В приведенном выше примере (формула 6) вносимая энергия равна 243+320=563, а потерянная — 530, их разность, то есть кинетическая энергия в момент посадки, равна 33. По расчетам по формуле (11) вносимая энергия равна 243+320+1685+95=2343, а потерянная 1680+630=2310 кгм. Значит, кинетическая энергия при посадке и посадочная скорость определяются как малая разность больших величин, следовательно, требуется высокая точность расчетов. Небольшая ошибка в величине потерь приводит к принципиальному искажению результатов расчетов. Однако даже при ошибке можно найти такое управление шагом винта и мощностью двигателя, что посадочная скорость будет малой.
В работе «О безопасной высоте висения» (вертикальной посадке вертолета после отказа двигателя на режиме висения) на числовом примере показано, что энергия работающего двигателя составляет 70 % от энергии индуктивных и профильных потерь, а энергия «подрыва» — 12 %. Изменение кинетической энергии вертолета мало, так как вертолет изменяет скорость от нуля до малой величины: вертикальная посадочная скорость не более 3–4 м/с. Требуется найти потенциальную энергию вертолета, которой пропорциональна высота висения. Потенциальная энергия равна 100 %- (70+12)%=100 %-82 %=18 %, то есть величины энергий не так близки, как при посадке с режима планирования с поступательной скоростью.
Есть методы, в которых для определения dV/dt и V ygиспользуется уравнение
Авторы фактически предполагают, что потери мощности и сила X равны как при маневрировании вертолета, так и при установившемся горизонтальном полете.
В книге «Динамика полета вертолета» (Трошин И.С. М.: МАИ, 1990) дана следующая формула:
где — N vувеличение мощности при изменении направления полета. Однако потери мощности изменяются и при прямолинейном полете. В работе нет указания, как найти N v.
Предлагается другая формула:
В это уравнение входят мощность двигателя и коэффициент η в, названный пропульсивным коэффициентом вертолета. Известно понятие о пропульсивном коэффициенте η несущего винта. Он определяется как отношение приращений (Δ — обозначение приращений) пропульсивной и полной мощностей несущего винта:
η =-Δ (XV)/ΔN.
Получим аналогичное выражение для коэффициента η в. Приравняв друг к другу выражения для произведения XV по уравнениям (4) и (9), получим
Это уравнение при установившемся горизонтальном полете обращается в следующее:
Вычтем из первого уравнения второе:
Обозначив
получим предлагаемое выражение (12). Из выражения (13) видно, что коэффициент η в, кроме изменения индуктивных и профильных потерь несущего винта при маневрировании, учитывает изменение силы сопротивления планера вертолета, изменение взаимовлияния винтов и планера, а у многовинтовых схем — изменение взаимовлияния винтов. Он учитывает также изменение потерь мощности двигателя при маневрировании.
Коэффициент η внаходится не по формуле (13), а следующим образом. Определенная в летных испытаниях или по расчету зависимость GV yg=ƒ(N дв) на установившемся прямолинейном полете при G=const, Vcosα=const и ωR=const линеаризуется, то есть максимально близко к экспериментальным или расчетным точкам проводится прямая линия (нетрудно показать, что точки располагаются близко к прямым). Эта зависимость определяется не при V=const, а при Vcosα=const, чтобы охватить все возможные траектории с любыми углами θ. Так, в полете вертолета по вертикали, когда 0~α=±90°, точки с разными V ложатся на кривую с Vcosα=const=0. Коэффициент η вравен тангенсу угла наклона прямой. По этой зависимости находится также N дв.г. п.
Определение η ви N дв.г. пможно формализовать и выполнять на компьютере.
Указанную зависимость требуется определить при разных Vcosα=const. Формулу (12) проще использовать для расчета торможения или разгона вертолета по прямолинейной траектории, когда G-ranst, так как в этом случае величины N дв.г. пи η вдостаточно определить при одной величине G.
Проинтегрировав уравнение (12), получим еще один вариант уравнения баланса энергий:
Из формулы (12) и уравнения (4), умноженного на V, следует соотношение
Это соотношение подтверждает справедливость уравнения (14).
Остановимся на величине коэффициента η в. Она зависит от величины η На рис. 3 показан график указанной выше зависимости в безразмерном виде для идеального винта.
На больших скоростях (V>70…140 км/ч в зависимости от отношения нагрузки на 1 м² площади винта к относительной плотности воздуха) — Δ(XV)=ΔN и η id=1. У реального винта на режимах полета с такими скоростями η~0,95. При меньших скоростях наклон кривых на рис. 3 возрастает, следовательно, — Δ(XV) больше, чем ΔN, и η id>1. Величина η idпри Vcosα=0 достигает 1,85. Увеличение η idобъясняется уменьшением индуктивных потерь несущего винта из-за увеличения массы протекающего через винт воздуха. Однако η, тем более η в, меньше η idиз-за возрастания профильных потерь при увеличении — XV. При вертикальном наборе высоты η=1,8.1,5. Для определения η врассматриваемого вертолета был сделан расчет зависимости GV fNJ при вертикальном наборе высоты, из которого следует, что у вертолета N дв.г. п=3460 л.с., η в=1,4. Так как η в>1, то это значит, что скобка в числителе выражения (13) отрицательна, то есть уменьшение N больше, чем увеличение остальных слагаемых числителя. На скорости 85 км/ч у этого вертолета N дв.г. п==2950 л.с., η в=0,96. Таким образом, в методе мощностей, особенно при скоростях менее ~100 км/ч, нужно использовать формулу (14), так как η в¬=1.
Рис. 3. Зависимость безразмерной пропульсивной мощности от полной мощности
Можно сделать следующие основные выводы:
1) из-за малых посадочных скоростей у вертолета его кинетическая энергия в момент посадки является малой величиной по сравнению с начальными, вносимыми и потерянными энергиями. Поэтому при расчетах посадочных скоростей должны учитываться все входящие в уравнение баланса виды энергии. Определять их нужно не по приближенным формулам, а как можно точнее;
2) при использовании метода мощностей необходимо учитывать пропульсивный коэффициент вертолета.
Управление беспилотным летательным аппаратом
Анализируя систему управления (СУ) современных и перспективных беспилотных летательных аппаратов (БЛА), необходимо отметить, что ее основой являются инерциальные системы, обладающие полной автономностью и высокой помехозащищенностью.
Система управления полетом БЛА обеспечивает движение центра масс летательного аппарата в соответствии с заданной дальностью; осуществляет угловую стабилизацию БЛА относительно его центра масс; управляет боковым движением центра масс аппарата относительно плоскости полета, то есть обеспечивает движение центра масс БЛА по программной траектории, параметры которой заранее рассчитываются и вводятся в систему управления перед пуском.
Структурная схема аппаратуры системы управления и стабилизации изображена на рис. 1, где КГП — комплекс гироскопических приборов; БДУС — блок датчиков угловой скорости; НАП — навигационная аппаратура потребителя; ГСН — головка самонаведения; ОУ — оконечное устройство; А1-А3 — акселерометры; РМ — рулевая машинка.