта, и на траверсе (31) управления общим шагом, опирающейся на опору невращающейся тарелки автомата перекоса, для измерения усилий на бустерах (8) продольного управления и управления общим шагом несущего винта.

Способ осуществляется следующим образом.

Устанавливают индукционные бесконтактные датчики (1, 2, 3) углов поворота 45Д-20-1 на втулку несущего винта (фиг.1) и определяют углы установки лопастей несущего винта - φл, углы взмаха βл, углы качания лопасти ζл на одной или нескольких лопастях вычисляют линейные и угловые перемещения рукавов втулки относительно горизонтального и вертикального шарниров и углов установки лопастей при различных значениях углов общего шага φо.ш управления несущего винта (фиг.1). Система управления НВ содержит рычаги управления шагом несущего винта, вертикальные тяги автомата перекоса (12), вращающуюся тарелку автомата перекоса (15) и подшипники с обоймами, невращающуюся тарелку, карданную подвеску и траверсу (31) автомата перекоса, качалки, бустеры (8) забустерной части управления (фиг.2).

Для передачи этих сигналов с одного или двух рукавов вращающейся втулки несущего винта используются щеточные токосъемники (19) ТС-19. Сигналы с датчиков указанных углов поворота через блоки согласующих усилителей СУ ФЧВ и блок БЦП.01 передаются на твердотельные накопители типа ТН 64 АЦМ. С целью обработки записей углов отклонения рукавов втулки несущего винта используется оптико-электронный двухканальный датчик (27) для записи отметок азимутального положения лопастей: один из каналов служит для отметки 64 или 128 положений лопастей по азимуту, а второй - для идентификации начала отсчета периода вращения несущего винта. Сигналы с этого двухканального отметчика азимута передаются в согласующее устройство ОФАМ-002, в котором они преобразуются в прямоугольные импульсы с величиной напряжения 2 вольта (фиг.3).

В невращающейся части системы управления несущим винтом с помощью потенциометрических датчиков МУ-615 измеряют углы поворота автомата перекоса по продольному δв и по каналу общего шага несущего винта. Сигналы с потенциометрических датчиков подаются на блок согласующих усилителей БСУ96ПТ и далее на твердотельные накопители ТН 64 АЦМ (фиг.3).

Для измерения усилий в системе управления несущим винтом на качалках продольного управления и траверсе (31) управления общим шагом наклеиваются тензорезисторы для измерения усилий на бустерах циклического управления РВ и управления общим шагом несущего винта Ро.ш, которые соединены в тензомосты. Сигналы с тензомостов через тензомодули предварительного усиления ТМ2-4 подаются на блок тензоусилителей БСУ 16ТМ, а затем через цифровой блок БЦП.01 регистрируются на твердотельный накопитель типа ТН 64 АЦМ (фиг.3). В результате обработки градуировочных зависимостей были получены результаты, показанные на следующих фигурах:

- на фиг.4 - зависимости в машинных единицах углов махового движения лопастей βл несущего винта;

- на фиг.5 - зависимости в машинных единицах углов качания лопастей ζл несущего винта;

- на фиг.6 - зависимости в машинных единицах углов установки лопастей φл несущего винта;

- на фиг.7 показаны зависимости углов установки лопасти несущего винта φл от углов общего шага несущего винта φУШВ при разных положениях автомата перекоса в продольном направлении δВ и определены для каждой зависимости градуировочные коэффициенты (Кт) при изменении угла общего шага и разных отклонениях автомата перекоса в продольном направлении, соответствующих перемещениям ручки управления НВ на себя и от себя;

- на фиг.8 показаны зависимости углов установки лопасти несущего винта φл на азимуте ψпрод=134° от угла наклона автомата перекоса в продольном направлении при разных углах φУШВ и определены для каждой зависимости градуировочные коэффициенты (Кт) при прямом и обратном ходе ручки общего шага.

Пример

Летные исследования по отработке методики определения деформаций вращающейся и забустерной частей системы управления несущим винтом были выполнены на вертолете Ми-26 на режимах горизонтального полета в диапазоне скоростей Vпр=195…295 км/ч, на высотах Нр=500…700 м, со средним полетным весом Gп=49,5 т, при частотах вращения несущего винта nн в=85, 88 и 92% и температурах наружного воздуха tн=+6 и +12°C.

Записи углов отклонения лопастей βл, ζл и φл были усреднены для каждого значения азимута на всех периодах вращения несущего винта с продолжительностью режимов до 20…30 с (1). Таким образом, на каждом режиме число обработанных периодов составляло от 40 до 60. Каждый период вращения разбивался на 64 части через Δψ=5,625°. Выполнен обобщенный гармонический анализ записей углов поворота лопастей относительно трех шарниров для определения деформаций системы управления несущим винтом по формулам (2), (3), (4).

Для обобщения данных, полученных в результате обработки полетной информации с целью оценки влияния деформаций вращающейся и забустерной частей системы управления на углы установки лопастей, были определены зависимости приращений углов установки лопастей от усилий на бустерах продольного управления и управления общим шагом несущего винта, выполненные в соответствии с формулой (5). Значения деформации приведены на фиг.9 и 10, из которых следует также, что деформации в цепях управления линейно зависят от усилий на бустерах. Необходимо обратить внимание на то, что градиенты Δ ϕ л Δ P в отличаются для областей положительных и отрицательных усилий. В области сжимающих усилий в длинной цепи продольного управления при наличии даже небольших отклонений направления нагрузки от осей стержней возникает частичная потеря их устойчивости, которая приводит к дополнительному уменьшению угла установки лопастей (фиг.9).

В канале общего шага управления (следует сравнить данные на фиг.9 и 10) градиенты приращений углов установки по усилиям на бустере значительно меньше, чем в канале продольного управления. Это связано с тем, что цепь управления общим шагом значительно короче, чем цепь продольного управления, а траверса (31) автомата перекоса, передающая усилия от ползуна (14) автомата перекоса к бустеру (8), имеет большую жесткость на изгиб.

Градиенты приращений углов установки лопастей по усилию на бустере продольного управления составляют 0,55° при положительных усилиях и 0,7° при отрицательных усилиях, а в канале общего шага практически не зависят от знака нагрузки и составляют 0,34° на 1000 кг. Увеличение частоты вращения несущего винта, понижение температуры наружного воздуха и отгиб пластин и закрылков на лопастях вниз могут привести к настолько большим усилиям на бустере продольного управления, что они могут превысить располагаемое максимальное усилие бустера и, в конечном счете, вызвать его заклинивание.

При переходе нагрузок в цепях продольного управления и управления общим шагом несущего винта из отрицательной области в положительную выявляются люфты в этих каналах управления, которые соответствуют скачкообразному изменению угла установки лопастей соответственно на 0,24° и 0,028°. Меньшее значение люфта в управлении общим шагом можно объяснить тем, что число сочленений в этом канале меньше, чем в цепи продольного управления.

Необходимо отметить тот факт, что на вертолете Ми-26 люфты в системе управления появляются при ряде сочетаний частот вращения винта и температур наружного воздуха в области рабочих режимов полета (фиг.9 и 10). В системе продольного управления люфт возникает при тех условиях полета, когда число Маха на концах лопастей несущего винта на азимуте ψ=90° становится равным МΨ=90°≈0,89…0,895.

Люфты в системе управления нежелательны, т.к. они могут привести к преждевременному износу контактируемых поверхностей и дальнейшему износу сочленений при эксплуатации.

Способ определения деформации в системе продольного управления и управления общим шагом несущего винта (НВ) вертолета, состоящей из рычагов управления углами установки лопастей, вертикальных тяг автомата перекоса, его вращающейся тарелки и подшипника с обоймами, не вращающейся тарелки, карданной подвески невращающихся тарелок автомата перекоса, качалки, траверсы автомата перекоса, качалки, тяги бустера забустерной части управления, содержащий определение максимальной разницы между величинами шага винта, измеренными при выполнении летных испытаний и наземной градуировке, отличающийся тем, что устанавливают датчики угловых перемещений с согласующими устройствами на втулку несущего винта и определяют углы установки лопастей НВ - φл, углы взмаха βл, углы качания лопасти ζл на одной или нескольких лопастях, вычисляют линейные и угловые перемещения рукавов втулки несущего винта при различных значениях углов общего шага φо.ш управления НВ, устанавливают оптико-электронный датчик для измерения азимутальных положений лопастей несущих винтов для измерения усилий на бустерах в продольном направлении в управлении общим шагом НВ, токосъемник для передачи сигналов с датчиков на вращающейся втулке НВ на неподвижный фюзеляж в согласующее устройство, устанавливают тензорезисторы на качалке продольного направления и траверсе общего шага, индукционные бесконтактные датчики углов поворота устанавливают для измерения в полете углового перемещения рукавов втулки относительно вертикального шарнира и управления общим шагом несущего винта вертолета, на бустере циклического управления, на автомате перекоса для определения зависимости отклонений углов установки лопасти и углов отклонения автомата перекоса в продольном направлении δв от углов шага винта φо.ш, проводят наземную градуировку на ненагруженной системе управления, включая забустерную и вращающиеся (первую и вторую) части управления, вычисляют и строят следующие основные градуировочные зависимости:
- выходных сигналов датчиков на бустерах циклического управления от углов автомата перекоса δв при различных значениях углов общего шага φо.ш;
- выходных сигналов каналов согласующего устройства фазочастотного выпрямителя (СУ ФЧВ) от углов махового движения, качания и установки лопасти;
- углов установки лопасти на азимуте ψпрод=134° от угла наклона автомата перекоса в продольном направлении;
- углов установки лопасти от углов общего шага по указателю шага винта (УШВ) при разных положениях автомата перекоса по продольному каналу;
- углов установки лопасти φл от угла взмаха βл при разных углах ζл для разных значений угла общего шага по УШВ;
- углов установки лопасти φл от угла качания лопасти ζл при разных углах βл для разных значений угла общего шага по УШВ, по результатам градуировок строились зависимости:
- значений компенсатора взмаха лопасти æβ от углов φУШВ при различных углах качания лопасти;
- значений компенсатора качания от угла махового движения лопасти æζ при различных углах по УШВ;
- значений компенсатора взмаха лопасти от угла качания φл при нескольких значениях φУШВ;
- зависимости отклонений углов установки лопасти и углов отклонения автомата перекоса в продольном направлении от углов φУШВ;
в области рабочих режимов полета оценку влияния деформаций вращающейся и забустерной частей системы управления на углы установки лопастей определяют по зависимости приращений углов установки лопастей от усилий на бустере продольного управления и управления общим шагом несущего винта, строят зависимости βл, ζл, φл от усилий Рв, Рош, полученные на бустерах продольного управления и управления общим шагом НВ, рассчитывают градиенты изменения угла, для этого в системе продольного управления НВ через приращения углов установки лопастей, вызванные податливостью всей цепи управления от корпуса осевого шарнира втулки винта до бустера, определяют деформацию системы управления несущим винтом, для этого деформацию рассчитывают по разности двух углов: замеренного на осевом шарнире втулки угла установки лопасти φлзам., определяемого отклонениями элементов системы управления, маховым движением лопасти, ее перемещением относительно вертикального шарнира для жесткой цепи управления, а также деформациями, определяемыми люфтами и углом ϕ л ж , который определяется перемещениями элементов забустерной части и вращающейся части системы управления - втулки несущего винта при отсутствии деформации, т.е. жесткой системы управления - ϕ л ж :

где мгновенное значение угла установки лопасти для жесткой системы управления представляется следующим соотношением:
,
где φл(ψ,δцо.ш), βл(ψ), ζл(ψ) - измеренные в полете угловые положения лопасти;
- - значение компенсатора взмаха лопасти;
- - значение компенсатора качания лопасти;
- Δφлл), Δφлл) - поправки для углов установки на стояночное положение лопасти и для приведения полетных значений к градуировочным зависимостям;
- ψ - текущее значение угла азимута оси тяги автомата перекоса обследуемой лопасти.
- замеренные углы установки лопастей φл зам. подвергаются гармоническому анализу;
- определяются средние значения углов φл прод, первые ϕ л 1 гармоники;
- величины углов установки лопастей, изменяющиеся по первой гармонике, их средние значения углов φло и содержащие составляющие за счет перемещений и деформаций элементов продольного управления:

- по натурным градуировкам потенциометрических датчиков, используемых для замеров ходов штоков бустеров, которые выражаются через углы отклонения автомата перекоса δв, φо.ш и получены в условиях отсутствия деформаций, результатам измерений в полете углов поворота элементов втулки винта относительно трех шарниров, а также полученных градуировочных зависимостей определяются углы установки лопастей, соответствующие ϕ л п р о д ж , ϕ л о . ш ж , жестким забустерной и вращающейся частям управления,
- тогда по разности между углами установки лопастей, изменяющимися по первой гармонике φIпрод) и величинами ϕ л ж , можно определить искомые приращения углов установки лопастей от деформаций системы управления в цепи от корпуса осевого шарнира до соответствующего бустера:

для вычисления деформаций по каналу управления общим шагом винта в формуле принимаются:

при βл ср, æζл(ψ)=æζл при ζл ср,
где βл ср и ζл ср - средние за режим значения углов взмаха и качания лопасти, сумма деформаций первого и второго участков по каналу управления общим шагом несущего винта будет равна:

по полученной разнице Δφл о.ш устанавливают величину деформации от забустерной части системы управления до втулки несущего винта, оценивают разницу между допустимым отклонением ручки управления по продольному каналу и полученным в полете, а затем регулируют перемещением ручки управления для получения устойчивого движения вертолета по скорости полета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам промывки двигателей. Система промывки газотурбинного двигателя содержит распылительное устройство, промывочную установку, устройство позиционирования, мобильное средство, транспортирующее промывочную систему и установку для сбора жидкости.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам для удаления воздуха из рабочих жидкостей закрытых гидравлических систем воздушных судов. Устройство для удаления воздуха из рабочей жидкости закрытых гидравлических систем воздушных судов содержит гидронасос с автономным приводом и гидравлический бак.

Изобретение относится к авиационной и космической технике и касается конструкции кессона крыла летательного аппарата (ЛА). Кессон крыла содержит наружный жесткий силовой объемный каркас, образованный передним и задним лонжеронами и нервюрами, и внешнюю обшивку, образующую аэродинамический контур и закрепленную на наружной поверхности каркаса.

Установка для погрузочно-разгрузочных операций, выполняемых с модулем (1), содержит, в частности, тележку (2), верхнюю арматуру (5), образующую поворотный участок, оборудование (12) поддержки модуля и дополнительные устройства крепления (19) оборудования с поворотной частью (5) таким образом, чтобы модуль (1) мог быть повернут из изначального вертикального положения, наблюдаемого при его размещении в ящике, когда он прибывает в сборочный цех, в горизонтальное положение, приспособленное для его сборки с другим модулем двигателя.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам для перемещения модулей ЛА. Тележка для перемещения модуля двигателя содержит: колесную раму, усиливающую конструкцию, шарики для скользящего поддержания усиливающей конструкции и зажимы для зажатия усиливающей конструкции на раме.

Изобретение относится к способу изготовления профилированных ферменных структур из волокнистого композиционного материала (КМ) и касается изготовления нервюр сверхлегких летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам контроля технического состояния авиационной техники. Способ эксплуатации вертолета заключается в том, что при каждом полете осуществляют контроль фактической тяги несущего винта вертолета, причем предварительно перед началом эксплуатации вертолета осуществляют сбор исходных данных по характеристикам двигателей силовой установки в соответствии с формулярами и сбор исходных данных по величине тяги несущего винта при контрольных висениях вертолета.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к устройству взлетно-посадочных полос аэродрома. Мобильный взлетно-посадочный комплекс содержит n-грузовых автомобилей с гидравлическими упорами, выполненными в виде домкратов с цилиндрическими наконечниками.

Изобретение относится к авиационной технике и касается экспериментальных исследований проблем аэроупругости летательных аппаратов (ЛА) в аэродинамических трубах.

Изобретение относится к устройству для (1) для пространственного ориентирования и способу по меньшей мере двух крупноформатных компонентов секции фюзеляжа, в частности по меньшей мере одной боковой оболочки (7, 8), по меньшей мере одной верхней оболочки (12), по меньшей мере одной нижней оболочки (11) и/или по меньшей мере одного каркаса пола, по отношению друг к другу для сборки секции фюзеляжа летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиастроения. Крыло состоит из центроплана, левой и правой консоли крыла, носовой части, хвостовой части, предкрылка, элерона, интерцептора, закрылка, воздушного тормоза. Верхняя и нижняя панели центроплана выполнены за одно целое со стрингерами. Передний лонжерон кессона левой и правой консоли крыла выполнен швеллерного сечения с полками внутрь кессона левой и правой консоли крыла. Задний лонжерон кессона левой и правой консоли крыла состоит из корневой части, выполненной сборной из титановых поясов и стенки из алюминиевого сплава и концевой части. Панели левой и правой консоли крыла выполнены за одно целое со стрингерами. Обшивки носовой части каждой консоли крыла выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика с сотовым заполнителем. Передний лонжерон, концевая часть заднего лонжерона, панели и обшивки хвостовой части выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика. Изобретение направлено на повышение прочности и надежности. 23 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Способ построения оптимальной аэродинамической поверхности гиперзвукового летательного аппарата включает воздействие на поверхность летательного аппарата с использованием критерия оптимизации. В качестве критерия оптимизации используют отношение степеней коэффициентов подъемной силы и силы лобового сопротивления, по которому формируют оптимальную поверхность летательного аппарата для решения задачи уклонения от столкновения с использованием численных методов решения полных уравнений Навье-Стокса. При этом определяют рациональное расположение несущих поверхностей и форму носовой части аппарата с минимальными тепловыми нагрузками. Изобретение направлено на оптимизацию уклонения от столкновения. 8 ил.

Изобретение относится к инструментам для поддержания. Сборочный стапель (1) содержит верхнюю раму (4) стапеля, предусмотренную над продольной внешней кромкой крупногабаритной конструкции, нижнюю раму (3) стапеля, предусмотренную под продольной внешней кромкой крупногабаритной конструкции, соединительную раму (5) стапеля, соединяющую верхнюю раму (4) стапеля и нижнюю раму (3) стапеля друг с другом, только три опорных средства (2) для поддержки нижней рамы (3) стапеля снизу, полку (6) стапеля, расположенную перпендикулярно направлению, в котором проходит нижняя рама (3) стапеля, и параллельно поверхности площадки. Опорные средства (2) предусмотрены на трех участках, которые расположены соответственно под двумя концами полки (6) стапеля и под нижней рамой (3) стапеля. Позиции размещения опорных средств (2) на трех участках образуют на виде сверху по существу треугольник. Изобретение направлено на повышение точности сборки. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области космонавтики, в частности к способам сборки головных частей и устройствам для их сборки. Космическая головная часть (КГЧ) содержит полезную нагрузку, переходный отсек, головной обтекатель (ГО), которые соединяют между собой в вертикальном положении. Способ сборки КГЧ включает соединение в вертикальном положении створок ГО по продольным стыкам, демонтаж технологических проставок. Перед сборкой створки ГО снаряжаются по внешней цилиндрической поверхности полубандажами, по нижнему шпангоуту створки со стороны ее торца технологическим проставками. Перед установкой створки на верхнем шпангоуте переходного отсека закрепляют технологические страховочные упоры, демонтируемые перед установкой следующей створки. Установку первой створки на верхний шпангоут переходного отсека осуществляют через технологические проставки. Вторую створку подводят к установленной створке с зазором до взаимодействия направляющих устройств полубандажей, соединяют полубандажи стягивающими приспособлениями и сводят верхние части створок при помощи съемных приспособлений. Затем производят крепление створок между собой замками продольного стыка ГО и стыковку ГО с верхним шпангоутом переходного отсека, крепление ГО с верхним шпангоутом переходного отсека при помощи замков поперечного стыка. Обеспечиваются повышение эксплуатационной надежности, а также повышение технологических возможностей. 2 н.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к наземным стендам для отработки аварийного покидания летательных аппаратов. Стенд для испытаний и демонстрации аварийного покидания вертолета содержит силовое основание с опорными стойками и два ложемента, установленные на стойках через опорные ролики. Ложементы жестко связаны тремя продольными балками с образованием поворотной рамы. Две балки расположены в горизонтальной плоскости и предназначены для жесткого крепления к ним силовых элементов днища вертолета. Третья верхняя боковая продольная балка снабжена поперечными консольными балками, предназначенными для жесткого крепления к ним силовых элементов верхней части вертолета. Фюзеляж вертолета включен в силовую схему стенда в виде пространственного элемента поворотной рамы, составляющей подвижную часть стенда, и вращается вместе с ней. Ложементы выполнены с длиной дуги окружности, соответствующей повороту вертолета относительно продольной оси на угол не менее 120 градусов, и с радиусом дуги окружности, обеспечивающим охват поперечных аэродинамических обводов фюзеляжа. Реверсивный электромеханический привод поворота включает цепную передачу, взаимодействующую с одним из ложементов, при этом стенд снабжен выдвижным горизонтальным помостом. Кроме того, стенд снабжен дублирующим механическим ручным приводом поворота, муфтами включения приводов, узлами натяжения цепи цепной передачи и механическим тормозом. Достигается возможность испытания оборудования вертолета при значительном перемещении фюзеляжа. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к способу установки крепежного приспособления, такого как кронштейн, на конструкцию корпуса транспортного средства для монтажа или крепления предметов или систем к конструкции. Во время установки крепежного приспособления в или на корпус или конструкцию фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата создают трехмерную цифровую модель крепежного приспособления, затем располагают головку дополнительного производственного устройства в конструкции фюзеляжа и формируют крепежное приспособление на месте на конструкции фюзеляжа с помощью головки устройства на основании цифровой модели крепежного приспособления. При этом крепежное приспособление устанавливают на конструкцию фюзеляжа путем соединения крепежного приспособления с конструкцией фюзеляжа, когда крепежное приспособление будет сформировано. Достигается ускорение и автоматизация установки. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 11 ил.

Группа изобретений относится к автоматизированному способу и устройству осмотра объектов. Для осмотра объекта определяют область пространства с множеством сегментов, содержащую объект, предоставляют некоторое количество сенсорных систем с необходимым уровнем качества для генерации данных о поверхности объекта, передают данные в компьютерную систему, обнаруживают наличия несоответствий путем сравнения полученных данных с исходными данными, которые получают после производства объекта или генерируют посредством модели объекта, определяют работы по техническому обслуживанию, отправляют передвижную тестирующую систему к месту несоответствий, осуществляют неразрушающий контроль. Устройство для осмотра содержит некоторое количество сенсорных систем в зоне осмотра, компьютерную систему, передвижную сенсорную систему, способную перемещаться в зоне осмотра во время генерации данных о поверхности объекта. Обеспечивается автоматизированный осмотр и контроль состояния поверхности объектов. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 13 ил.
Изобретение относится к области авиации, в частности к гидравлическим системам летательных аппаратов. Устройство для удаления растворенного в рабочей жидкости воздуха содержит гидронасос с автономным приводом и гидравлический бак с перекрывным устройством. Перекрывное устройство выполнено в виде двухпозиционного четырехходового гидрораспределителя с проточными каналами. В первом положении перекрывное устройство соединяет гидравлический бак наземной гидроустановки, в верхней части которого установлен вакуумный насос, с линией всасывания гидронасоса и штуцерами для подключения к магистрали всасывания обслуживаемой гидравлической системы, а во втором положении - линию всасывания гидронасоса со штуцером для подключения к магистрали обслуживаемой гидравлической системы. К внешней стенке гидравлического бака жестко прикреплен источник вибрации. Достигается повышение эффективности отделения воздуха от рабочей жидкости.
Изобретение относится к области авиации, в частности к гидравлическим системам воздушных судов. При удалении растворенного воздуха из рабочей жидкости гидравлической системы летательного аппарата рабочая жидкость через перекрывное устройство удаляется в наземный бак. Пространство над рабочей жидкостью в баке имеет давление ниже атмосферного. Рабочую жидкость в баке подвергают воздействию вибрации. Достигается повышение эффективности удаления воздуха из закрытых гидравлических систем.

Изобретение относится к установке для обработки конструктивных элементов воздушного судна при помощи станции для обработки. Установка содержит позиционирующее устройство для установки и перемещения конструктивного элемента, манипулятор с инструментальным средством, погрузочно-разгрузочную зону, которая расположена на расстоянии от рабочей зоны, и транспортировочное устройство, выполненное с возможностью перемещения полностью конструктивного элемента, установленного на позиционирующем устройстве, между рабочей зоной и погрузочно-разгрузочной зоной. Установка также содержит погрузочное устройство, которое выполнено с возможностью перемещения элемента с позиционирующего устройства на разгрузочную площадку и с разгрузочной площадки на позиционирующее устройство. При этом разгрузочная площадка служит для окончательной или предварительной обработки конструктивного элемента. Позиционирующее устройство содержит две позиционирующие опоры, между которыми расположен держатель, представляющий собой зажимную раму, которая предназначена для приема конструктивного элемента. Достигается существенное сокращение времени простоя установки для обработки конструктивных элементов воздушного судна. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх