Ghostscript wrapper for D:\Digitalizacja\MTS87_t25_z1_4_PDF_artykuly\01mts87_t25_zeszyt1_2.pdf M ECH AN IKA TEORETYCZNA I  STOSOWANA 1/ 2,  25,  1987 ANALIZA  MOŻ LIWOŚ CI  ZMNIEJS ZENIA  NIEBEZPIECZNEJ  STREFY  H- V W  ZAWISIE  I  LOCIE  PIONOWYM  Ś MIGŁOWCA CEZARY  KAM IŃ SKI JAN U SZ  N AR K I E WI C Z Politechnika  W arszawska Opracowan o  program  kom puterowy  modelują cy  przebieg  pionowego  lą dowania autorotacyjnego  ś migł owca  uwzglę dniają cy  moż liwość  awarii  jednego  lub  dwu  silników. Z badano  wpł yw  m om en tu bezwł adnoś ci  i począ tkowej  prę dkoś ci  ką towej  wirnika  noś nego oraz  sposobu  sterowan ia  ką tem  skoku  ogólnego  n a  charakterystyki  pionowej  autorotacji ś migł owca.  Wykazan o  moż liwość  zmniejszenia  prę dkoś ci  przyziemienia  przez  dobór sposobu  sterowania. Wykaz  waż niejszych  oznaczeń A  —  powierzchnia  wirn ika  [m 2],  A  =  nR1, dc_ dot,j, AR  —  odległ ość  począ tku  czynnej  aerodynamicznie  czę ś ci  ł opaty od  osi  obrotu  [m], BR  —  odległ ość  koń ca  aerodynamicznie  czynnej  czę ś ci  ł opaty  od  osi  obrotu  [m], c  —ekwiwalen tn a  cię ciwa  ł opaty  [m], T C T   —  współ czynnik  sił y  cią gu,  C T   =   T C X s  —współ czyn n ik  o po ru  kadł uba  [—], D(r)  —lo ka ln a  wielkość  aerodynamicznej  sił y  oporu  elementu  ł opaty  [N / m], e  —  odległ ość  przegubu  poziomego  od  osi  obrotu  [m], H  —. wysokość  lotu  [m], HBEZ  —bezpieczn a  wysokość  zawisu  ś migł owca  [m], IR  —  m om en t  bezwł adnoś ci  wirnika  wzg.  osi  obrotu  [kgm 2], L (r)  —lo k a ln a  wielkość  sił y  noś nej  elementu  ł opaty  [N / m], M  —m a sa  ś migł owca  [kg], N   —lic zba  ł opat , r  —- współ rzę dna  przekroju  wzdł uż  ł opaty  [m], R  —p r o m ie ń  wirnika  [m], S  —powierzch n ia  odniesienia  kadł uba  [m 2], 122 T U T (r) U(r) Vi VB Z 9 (r) Q(t) Q a I C .  K AM I Ń SK I,  J.  N AR K I E WI C Z - ciąg  wirnika  [N ], - ciąg  wirnika  bez  wpł ywu  ziemi  N , -  prę dkość  przepł ywu  powietrza  przez  wirnik  [m/ s],  U p   =  y — V h •  skł adowa  prę dkość  opł ywu  elementu  ł opaty  w  pł aszczyź nie  obrotów  [m/ s], UT  —  QT , - lokalna  wypadkowa  prę dkość  opł ywu  elementu  ł opaty  [m/ s], - prę dkość  indukowana  [m/ s], - prę dkość  indukowana  w  zawisie  [m/ s], - wysokość  wirnika  n ad  ziemią   [m], - lokalny  ką t  natarcia  elementu  ł opaty  [rad], - indukowany  ką t  natarcia  elementu  ł opaty  [rad], - lokalny  ką t  nastawienia  elementu  ł opaty  wzg.  pł aszczyzny  obrotów  [rad], 0{ f) = 0.(r)+0o, - lokalny  ką t  skrę cenia  geometrycznego  ł opaty  [rad], - kąt  skoku  ogólnego  [rad], -  chwilowa  prę dkość  ką towa  wirnika  [rad/ s], - gę stość  powietrza  [kg/ m 3]. —  współ czynnik  wypeł nienia  wirnika  [—],  c , = —  współ czynnik  przepł ywu  przez  wirnik  [—]. RcN 1.  Wstę p M oż liwość  wykonywania  zadań  przy  zerowych  i  mał ych  prę dkoś ciach  lotu  postę po- wego  jest  charakterystyczną   cechą   ś migł owców.  Wykorzystanie  ś migł owców  w  tym  za- kresie  prę dkoś ci  podlega  ograniczeniom,  które  zazwyczaj  ilustruje  wykres  H- V  (Rys.  1). Obszary  A  i  B  okreś lają   stany  lotu,  z  których  nie  jest  moż liwe  bezpieczne  lą dowanie ś migł owca w przypadku  awarii  zespoł u napę dowego. Awaria  zespoł u napę dowego  w  strefie '  ' p r - - * -̂   *   i  n i  *   i  '  - ~   ' i * i f  *   I  n i r  i  I I B I I  i  i  i  •   * n r  I B E Z f  20  60  100  140  180  220  2 6 0 Vim/ *;) Rys.  1 AN AL I Z A  ZM N IH JSZEN IA  STREF Y  H - V 123 A  grozi  katastrofą   z  uwagi  n a  brak  moż liwoś ci  wyham owania  pionowej  prę dkoś ci  ś mig- ł owca do wielkoś ci  dopuszczalnej  ze wzglę du  n a wytrzymał ość konstrukcji.  Awaria  w  strefie B  (mał a  wysokość —  duża  prę dkoś ć)  grozi  uszkodzeniem  ś migła  ogonowego  podczas próby  wyhamowania  prę dkoś ci  lotu  do  wielkoś ci  dopuszczalnej  dla  przyziemienia poprzez  „ zadarcie"  ś migł owca  lub  zmusza  do  przyziemienia  z  prę dkoś cią   wię kszą   od dopuszczalnej.  Istnieją   jedn ak  sytuacje,  kiedy  ś migł owiec  musi  być  eksploatowany  wew- ną trz  tych  stref.  Eksploatacja  w  strefie  A  wystę puje  podczas  wszelkich  prac  dź wigowych z  ł adunkiem  zewnę trznym  prowadzon ych  w  zawisie  lub  podczas  startu  i  lą dowania  na mał ych  lą dowiskach  otoczonych  wysokimi  przeszkodam i.  Obecna  taktyka  lotu  ś migł ow- ców  wojskowych,  charakteryzują ca  się   lotem tuż przy  powierzchni  ziemi z dużą   prę dkoś cią postę pową,  wymaga  czę stego  wchodzenia  w  strefę   B.  Zmniejszenie  lub  likwidacja  nie- bezpiecznych  obszarów  wykresu  H - V  istotnie  zwię kszył oby  bezpieczeń stwo  eksploatacji 'ś migł owców.  D latego  w  wielu  oś rodkach  n a  ś wiecie  przeprowadza  się   badan ia  mają ce  na celu  ograniczenie  tych  stref.  W  pracach  [1],  [2]  podan o  szereg  teoretycznie  moż liwych sposobów  ograniczenia  obszarów  niebezpiecznych  H- V.  Jednak  ze  wzglę du  na  ogólne bezpieczeń stwo  lotu,  osią gi,  stateczność  i  sterowność  zastosowanie  wię kszoś ci  propono- wanych  t am  sposobów  wydaje  się   obecnie  m ał o  prawdopodobn e. W  niniejszej  pracy  rozpatrzon o  moż liwoś ci  zwię kszenia  bezpiecznej  wysokoś ci  H BEZ (Rys.  1)  uż ytkowan ia  ś migł owca  w  zawisie  przy  ziemi  tzn.  przesunię cia  w  górę   dolnej strefy  A  wykresu  H - V.  W  przypadku  awarii  zespoł u napę dowego  ś migł owca  podczas lotu pionowego  lub  zawisu  n a  mał ej  wysokoś ci  bezpiecznym  ł adowaniem  może  być  tylko pionowe  lą dowanie  autorotacyjn e  [3],  D latego  opracowano  program  komputerowy modelują cy  przebieg  takiego  lą dowania. 2.  Ruch  ś migł owca W  przyję tym  m odelu fizycznym  ś migł owiec traktuje  się  ja ko  ciał o sztywne,  poruszają ce się   w  spokojnej  atmosferze,  wzdł uż  osi  pionowej  Oj.  P odczas  opadania  autorotacyjnego - y T My Rys.  2 124 C.  KAMIŃ SKI,  J.  N ARKIEWICZ na ś migłowiec dział ają :  sił a bezwł adnoś ci, sił a cię ż koś ci  W ,  cią g  wirnika  noś nego T  i pio- nowy  opór aerodynamiczny Z>„.  Kierunki dział ania tych sił  przechodzą  przez ś rodek cię ż- koś ci  ś migłowca  (Rys.  2).  Równanie ruchu  ś migłowca  ma postać: My=  W - T - D v .  (1) Silę   oporu  aerodynamicznego  okreś la  się   z  zależ noś ci: D v   =   Q.5SC XS U 2 P (2) 3.  Ruch  wirnika-  noś nego Podczas  opadania  autorotacyjnego  prę dkość  ką towa  wirnika  zależy  od  stanu  lotu i  sposobu sterowania ką tem  skoku  ogólnego  ł opat.  Równanie ruchu obrotowego  wirnika przyję to  w postaci: iji  -   Q+fQ s   (3) gdzie: Q — moment  sił   aerodynamicznych działają cych  na  ł opaty  wirnika, Q s  — moment  na  wirniku  od  pracują cego  silnika. Przewidziano  moż liwość  awarii  obu  silników  /   =   0  lub  awarii  jednego  silnika  /   =  1. W przypadku  awarii jednego  silnika  drugi  silnik  osią ga  moc  maksymalną   po  czasie  t w Przyję to  liniowy  przyrost  mocy  w  tym  czasie. 4.  Obcią ż enie  wirnika  noś nego Obcią ż enia  aerodynamiczne wirnika  noś nego  obliczone  są   metodą   elementu  ł opaty w  oparciu  o  quasistacjonarny  dwuwymiarowy  model  opływu  (Rys.  3). Współ czynniki aerodynamiczne wyznaczone  są   z nieliniowych  charakterystyk  aerodynamicznych  profilu dla  ką ta  natarcia  odpowiadają cego  warunkom  opływu  w  kolejnym  przekroju  ł opaty. Po  uwzglę dnieniu  ką ta  wychylenia  ł opaty  w  przegubie  poziomym  a 0   (ką t  stoż ka), siłę cią gu  T \   aerodynamiczny moment obrotowy  wirnika  Q  okreś lają   wzory: BR  R T   —  TVcostfo]  J  L cosudr+  j  Dcosadr\ , AR  e BR  R  -   ( 4) Q  =  JV{ J  L ń na.[e+{r- e)cosa Q ]dr-   jDcosa[e+(r~e)cosaĄ dr. AR AN AL I Z A  Z M N IEJSZ EN IA  STREF Y  H - V 125 Z ał oż ono  stał ą   wielkość  prę dkoś ci  indukowanej  wzdł uż  dł ugoś ci  ł opaty,  okreś loną   dla aktualnej  prę dkoś ci  opadan ia  ś migł owca  n a  podstawie  zależ noś ci  empirycznej  podanej n a  Rys.  4  [4]. Wpł yw  odległ oś ci  wirn ika  od  powierzchni  ziemi  n a  sił ę   cią gu  wytwarzaną   przez  wirnik uwzglę dniono  przez  zastosowan ie  wzoru  [5]; (6) 5.  Algorytm  rozwią zania R ówn an ia  ruch u  (1)  i  (3)  wraz  z  omówionymi  w  rozdz.  4  wyraż eniami  okreś lają cymi obcią ż enie  wirnika,  zaprogram owan o  n a  E M C tak,  aby  moż liwe  był o prześ ledzenie zmian w  czasie:  wysokoś ci  lotu, prę dkoś ci  opadan ia  ś migł owca  oraz  prę dkoś ci  ką towej  wirnika. Opracowany  program  n apisan y  został  w ję zyku  F o rt ran  IV  i uruchomiony na E M C SM- 4. P rogram  podzielony  jest  n a  dwa  etapy: I :  dla  zadanej  pionowej  prę dkoś ci  lotu  y 0   i  wysokoś ci  lotu  y 0   oblicza  się   ką t  skoku ogólnego  ©o —  zapewniają cy  wytworzenie  przez  wirnik  cią gu  T   potrzebnego  dla danych  warun ków  lotu. I I :  dla  obliczonych  w  I  warun ków  począ tkowych  oblicza  się   przebieg  w  czasie  lą dowania autorotacyjnego  ś migł owca. Istnieje  moż liwość  sterowan ia  wartoś cią   <90 w  czasie  realizacji  program u.  , 6.  Wyniki  obliczeń Przy  wykorzystaniu  opracowan ego  program u  komputerowego  przeprowadzono  bada- n ia  mają ce  n a  celu  okreś lenie  wpł ywu  m om en tu  bezwł adnoś ci  i  począ tkowej  prę dkoś ci ką towej  wirnika  oraz  sposobu  sterowania  skokiem  ogólnym  n a  charakterystyki  pionowej autorotacji  ś migł owca. N a  Rys.  5 przedstawiony  został   wpł yw  m om en tu bezwł adnoś ci wirnika  na  bezpieczną wysokość  awarii.  Z a  bezpieczną   wysokość  awarii  przyję to  wysokość  spadku  ś migł owca z niezmienionym ką tem  skoku  ogólnego  obracają cego  się  wirnika, równym  ką towi  w chwili awarii,  dla  której  prę dkość  przyziemienia  jest  równ a  3,6  [m/ s]. 126 C.  K AM I Ń SK I,  J.  N AR K I E WI C Z H Im] 7 5- t.  - 3 - 2 1 7 awaria  I silnika oawaria  2silników _L 4068  6102  8136  I R [ k gm J ] R ys.  5 Badania  został y  przeprowadzone  dla  trzech  wartoś ci  m om en tu  bezwł adnoś ci  wirnika: bezwł adnoś ci  począ tkowej  1 R   =   4068  [kgm 2] —  przyję tej  ja ko  100%  oraz  150%  i  200% bezwł adnoś ci począ tkowej.  W  przypadku  awarii jedn ego  silnika  uzyskan o  wzrost  bezpiecz- nej  wysokoś ci  o  60%,  a  w  przypadku  awarii  dwóch  silników  o  35%,  przy  dwukrotnym wzroś cie  momentu  bezwł adnoś ci  wirnika.  D la  ś migł owców  2- silnikowych  wydaje  się ekonomicznie  uzasadniona  próba  likwidacji  lub  zmniejszania  niebezpiecznej  strefy  H- V poprzez  zwię kszenie  momentu bezwł adnoś ci  wirnika  n p.  w  badan ym  ś migł owcu  dodanie n a  koń cu  ł opaty  masy  stanowią cej  10%  jej  masy  począ tkowej  powin n o  zwię kszyć  bez- pieczną   wysokość  zawisu  o  ok.  30%.  D la  ś migł owców  1- silnikowych  m etoda  zwię kszenia momentu  bezwł adnoś ci  wirnika  w  celu  polepszania  charakterystyk  pionowej  autorotacji wydaje się  zdecydowanie  mniej skuteczna, dlatego należy dla tych ś migł owców  poszukiwać innych  metod  zwię kszania  bezpieczeń stwa  lotu. N a  Rys.  6 przedstawiony  został  wpł yw  drugiego  badan ego  param etru —  począ tkowej prę dkoś ci  ką towej  wirnika  n a  prę dkość  przyziemienia  ś migł owca.  Przyjmują c  Q o   przy której  prę dkość  koń ca  ł opaty  był a  równa  210  [m/ s] ja ko  100%  przeprowadzono  badania tm/ sl '4.0 3.5 3.0 o  awaria  1 silnika 7  awaria  2 silników X 200  210 R ys!  6 J_ 220  DR  [m/ s] AN AL I Z A  ZM N IEJSZEN IA  STREFY  H - V 127 dla  wielkoś ci  o  5%  mniejszej  (Q 0 R  =   200  [m/ s])  i  5%  wię kszej  {Q 0 R  =   220  [m/ s]). Jak widać  im  wię ksza  począ tkowa  prę dkość  ką towa  wirnika  tym  mniejsza  prę dkość  przy- ziemienia  ś migł owca.  Jeż eli  wię c  istnieje  moż liwość  startu  i/ lub  zawisu  przy  róż nych wielkoś ciach  prę dkoś ci  ką towej  wirnika  najbezpieczniej  wybrać  jest  prę dkość  najwię kszą. D la prześ ledzenia wpł ywu sposobu  sterowania przez pilota skokiem ogólnym rozważ ono przypadek  awarii  jedn ego  silnika  ś migł owca  2- silnikowego  podczas  zawisu  n a  wysokoś ci 20  [m]. P oczą tkowo  przebadan o zachowanie się   ś migł owca, przy  braku  reakcji  ze  strony pilota (Rys.  7).  P rę dkość  przyziemienia,  w  tym  przypadku  wynosił a  8,5  [m/ s].  Bezawaryjne 18 15 U 12 10 8 6 4 2 I  I  I  I  I  I I  i  I  I  I 0  24  6  810  14  18 TTT  M M I I y I m/ s 1 M M I I n—i—:—r •   Dtrod/ s] I I  I .  I  II I  I  I 10  12  14  16  18  20  22  24  26  28  30 Rys.  7 lą dowanie  ś migł owca  wystę puje  przy  prę dkoś ci  3,6  [m/ s].  W  nastę pnych  przypadkach zastosowano  nastę pują cy  ch arakter zmian  skoku  ogólnego  w  czasie  (Rys.  8). Po pewnym czasie  od  chwili  n astą pien ia  awarii  (opóź nienie reakcji  pilota)  pilot  zmniejszał   ką t  skoku ogólnego,  rozpę dzając  wirn ik  do  prę dkoś ci  ką towej  dopuszczalnej  n a  autorotacji  dla i  i  i  i—i—i T~H i  i  i  i ~i—r .1   1   L I  i  i 0  2  4  6810  14  18  0 2  4  6  8  10  12 14  16  18  20  22  24  26 28 30 Rys.  8 danego  ś migł owca,  n astę pn ie  zwię kszał   ką t  skoku  ogólnego  do  wielkoś ci  maksymalnej, powodują c  wyham owanie  pionowej  prę dkoś ci  ś migł owca.  P rzebadano wpł yw  opóź nienia reakcji  pilota  i  tem pa  wzrostu  ką ta  skoku  ogólnego  w  drugiej  fazie  lotu  n a  prę dkość przyziemnienia  i  n a  tej  podstawie  okreś lono,  a  wł aś ciwie  wykryto  sposób  sterowania teoretycznie  zapewniają cy  bezpieczne  lą dowanie  ś migł owca  z  prę dkoś cią   przyziemnienia 2,1  [m/ s].  Przebieg zm ian 6 0> Q,p  w tym przypadku  przedstawiony jest  n a Rys.  9. 128 C.  KAMIŃ SKI,  J.  N ARKIEWICZ 0  24  6810  14  16  0  2  4  6  8  10  12  14  16 18 20  22  24  26 28 30 Rys.  9 7.  Wnioski 1.  Opracowany  program  komputerowy  umoż liwia  symulację   lotu  ś migł owca  w wa- runkach  pionowej  autorotacji.  Ponieważ  ze wzglę dów  bezpieczeń stwa  nie przeprowadza się  podobnych badań n a rzeczywistych  ś migł owcach program ten może sł uż yć jako  ź ródł o informacji  o zachowaniu się  ś migł owca w takim  stanie lotu. Moż liwe  jest  badanie  wpł ywu  sposobu  sterowania  skokiem  ogólnym  n a zachowanie się  ś migł owca, po cał kowitej lub czę ś ciowej  awarii zespoł u napę dowego, okreś lenie dolnego punktu  strefy  H- V, a  także  prześ ledzenie  zmian  charakterystyk  pionowej  autorotacji w zależ noś ci  od parametrów  konstrukcyjnych  wirnika  i  ś migł owca. 2. Zwię kszenie  momentu bezwł adnoś ci wirnika  może istotnie zmniejszyć  lub cał kowicie zlikwidować  niebezpieczną   strefę   A  wykresu  H- V, dla ś migł owców  2- silnikowych  w  przy- padku  awarii  jednego  silnika.  Zwię kszenie  m om en tu  bezwł adnoś ci  w  takim  przypadku nie  prowadzi  do nieakceptowalnego  wzrostu  masy  ś migł owca. M etoda  zmniejszania  strefy  A  wykresu  H- V,  poprzez  zwię kszanie  m om en tu bezwł ad- noś ci wirnika  nie jest efektywna  dla  ś migł owców  1- silnikowych, próba jej  wyeliminowania tym  sposobem  prowadzi  do strat  masy  uż ytecznej  ś migł owca w granicach  30  -  90%  [1], 3.  Zwię kszanie  prę dkoś ci  ką towej  wirnika  w  zawisie  prowadzi  d o  zwię kszania  bez- pieczeń stwa  eksploatacji  ś migł owca  w przypadku  awarii  jedn ostki  napę dowej. 4.  Moż liwe jest  oddział ywanie n a  prę dkość  autorotacyjnego,  pionowego  przyziemienia przez  dobór  odpowiedniego  sterowania  ką tem  skoku  ogólnego. 5.  Otrzymane  wyniki  obliczeń  ś wiadczą   o  moż liwoś ci  zmniejszania  niebezpiecznych stref  wykresu  H- V  poprzez  odpowiedni  dobór  param etrów  konstrukcyjnych  wirnika i  sposobu  sterowania. Zastosowanie wyników w praktyce wymaga przynajmniej  czę ś ciowej weryfikacji  doś wiadczalnej  (próby  na  modelach)  potwierdzają cej  poprawność  przyję tej metodyki  obliczeń. Literatura 1.  W. A.,  PLEASANT,  G .T ., WH ITE,  Status  of  Improved  Autorotative L anding Research, Journal  of  the American  H elicopter  Society,  Vol.  28, N o. 1,  January  1983. AN ALIZA  ZMNIEJSZENIA  STREFY  H- V  129 2.  T. L.  WOOD ,  High Energy Rotor System,  presented at the 32nd Annual N ational Forum of  the  American H elicopter  Society,  Washington  D .C.  May  1976,  Preprint  N o  1014. 3.  A.  M .  BoJioflKo,  Eesonactmwcmb  nojiemoe  eepmo/ iemoo,  MoCKBa TpaHcnopT 1982. 4.  W.  JOHSON ,  Helicopter T heory, Princenton U niversity  Press  1980. 5.  I. C. CHEESMAN,  W. E.  BEN N ET,  T he Effect of  the  Ground on a Helicopter Rotor in forward Flight,  ARC R  and  M   3021,  September  1955. P  e  3 io  M e AH AJI H 3  BO3M O2KH OC TH  yM E H bH I E H H H   OIIAC H OH  3OH BI  H- V  H A  BH CEH H H   H  BO BP EM H fl  BEPTH KAJIfcH OrO  n O JI E T A  BEPTOJIETA H3roTOBjieHo  nporpaM M y  Ha  3 B M   # J I H   MOflejiHpoBanHfi  BepiHKanbHOH   nocaflitn  BeptojieTa  nocjie 0TKa3a  pa6oTbi  oflH oro  H JIH   flByx  flBH raTejieft.  BjniHHHe  MoMema  tmepupit  H ecymero  BH U TB,  ero  n a- MajiBHoft  yrjioBoii  CKOPOCTH   H  MeToAa  ynpaBjieHHH   OSIU H M  niaroM   H ecym ero  BHirra  6bm o  npoBepeH o. EbiJia  yKa3aHa  BO3Moa