Большая энциклопедия техники - Коллектив авторов

В режиме горизонтального полета на высокой скорости соосный НВ имеет более высокое лобовое сопротивление, чем одновинтовой НВ, что понижает максимальную скорость полета летательных аппаратов соосной схемы. Курсовое управление вертолетом (развороты и повороты) осуществляется в основном дифференциальным (раздельным) изменением реактивных моментов несущих винтов и отклонением рулей направления (размещенных на киле), а продольно-поперечное управление – одновременным изменением направления тяги верхнего и нижнего винтов. Важной особенностью соосного вертолета является установка двух автоматов перекоса на одной колонке. Для обеспечения путевой балансировки вертолета, выравнивания крутящих моментов винтов при нейтральном положении педалей управления на режиме зависания углы атаки лопастей нижнего винта преимущественно несколько больше, чем у верхнего винта. Принципиальное значение для соосной несущей системы играет расстояние между втулками верхнего и нижнего винтов. Увеличение этого расстояния утяжеляет и усложняет конструкцию колонки НВ, ухудшает устойчивость вертолета на земле. Уменьшение же данной величины вызывает опасное сближение лопастей винтов. Поэтому разработчики добиваются компромиссного решения, наилучшим образом удовлетворяющего противоречивым требованиям аэродинамики, динамической прочности и надежности вертолета.

Благодаря отсутствию РВ и хвостовой трансмиссии, а также незначительной зависимости суммарной силы тяги НВ от угловой скорости на соосном летательном аппарате нет ограничений по угловой скорости разворота на зависании (скорости дачи педалей), присущих одновинтовому вертолету. Преимущественно отрицательной особенностью соосной схемы расположения НВ является возможность перехлеста лопастей верхнего и нижнего НВ. Такая возможность в принципе рассматривается и становится реальна при достаточно сильном сближении лопастей, что обусловлено завалом конусов вращения несущего винта в диаметрально противоположных направлениях на высоких темпах горизонтального полета (особенно при выполнении активного торможения резким переводом летательного аппарата из пикирования в кабрирование), турбулентностью атмосферы, дифференциальным изменением шага винтов и режимом вихревого кольца. Опасным в данном случае является режим раскрутки и остановки НВ при сильном ветровом потоке вследствие упругости лопастей, не растянутых центробежными силами.

Силовая установка современных вертолетов состоит преимущественно из двух газотурбинных (турбовальных) двигателей и обеспечивающих их систем (топливной, смазки, автоматического управления, противообледенительной и др.).

Передача крутящего момента от силовой установки к НВ происходит при помощи муфт свободного хода и главного редуктора, а к рулевому винту – с помощью промежуточного и хвостового редукторов, валов и муфт кормовой трансмиссии. Муфта свободного хода передает крутящий момент выходного вала силовой установки за счет сил трения, возникающих при заклинивании роликов среди рабочих поверхностей ведущего и ведомого звеньев. Управление мощностью обоих силовых агрегатов синхронизировано с управлением общим шагом НВ и осуществляется рычагом «шаг – газ», воздействующим через гидроусилитель на ползун автомата перекоса, а также одновременно на дроссели топливных насосов силовых агрегатов. При воздействии на рычаг «шаг – газ» вверх увеличиваются угол атаки лопастей и соответственно тяга НВ с одновременным увеличением мощности силовых агрегатов.

На переходных режимах полета управление силовой установкой осуществляется агрегатами системы автоматического управления (САУ). Главным регулирующим фактором автоматического управления силовой установкой служит подача топливной смеси в камеры сгорания силовых агрегатов. Регулируемым параметром на крейсерских и номинальных режимах работы силового агрегата является частота вращения ротора свободной турбины (значит, и НВ). При этом во всем расчетном эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета летательного аппарата САУ обеспечивает преимущественно стабилизацию частоты вращения свободной турбины. На режимах полета «Малый газ» и «Взлетный» в качестве регулируемого параметра используется, как правило, частота вращения ротора турбокомпрессора. Система автоматического управления обеспечивает стабильную работу камеры сгорания силового агрегата на режиме малого газа.

Для повышения высоты полета пилот изменяет положение рычага «шаг – газ» вверх. С помощью гидроусилителя увеличиваются общий шаг (угол атаки) и потребная мощность несущего винта, которая сразу же становится больше располагаемой мощности силовых агрегатов. Вследствие этого частота вращения НВ начинает уменьшаться – НВ «нагружается» («затяжеляется»). Как только происходит уменьшение частоты вращения НВ и жестко связанной с винтом свободной турбины силового агрегата, регулятор частоты вращения свободной турбины увеличит подачу топлива в силовой агрегат. Вместе с тем при перемещении вверх рычага «шаг – газ» происходит механическое изменение положения регулятора частоты вращения турбокомпрессора на ускоренный режим работы системы.

В результате частота вращения турбокомпрессора и, как следствие, мощность двух двигателей синхронно увеличатся, а частота вращения несущего винта восстановит свое прежнее значение. Однако выход двигателя на новый режим повышенной мощности занимает некоторое время, в течение которого частота вращения НВ отклоняется от своего заданного значения. Желательно уменьшить этап переходного процесса, для чего и применяют механическую переналадку регулятора вращения ротора турбокомпрессора на повышенный режим работы. Резкое увеличение подачи топлива при разгоне двигательной установки может вызвать опасный перегрев деталей газовоздушного тракта из-за переобогащения смеси, срыв пламени в камере сгорания, неустойчивую работу компрессора.

Для обеспечения нормального (конструктивно-расчетного) разгона ротора турбокомпрессора рычаг управления регулятором подачи топлива требуется перемещать в плавном темпе. А поскольку этот рычаг кинематически связан с рычагом «шаг – газ», требуемый замедленный темп его перемещения не может быть обеспечен, особенно в усложненных и особо сложных полетных ситуациях. Для безопасности и автоматизации процесса разгона ГТД в систему его регулирования включен автомат приемистости, задающий подачу топлива при разгоне в зависимости от расчетных параметров рабочего процесса силового агрегата или в зависимости от времени. Время приемистости – время от начала изменения положения рычага управления силовой установкой до достижения заданной мощности. Приемистость двигателя делят на полную или частичную. Время полной приемистости некоторых эксплуатируемых вертолетных турбовальных ГТД (МИ 8) составляет 8—15 с, что ограничивает в некоторой мере маневренные возможности летательного аппарата. Процесс уменьшения мощности силового агрегата при достаточно плавном и медленном перемещении рычага управления на уменьшение режима – дросселирование. Время дросселирования – время от начала изменения положения рычага управления силового агрегата до достижения заданной мощности.

Процесс быстрого уменьшения мощности силового агрегата при резком изменении положения рычага управления принято называть сбросом мощности (газа). Этот процесс считается предельным случаем дросселирования. Скорость уменьшения подачи топлива при дросселировании силового агрегата имеет не менее важное значение в обеспечении надежности и устойчивости его работы, чем скорость увеличения подачи топлива при разгоне. При мгновенном уменьшении подачи топлива возникает опасность срыва пламени в камере сгорания и самовыключения силового агрегата. Для предупреждения этого процесса используется тот же автомат приемистости. Кроме того, в САУ включен клапан минимального давления. Благодаря этому при резком отклонении пилотом рычага «шаг – газ» вниз дросселирование двигателя осуществляется гораздо медленнее, по «своему» закону.

Для установления потребной мощности вертолета в различных полетных условиях двигательные агрегаты могут работать в следующих основных режимах:

  1) малого газа, на котором обеспечивается устойчивая работа двигателей с минимальной частотой вращения турбокомпрессора для прогрева двигательной установки после запуска и при полете летательного аппарата на режиме самовращения НВ без выключения силового агрегата. Для ограничения температурных и вибрационных напряжений деталей двигателей время непрерывной работы на этом режиме не должно превышать 20 мин. Поскольку время работы силового агрегата на этом режиме не ограничивается, он, как правило, используется при выполнении маршрутных полетных заданий на дальность или специальных заданий на максимальную продолжительность полета;