Об одном способе оценки безопасности полета вертолета с грузом на внешней подвеске при воздействии неблагоприятного фактора

Тип работы:
Реферат
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

2006
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 97
УДК 629. 735. 015:681. 3
ОБ ОДНОМ СПОСОБЕ ОЦЕНКИ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЕТА С ГРУЗОМ НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ ПРИ ВОЗДЕЙСТВИИ НЕБЛАГОПРИЯТНОГО ФАКТОРА
С.А. ПАРШЕНЦЕВ
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В. Г.
В статье приводится один из подходов к аналитическому определению вероятности парирования экипажем вертолета последствий развития неблагоприятного фактора в полете с грузом на внешней подвеске.
Рассмотрим в общей постановке возможный подход к аналитическому определению вероятности парирования экипажем вертолета последствий развития неблагоприятного фактора (НФ), вызванного, например, частичной потерей располагаемой мощности силовой установки (СУ) вертолета Ка-32 в полете с грузом на внешней подвеске (ВП) (рис. 1). Описание этого события и его последствия были приведены в работе [3]. Момент его возникновения отнесем к нулевому времени (1:0 = 0). В результате воздействия на систему & quot-экипаж — вертолет — груз& quot- указанного НФ параметры полета могли отклониться от заданных и без своевременного вмешательства пилота выйти за установленные предельные значения.
Рис. 1. Параметры полета вертолета Ка-32 при Рис. 2. Изменение определяющего пара-
аварийном сбросе груза с внешней подвески метра при воздействии на вертолет НФ
Пусть до появления НФ некоторый параметр полета х- (перегрузка, обороты несущего винта (НВ) и т. д.) имел начальное значение х-0 (рис. 2). В процессе развития рассматриваемой ситуации значения параметра х- без вмешательства пилота будут нарастать (для значений оборотов НВ уменьшаться) и в некоторый момент времени 1-пр достигнут своего предельного значения х-пр, выход за которое, означает наступление авиационного происшествия.
Пилот, обнаружив отклонение параметра х- от заданной условиями полета величины, вмешивается в управление (для рассматриваемого случая производит сброс груза с ВП) с целью не допустить его выхода за предельное значение, обусловленное безопасностью продолжения или завершения полета. Исход события зависит от времени 1-в запаздывания вмешательства пилота в управление вертолетом и характером его действий. Следовательно, неравенство 1-в & gt- 1р характеризует развитие аварийной ситуации, при котором параметр х- выходит за свои предельно допустимые значения, а 1-в & lt- 1р соответствует условиям парирования последствий НФ, где 1р — располагаемое время вмешательства пилота. Достаточным условием парируемости будет выполнение неравенства х- & lt- х1пр, 1 = 1,…, п. Следовательно, вероятность парирования последствий НФ: г0 = р0(х1 & lt- х1пр, х2 & lt- х2пр,…, хп & lt- хппр), а для случая одного определяющего параметра г0 = р0(х & lt- хпр).
В анализируемом случае вертолет резко изменяет заданный режим полета, а пилот рефлекторно и энергично отклоняет рычаги управления с максимальной скоростью на угол, практически соответствующий балансировочному положению вертолета (рис. 3 и 4), т. е. действия его в известной мере детерминированы. Это позволяет аналитически решить задачу по определению располагаемого времени вмешательства пилота в управление вертолетом на парирование последствий воздействия НФ.
45,00
35,00
25,00
ч й, а 15,00
с" я 5,00
& amp- ¦л -5,000'-
-15,00
-25,00
-35,00
момент сброса груза
I (сек)
Рис. 3. Изменение параметров продольно-поперечного управления вертолета Ка-32 при аварийном сбросе груза с внешней подвески
По условиям БП у вертолетов транспортной категории ограничены угловая скорость ох и угол крена 7 [2], которые в рассматриваемой ситуации будут являться определяющими параметрами.
Рассмотрим изолированное движение по крену. Уравнение движения вертолета относительно угловой скорости ох при отсутствии скольжения имеет вид [1]:
Т о х +0 х =- -В ¦ (1)
м 0х
98,5 90,7 91,7 91,7 87,8 64,7 37,9 3,45 0 6,9 58,3 104 103 77,9
V, км/ч
Рис. 4. Изменение вертикальной перегрузки по скорости горизонтального полета при аварийном сбросе груза с внешней подвески
В зависимости от установленного ограничения на определяющий параметр задача будет иметь два решения.
1. Критический определяющий параметр Юх = Юхпр.
Из решения уравнения (1) при начальных условиях Ї = 0 и юх = 0, (т.е. воздействие НФ происходит на установившемся режиме полета) получим:
Юх = Юх" (1 — е Т X
(2)
где Ю хп — -
М
х 0 м Ю х
установившееся значение угловой скорости при действии постоян-
ного момента по крену.
В момент вмешательства пилота, которое заключается обычно в резком отклонении ручки циклического шага (РЦШ), угловая скорость достигает значения:
t в
Ю
— Юхп (1 — е Т).
(3)
Уравнение движения вертолета после вмешательства пилота при 1 & gt- 1: в и начальных усло-
виях і = ів, Юх
Юзапишется как
і -і.
і-і"
Юх -Юхіве Т + (Юхп -ЮХП)(1 — е Т X
(4)
М
где юхп —
ХП
М Xх
За располагаемое время в соответствии с (2) можно принять время достижения парамет-
Р
Т
ром своего предельного значения юхпр = юх0 (1 — е Т), откуда располагаемое время пилота можно представить в виде выражения:
1
хв
В
1 р = - Т 1п (1 —
ю
хпр
ю
¦).
(5)
х 0
При этом пилот должен создать момент для парирования НФ, подчиняющийся следую щему условию:
_ II
& gt- Мхве Т
|М хп |
(6)
Это обеспечит после его вмешательства й х 0 & lt- 0, и при условии Хв & lt- Хр получим
йх & lt- Юхпр, т. е. последствия НФ будут парированы.
2. Критический определяющий параметр у.
Интегрирование уравнения (1) при начальных условиях X = 0: юх = 0 дает следующее решение для угла крена:
X
у = юх0х _юх0Т (1 _ е Т). (7)
В момент парирования НФ угол крена у достигнет значения ухв =юх0Хв _юхХвТ, где йхХ — угловая скорость вертолета в момент вмешательства.
На рис. 5 и 6 представлены графики, соответствующие полученным временным зависимостям угловой скорости юх и угла крена у при воздействии на исследуемую систему & quot-экипаж — вертолет — объект монтажа& quot- возмущающего момента.
t
Рис. 5. Временные зависимости угло- Рис. 6. Временные зависимости угла крена
вой скорости накренения при дейст- и угловой скорости накренения при действии возмущающего момента вии возмущающего момента
1 — без вмешательства пилота- 2 — после вмешательства пилота
При X = Хэ и юх = 0 угол крена утах = уэ, где Хэ, уэ — соответствуют экстремальным значениям параметров, в данном случае предельно допустимому значению располагаемого времени пилота на компенсацию НФ и предельному углу крена вертолета.
Располагаемое время можно определить как Хв, при котором угол крена будет равен предельно допустимому значению (у = уэ = упр).
ЛИТЕРАТУРА
1. Натальин В. М., Матвеев Ю. И. Аэродинамические особенности возникновения автоколебаний на вертолете Ми-8 и методы их устранения / Сб. научных трудов аспирантов и молодых ученых. — Санкт-Петербург, АГА, 1998. — т. 1.
2. Нормы летной годности транспортной категории винтокрылых аппаратов. Авиационные правила. Ч. 29.
— М.: Межгосударственный авиационный комитет, 1995.
3. Паршенцев С. А. Надежность функционирования системы & quot-экипаж — вертолет — груз на внешней подвеске& quot- в условиях развития неблагоприятного фактора // Общероссийский научно-технический журнал & quot-Полет"-.
— М., 2005. — № 4.
ABOUT ONE MEANS OF EVALUATION OF FLIGHT SAFETY OF HELICOPTER WITH A CARGO ON THE EXTERNAL SLING WHEN AFFECTED BY UNFAVOURABLE FACTOR
Parshentsev S.A.
The article describes one of the approaches to the analytic definition of probability of helicopter crew’s parrying of sequences of an unfavourable factor when flying with a cargo on the external sling.
Сведения об авторе
Паршенцев Сергей Алексеевич, 1957 г. р., окончил РКИИ ГА (1980), кандидат технических наук, старший бортинженер-испытатель НПК & quot-ПАНХ"-, автор 16 научных работ, область научных интересов — летная эксплуатация воздушных судов.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой