НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МОСКОВСКОГО ГОСУДАРСТВЕННОГО ТЕХНИЧЕСКОГО УНИВЕРСИТЕТА ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

  При эксплуатации одновинтовых вертолетов нередко возникают авиационные происшествия, заключающиеся в возникновении непреднамеренного разворота или даже вращения по рысканию, заканчивающегося, как правило, столкновением с землей. Многочисленные исследователи этой проблемы считают одной из ее возможных причин потерю эффективности рулевого винта вертолета вследствие ветровых воздействий. В иностранной литературе имеется даже специальный термин – Loss of Tail Rotor Effectiveness (LTE). В связи с этим в настоящей работе сделана попытка определения возможности возникновения непреднамеренного вращения одновинтовых вертолетов по рысканию из-за ветровых воздействий (влияние несущего винта на рулевой винт в данной работе не учитывалось). Для решения этой задачи использовались теоретические методы (аналитические расчеты и вычислительные эксперименты). Для проведения аналитических расчетов и вычислительных экспериментов была создана математическая модель динамики вращения вертолета Ми-8МТВ по рысканию, на основе которой был создан программный комплекс, состоящий из модуля LTE (для моделирования динамики вращательного движения вертолета по рысканию) и OGL (для визуализации движения вертолета). Аналитические расчеты показали, что величина углового ускорения рыскания, наблюдаемая в полете при непреднамеренном вращении, может быть достигнута вследствие падения тяги рулевого винта на режиме вихревого кольца. Но для развития непреднамеренного вращения до углов и угловых скоростей, зафиксированных в реальных полетах, необходимо, чтобы такое падение тяги рулевого винта имело место в течение всего разворота. При вычислительных экспериментах с помощью вышеупомянутого программного комплекса не удалось создать условия для такого падения тяги в течение всего разворота и, соответственно, не удалось достичь тех углов и угловых скоростей рыскания, которые возникали в полетах. Рулевой винт при обдувке ветром в исследуемом диапазоне скоростей ветра (от 1 до 20 м/с) не теряет своей эффективности до такой степени, что с его помощью нельзя остановить непреднамеренное вращение.

   Режимы «вихревого кольца» наблюдаются при обтекании винта с положительными углами атаки. Для несущего винта эти условия реализуются при крутом снижении вертолета с малыми скоростями. Режимы «вихревого кольца» винта сопровождаются рядом характерных явлений, связанных с поведением его аэродинамических характеристик, в том числе явлений негативного характера. К последним относятся прежде всего снижение тяги винта, рост потребной мощности, пульсации тяги и крутящего момента, неустановившееся маховое движение лопастей и др. С точки зрения пилотирования вертолета они выражаются в резкой потере высоты, росте расходов управления, высоком уровне вибраций, «размытии» конуса вращения лопастей, ухудшении управляемости. Все это определяет актуальность исследований данных режимов и важность практической реализации задачи определения их границ. В последнее время в связи с бурным развитием вычислительной техники и совершенствованием расчетных моделей появляется возможность выполнять численные исследования аэродинамических характеристик винтов на режимах «вихревого кольца». В работе представлены результаты исследований аэродинамических характеристик соосного несущего винта вертолета Ка-226Т на режимах крутого снижения в области режимов «вихревого кольца». Рассмотрены углы атаки винта αВ = 90…30° и диапазон скоростей вертикального снижения Vу = 0…26 м/с. Использована оригинальная нелинейная лопастная вихревая модель винта, разработанная в Московском авиационном институте (МАИ). Рассчитаны суммарные и распределенные аэродинамические характеристики винта. Проанализированы формы вихревого следа и картины обтекания винта. Построены границы режимов «вихревого кольца» в скоростных координатах «Vx − Vy» по различным критериям, отражающим известные особенности данных режимов. Полученные результаты существенно дополняют имеющийся опыт экспериментальных и численных исследований в данной области.

В последнее время производители авиадвигателей проявляют повышенный интерес к разработке гибридных силовых установок (ГСУ), представляющих собой комбинацию газотурбинных двигателей (ГТД) с электродвигателями-генераторами. Использование ГСУ позволяет повысить топливную эффективность самолета, а также создать новые конфигурации с улучшенными аэродинамическими и тяговыми характеристиками. Повышение топливной эффективности достигается в результате оптимизации режима работы силовой установки под требования крейсерского полета с компенсацией недостающей мощности при взлете и уходе на второй круг за счет подключения электродвигателей с питанием от аккумуляторов. Создание новых конфигураций с улучшенными характеристиками может быть обеспечено благодаря синергетическому эффекту взаимодействия воздушных винтов с планером самолета. Успешные летные испытания опытных образцов ГСУ в компоновках легких самолетов позволяют рассчитывать на их возможное применение в будущем в проектах новых винтовых самолетов. Потенциальные преимущества применения новых силовых установок на самолетах местных авиалиний могут привести как к сокращению расхода топлива, так и к снижению выбросов углерода. Также возможно кратковременное поддержание безопасного режима полета в случае отказа одного двигателя при использовании нескольких источников энергии. Энергия, вырабатываемая электрическим генератором, подключенным к работающему двигателю, может использоваться как для привода электродвигателей концевых воздушных винтов, так и для вращения движителя отказавшего двигателя. В работе представлены результаты исследований влияния отказа критического двигателя на аэродинамические характеристики модели легкого транспортного самолета, полученные как при отсутствии, так и при наличии электрической передачи между работающим и отказавшим двигателем. Экспериментальные исследования проведены в малоскоростной аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ. Моделирование работы электрической трансмиссии проведено путем установки режима работы двух имитаторов силовой установки, соответствующего половинному значению коэффициента нагрузки воздушного винта Boодного двигателя на взлетном режиме.

   Уменьшение стоимости жизненного цикла изделия авиационной техники – задача, решаемая на стадии проектирования либо влекущая за собой значительные доработки конструкции. Предварительный подогрев турбины газотурбинного двигателя (ГТД) позволяет уменьшить термонапряженность рабочих лопаток (РЛ) при запуске двигателя без внесения конструктивных изменений, а лишь за счет внедрения технологии подогрева двигателя в эксплуатационный процесс. Значения термических напряжений на РЛ турбины высокого давления (ТВД) турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) с применением подогрева и без него позволяют определить изменение суммарной степени повреждаемости РЛ ТВД. В концепции предварительного подогрева ГТД перед запуском для составления технологии подогрева необходимо знать время, за которое РЛ нагреется до необходимой температуры. Таким образом, задача исследования, излагаемого в статье, заключается в эмпирическом определении времени прогрева РЛ ТВД при помощи термопар и пирометров на натурном объекте в зависимости от способов подачи воздуха для подогрева и вращения ротора. Отличительной особенностью проделанной работы является применение эмпирического подхода в определении времени прогрева РЛ ТВД для оценки целесообразности применения самой технологии предварительного подогрева ГТД перед запуском и выбора наиболее эффективного способа прогрева по критерию времени. Рассмотрены несколько способов подогрева двигателя перед запуском с применением различного набора оборудования и способа подачи горячего воздуха на турбину. Результаты измерений времени прогрева РЛ позволили установить способ прогрева с минимальными затратами времени перед запуском двигателя.