RU2231479C2

RU2231479C2 - Method of maintenance of number of revolutions of helicopter lifting rotor within permissible limits and device for realization of this method

Info

Publication number: RU2231479C2
Application number: RU2001128457/28A
Authority: RU
Inventors: Н.П. Бездетнов (RU); Н.П. Бездетнов; И.И. Григорьев (RU); И.И. Григорьев
Original assignee: Открытое акционерное общество "Камов"
Priority date: 2001-10-23
Filing date: 2001-10-23
Publication date: 2004-06-27

Abstract

FIELD: aviation; helicopter control systems.

SUBSTANCE: proposed method consists in automatic change of power through change of delivery of fuel to engine (engines), check of revolutions against indicator and control of helicopter power which is performed by change of lifting rotor pitch with the aid of lever and control stick; in addition to change of collective pitch performed by pilot, automatic change of collective pitch is introduced. Device proposed for realization of this method includes collective pitch lever and control stick. Besides that, provision is made for computer whose input is connected with tacho-generator and rotor speed readjustment switch; its output is connected with converter converting electric signal to mechanical motion; it is connected with lifting rotor in collective pitch channel.

EFFECT: automatic maintenance of revolutions.

3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано преимущественно на вертолетах, выполняющих интенсивные маневры.The invention relates to the field of aviation technology and can be used mainly on helicopters performing intensive maneuvers.

Существуют ограничения на пределы изменения числа оборотов несущего винта в полете, обусловленные требованиями аэродинамической эффективности и управляемости, а также прочности двигателей, трансмиссии и других систем. Поэтому принимаются специальные меры, чтобы не допустить в полете выхода числа оборотов несущего винта за установленные ограничения.There are restrictions on the range of changes in the rotor speed in flight due to the requirements of aerodynamic efficiency and controllability, as well as the strength of engines, transmissions and other systems. Therefore, special measures are taken to prevent the rotor speed from exceeding the established limits in flight.

Известен способ управления оборотами несущего винта с помощью системы шаг-газ (см., например, М.М. Масленников, Ю.Г. Бехли, Ю.И. Шальман. Газотурбинные двигатели для вертолетов. М.: Машиностроение, 1969, стр. 117). Этот способ заключается в следующем. Летчик рычагом общего шага изменяет шаг несущего винта. Одновременно механическая связь этого рычага с топливным регулятором обеспечивает изменение режима работы двигателя с целью поддержания заданного числа оборотов несущего винта. Однако при изменении условий полета обороты несущего винта изменяются, и летчик восстанавливает их путем дополнительной коррекции режима работы двигателя ручкой коррекции. Недостатком этого способа является дополнительная загрузка летчика работой по поддержанию оборотов несущего винта (свободной турбины). Поэтому рассмотренный выше способ на современных вертолетах практически не применяется.A known method of controlling the rotor speed using a step-gas system (see, for example, M.M. Maslennikov, Yu.G. Behli, Yu.I. Shalman. Gas turbine engines for helicopters. M: Mechanical Engineering, 1969, p. 117). This method is as follows. The pilot changes the pitch of the rotor with the lever of the common step. At the same time, the mechanical connection of this lever with the fuel regulator provides a change in the engine operating mode in order to maintain a given rotor speed. However, when the flight conditions change, the rotor speed changes, and the pilot restores them by additional correction of the engine operating mode with the correction handle. The disadvantage of this method is the additional loading of the pilot by the work of maintaining the rotor speed (free turbine). Therefore, the above method is practically not used on modern helicopters.

Известен также способ автоматического поддержания постоянного числа оборотов несущего винта (см., например, М.М. Масленников, Ю.Г. Бехли, Ю.И. Шальман. Газотурбинные двигатели для вертолетов. М.: Машиностроение, 1969, стр. 109). При этом способе летчик ручкой управления и рычагом общего шага воздействует на несущий винт, изменяя его нагрузку путем изменения шага винта. При этом он непосредственно не управляет двигателем. Изменение нагрузки несущего винта приводит к изменению оборотов винта и свободной турбины, вследствие чего вступает в работу регулятор числа оборотов свободной турбины, изменяющий подачу топлива в двигатель для восстановления прежнего числа оборотов винта. Таким образом, летчик освобождается от прямого управления двигателем.There is also a method of automatically maintaining a constant rotor speed (see, for example, M.M. Maslennikov, Yu.G. Behli, Yu.I. Shalman. Gas turbine engines for helicopters. M: Mechanical Engineering, 1969, p. 109) . With this method, the pilot uses the control stick and the common pitch lever to act on the main rotor, changing its load by changing the pitch of the rotor. However, he does not directly control the engine. A change in the load of the rotor leads to a change in the speed of the rotor and the free turbine, as a result of which the speed controller of the free turbine enters into operation, which changes the fuel supply to the engine to restore the previous speed of the rotor. Thus, the pilot is exempted from direct control of the engine.

Устройство для реализации описанного способа включает в себя рычаг общего шага, который через проводку управления соединен через гидроусилитель с ползуном автомата перекоса; ручку управления, которая через проводку управления соединена через гидроусилитель с тарелкой автомата перекоса и рычагом поворота лопасти; редуктор, соединяющий вал двигателя (двигателей) с валом несущего винта и снабженный тахогенератором с указателем числа оборотов; топливный регулятор, установленный на двигателе и связанный с датчиками оборотов свободной турбины и турбокомпрессора (см., например, М.М. Масленников, Ю.Г. Бехли, Ю.И. Шальман. Газотурбинные двигатели для вертолетов. М.: Машиностроение, 1969, стр. 109 и И.С. Дмитриев, С.Ю. Есаулов. Системы управления одновинтовых вертолетов, рис. 2.1, стр. 32).A device for implementing the described method includes a lever of a common step, which is connected through a control wiring to a slider of the swashplate through a hydraulic booster; a control handle, which is connected through a power steering to a plate of the swash plate and a blade rotation lever; a gearbox connecting the shaft of the engine (s) with the rotor shaft and equipped with a tachogenerator with a speed indicator; a fuel regulator mounted on the engine and connected to the speed sensors of a free turbine and a turbocompressor (see, for example, M.M. Maslennikov, Yu.G. Behli, Yu.I. Shalman. Gas turbine engines for helicopters. M .: Mechanical Engineering, 1969 , p. 109 and I. S. Dmitriev, S. Yu. Esaulov. Single-rotor helicopter control systems, Fig. 2.1, p. 32).

Известные способ и устройство хорошо стабилизируют обороты несущего винта (свободной турбины) на режимах плавного изменения параметров полета вертолета, но при энергичном пилотировании, требуемом для выполнения маневров, точность стабилизации оборотов неудовлетворительна и имеют место большие изменения числа оборотов несущего винта.The known method and device well stabilizes the rotor speeds of the rotor (free turbine) during smooth change of helicopter flight parameters, but with vigorous piloting required to perform maneuvers, the stabilization accuracy of the revolutions is unsatisfactory and large changes in the number of rotor revolutions take place.

Для того чтобы пояснить причины больших изменений числа оборотов винта при выполнении интенсивных маневров, воспользуемся уравнением динамики вращения винтаIn order to explain the reasons for large changes in the number of revolutions of the screw during intensive maneuvers, we use the equation of the dynamics of rotation of the screw

где I - полярный момент инерции несущего винта;where I is the polar moment of inertia of the rotor;

N_pacп - располагаемая мощность на валу несущего винта, создаваемая двигателем (двигателями);N _pac - the available power on the rotor shaft created by the engine (s);

N_порт - потребная мощность несущего винта;N _port - required rotor power;

ω - угловая скорость вращения несущего винта;ω is the angular velocity of rotation of the rotor;

- угловое ускорение вращения несущего винта.

- angular acceleration of rotation of the rotor.

Угловая скорость вращения несущего винта ω связана с числом оборотов несущего винта n_в постоянным коэффициентом, т.е. имеют место равенства ω=к·n_в и

.The angular rotational speed of the rotor ω is related to the number of rotations of the rotor n _{in a} constant coefficient, i.e. the equalities ω = k · n _in and

.

При выполнении маневра летчик может интенсивно за 1-2 с изменить N_порт на существенную величину. Так, сбросив общий шаг и увеличивая угол тангажа, можно за 1-2 с уменьшить потребную мощность до околонулевого значения. Располагаемая мощность будет уменьшаться двигательной автоматикой до режима полетного малого газа за существенно большее время. В результате в соответствии с уравнением (1) произойдет раскрутка несущего винта. В случае вывода из режима раскрутки путем увеличения общего шага и уменьшения угла тангажа потребная мощность быстро возрастает, а располагаемая мощность будет нарастать заметно медленнее. Это вызовет просадку оборотов винта. Просадка оборотов несущего винта может быть также очень большой, поскольку выход может выполняться на малой скорости, при которой потребная мощность окажется существенно большей, чем при исходном установившемся полете. Проблему раскрутки и просадки оборотов несущего винта известные способы и устройства решают только за счет улучшения приемистости двигателей, т.е. более быстрого изменения располагаемой мощности. Однако существующие ограничения по газодинамике двигателя не позволяют уменьшить время приемистости до величины менее 5 с, а при такой приемистости проблема раскрутки и просадки оборотов винта при выполнении интенсивных маневров остается актуальной, в частности, и потому, что инерционный член

создает большую переменную составляющую момента на зубьях шестерен редуктора, что приводит к резкому снижению его ресурса. Поэтому летчик должен наблюдать за изменением оборотов винта по указателю и не допускать их выхода за установленные ограничения. Это усложняет пилотирование и угрожает безопасности полета, поскольку летчик наблюдает за показаниями приборов и ослабляет контроль за положением вертолета относительно земли. Известен случай, когда очень опытный летчик-испытатель 1 класса, контролируя показания приборов при выполнении косой петли, “потерял землю” и, пытаясь найти ее, совершил “кувырок”, что едва не кончилось тяжелым авиационным происшествием.When performing the maneuver, the pilot can intensively change the N _port by a substantial amount in 1-2 s. So, dropping the overall step and increasing the pitch angle, it is possible to reduce the required power in 1-2 seconds to a near-zero value. The available power will be reduced by engine automation to the flight small gas mode in a significantly longer time. As a result, in accordance with equation (1), the rotor will spin. In the case of withdrawal from the spin mode by increasing the overall pitch and decreasing the pitch angle, the required power rapidly increases, and the available power will increase noticeably more slowly. This will cause a drop in screw speed. The drawdown of the rotor speed can also be very large, since the output can be performed at a low speed, at which the required power will be significantly greater than during the initial steady flight. Known methods and devices solve the problem of the spin and rotor revolutions of the rotor only by improving the engine throttle response, i.e. faster changes in available capacity. However, the existing restrictions on the gas dynamics of the engine do not allow reducing the throttle response time to less than 5 s, and with this throttle response, the problem of spinning and sagging of the rotor speed during intensive maneuvers remains relevant, in particular, because the inertial term

creates a large variable component of the moment on the teeth of the gears of the gearbox, which leads to a sharp decrease in its resource. Therefore, the pilot must observe the change in the speed of the propeller according to the index and not allow them to go beyond the established restrictions. This complicates piloting and threatens flight safety, as the pilot monitors instrument readings and weakens control over the position of the helicopter relative to the ground. There is a known case when a very experienced 1st-class test pilot, monitoring instrument readings while performing an oblique loop, “lost ground” and, trying to find it, made a “somersault,” which almost ended in a serious accident.

Технической задачей заявленного способа и устройства является обеспечение автоматического поддержания оборотов несущего винта вертолета в допустимых пределах при выполнении интенсивных маневров.The technical task of the claimed method and device is to automatically maintain the rotor speed of the helicopter within acceptable limits when performing intensive maneuvers.

Технический результат обеспечивается тем, что:The technical result is ensured by the fact that:

1. В способ поддержания числа оборотов несущего винта вертолета в допустимых пределах, включающий автоматическое изменение располагаемой мощности за счет изменения подачи топлива в двигатель (двигатели) для восстановления заданного числа оборотов, контроль за числом оборотов винта по указателю и управление потребной мощностью вертолета для поддержания оборотов несущего винта в допустимых пределах путем воздействия летчика на шаг винта с помощью рычага общего шага и ручки управления, вводят дополнительно автоматическое управление потребной мощностью изменяя общий шаг несущего винта на величину1. In a method of maintaining the rotor rotor speed within acceptable limits, including automatically changing the available power by changing the fuel supply to the engine (s) to restore a given number of revolutions, controlling the rotor speed according to the index and controlling the helicopter's required power to maintain revolutions of the rotor within the permissible limits by means of the pilot's influence on the pitch of the rotor with the help of the common pitch lever and control knob, additionally automatic control is introduced by rebnoy capacity changing the collective pitch of the rotor by an amount

,

где Δφ_ап - изменение общего шага автопилотом;where Δφ _ap is the change in the total pitch by autopilot;

Δn_в - изменение оборотов несущего винта от заданного значения;Δn _in - change in rotor speed from a given value;

- скорость изменения оборотов несущего винта;

- the rate of change of the rotor speed;

- передаточные числа автопилота.

- gear ratios of autopilot.

2. В устройство автоматического поддержания оборотов несущего винта, содержащее рычаг общего шага, который через проводку управления соединен через гидроусилитель с ползуном автомата перекоса, редуктор, соединяющий вал двигателя (двигателей) с валом несущего винта и снабженный тахогенератором с указателем числа оборотов, топливный регулятор, установленный на двигателе и связанный с датчиками оборотов свободной турбины и турбокомпрессора, дополнительно установлен формирующий электрический сигнал вычислитель, вход которого соединен с тахогенератором и переключателем перенастройки оборотов винта, а выход соединен с преобразователем электрического сигнала в механическое перемещение, соединенным с несущим винтом через гидроусилитель в канале общего шага.2. In the device for automatically maintaining the rotor speed, containing a common-pitch lever, which is connected via a power steering to the slider of the swash plate, a gearbox connecting the shaft of the engine (s) with the rotor shaft and equipped with a tachogenerator with a speed indicator, fuel regulator, mounted on the engine and connected to the speed sensors of the free turbine and turbocharger, an additional computer that generates an electrical signal is installed, the input of which is connected to a tachogenerator and a switch for reconfiguring the revolutions of the rotor, and the output is connected to a converter of the electrical signal into mechanical displacement, connected to the rotor through a hydraulic booster in the channel of the common pitch.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где показано:The invention is illustrated by drawings, which show:

- на фиг.1 - упрощенная схема заявляемого способа и устройства,- figure 1 is a simplified diagram of the proposed method and device,

- на фиг.2 - изменение по времени числа оборотов винта (n_в), общего шага несущего винта (ω) и суммарной мощности двух двигателей (N) при выполнении горки,- figure 2 is a change over time of the number of revolutions of the screw (n _in ), the total pitch of the rotor (ω) and the total power of two engines (N) when performing the slide,

- на фиг.3 - изменение по времени вертикальной скорости (V_y), высоты полета (Н), горизонтальной скорости (V_x), вертикальной перегрузки (n_у), угловой скорости тангажа (ω_z), угла тангажа (ϑ) и продольного отклонения автомата перекоса (δ_в) при выполнении горки.- figure 3 is a change in time of the vertical speed (V _y ), flight altitude (N), horizontal speed (V _x ), vertical overload (n _y ), pitch angular velocity (ω _z ), pitch angle (ϑ) and longitudinal deviation of the swash plate (δ _in ) when performing the slide.

Заявляемое устройство автоматического поддержания оборотов несущего винта в допустимых пределах (см. фиг.1) содержит рычаг общего шага 1, который через проводку управления 2 соединен через гидроусилитель 3 с ползуном автомата перекоса 4, ручку управления 5, которая через проводку управления 2 соединена через гидроусилитель 3 с тарелкой автомата перекоса 6, которая соединена рычагом поворота 7 лопасти несущего винта 8, редуктор 9, соединяющий вал двигателя 10 с валом несущего винта 11 и снабженный тахогенератором 12 с указателем числа оборотов несущего винта 13, топливный регулятор 14, установленный на двигателе и связанный с датчиком оборотов свободной турбины 15 и турбокомпрессора 16, дополнительно устанавливаемый вычислитель 17, вход которого соединен с тахогенератором 12 и переключателем оборотов винта 18, а выход соединен с преобразователем 19, соединенным с ползуном автомата перекоса 4 через гидроусилитель 3 в канале общего шага.The inventive device for automatically maintaining the rotor speed within acceptable limits (see Fig. 1) contains a lever of general step 1, which is connected via a control wiring 2 through a power steering 3 to a slider of the swash plate 4, a control handle 5, which is connected through a control wiring 2 through a power steering 3 with a plate of the swash plate 6, which is connected by a rotary lever 7 of the rotor blade 8, a gearbox 9 connecting the shaft of the engine 10 with the rotor shaft 11 and equipped with a tachogenerator 12 with a speed indicator another screw 13, a fuel regulator 14 mounted on the engine and connected to the speed sensor of the free turbine 15 and turbocharger 16, an additionally installed calculator 17, the input of which is connected to the tachogenerator 12 and the screw speed switch 18, and the output is connected to the converter 19 connected to the slider swash plate 4 through power 3 in the channel of the common step.

Заявляемый способ поддержания числа оборотов несущего винта в допустимых пределах реализуется следующим образом.The inventive method of maintaining the rotor speed within acceptable limits is implemented as follows.

Летчик, выполняя энергичный маневр, ручкой управления 5, через проводку управления 2 и гидроусилители 3 изменяет наклон тарелки автомата перекоса 6, что через рычаг поворота 7 изменит угол установки лопасти 8. При этом угол установки лопасти будет меняться в зависимости от азимутального положения лопасти (циклическое изменение шага).The pilot, performing an energetic maneuver with the control handle 5, through the control wiring 2 and power steering 3 changes the slope of the swash plate 6, which through the rotation lever 7 will change the angle of the blade 8. The angle of the blade will change depending on the azimuthal position of the blade (cyclic change of step).

Кроме того, летчик рычагом управления общего шага 1 через проводку управления 2 и гидроусилитель 3 перемещает ползун автомата перекоса 4 вместе с тарелкой автомата перекоса 6 вдоль вала несущего винта, что через рычаг поворота 7 изменяет угол установки лопасти несущего винта 8 на всех азимутальных положениях лопасти на одну и ту же величину (общий шаг винта).In addition, the pilot using the control lever of the general step 1 through the control wiring 2 and the hydraulic booster 3 moves the slider of the swash plate 4 together with the plate of the swash plate 6 along the rotor shaft, which, through the rotation lever 7, changes the angle of installation of the rotor blade 8 at all azimuthal positions of the blade by the same value (total pitch of the screw).

Этим самым летчик изменяет угол атаки несущего винта, скорость полета, тягу несущего винта, а следовательно, обороты несущего винта n_в и обороты свободной турбины n_ст, поскольку они связаны между собой валами 10 и 11 через редуктор 9, а также изменит обороты тахогенератора 12 и положение стрелки указателя оборотов винта 13. Изменение оборотов свободной турбины изменит подачу топлива в двигатель топливным регулятором 14, что приведет к изменению оборотов n_тк турбокомпрессора 16 и мощности двигателя (двигателей) в сторону стабилизации заданных оборотов несущего винта. Вычислитель 17 определит отклонение оборотов винта от заданных Δn_в=n_в-n_вз, путем дифференцирования определит скорость изменения оборотов

, сформирует в электрическом виде управляющий сигнал

и подаст его на преобразователь 19, который преобразует электрический сигнал в механическое перемещение Δφ_ап. При этом угол общего шага несущего винта φ будет определяться по формулеThus, the pilot changes the angle of attack of the main rotor, flight speed, the thrust of the main rotor, and, therefore, the rotor speed n _in and the speed of the free turbine n _st , since they are connected by shafts 10 and 11 through the gearbox 9, and will also change the speed of the tachogenerator 12 and the position of screw turns arrow pointer 13. Changing the free turbine speed change the fuel supply to the engine fuel controller 14 that will change the rpm n _tc of the turbocharger 16 and the engine power (engine) in the direction of the predetermined stabilization Orochi rotor. The calculator 17 determines the deviation from the set screw turns _in Δn = n _a -n _taken by differentiating determine the speed of revolutions changes

will form an electrical control signal

and feed it to the converter 19, which converts the electrical signal into mechanical displacement Δφ _ap . In this case, the angle of the common pitch of the rotor φ will be determined by the formula

где φ_л - значение угла общего шага, устанавливаемое летчиком при помощи рычага общего шага.where φ _l is the value of the angle of the common step, set by the pilot using the lever of the common step.

При увеличении оборотов несущего винта φ увеличится, при уменьшении оборотов φ уменьшится. Соответственно будет изменяться и потребная мощность, в результате чего в соответствии с уравнением (1) уменьшится раскрутка и просадка оборотов при интенсивном маневре. Таким образом, автоматическое приведение числа оборотов винта к заданным осуществиться не только за счет изменения располагаемой мощности путем изменения расхода топлива G_т, но и за счет изменения потребной мощности путем автоматического дополнительного изменения общего шага.With an increase in the rotor speed, φ increases, while a decrease in speed φ decreases. Accordingly, the required power will also change, as a result of which, in accordance with equation (1), the spin-up and drawdown of revolutions during intensive maneuver will decrease. Thus, the automatic reduction of the rotational speed of the propeller to the set is carried out not only by changing the available power by changing the fuel consumption G _t , but also by changing the required power by automatically additionally changing the overall step.

Входящие в заявляемое устройство дополнительные элементы 18 и 19 хорошо известны и используются в автопилотах. При этом в случае механической проводки управления преобразователи реализуются в виде рулевых машин (раздвижных тяг), которые включаются в систему управления либо по параллельной, либо по дифференциальной схемам (см. И.С. Дмитриев, С.Ю. Есаулов. Системы управления одновинтовых вертолетов. М., 1969).Included in the inventive device additional elements 18 and 19 are well known and are used in autopilots. Moreover, in the case of mechanical control wiring, the converters are implemented in the form of steering machines (pull rods), which are included in the control system either in parallel or in differential circuits (see IS Dmitriev, S.Yu. Esaulov. Single-rotor helicopter control systems M., 1969).

Это позволяет считать, что реализация заявляемого способа и устройства не вызывает сомнений.This suggests that the implementation of the proposed method and device is not in doubt.

На современных вертолетах наблюдается тенденция замены механической проводки от летчика до гидроусилителя на электрическую. В этом случае заявляемое устройство упрощается, поскольку преобразование электрических сигналов от летчика и вычислителя в механическое перемещение осуществляется в гидроусилителе (рулевом приводе).On modern helicopters, there is a tendency to replace mechanical wiring from the pilot to the hydraulic booster to electric. In this case, the inventive device is simplified, since the conversion of electrical signals from the pilot and the calculator into mechanical movement is carried out in the hydraulic booster (steering gear).

Эффективность предлагаемого способа и устройства проверена методом численного интегрирования на ЭВМ по программе, разработанной на ОАО “Камов” для маневренных вертолетов, результаты моделирования по которой хорошо совпадают с материалами летных испытаний.The effectiveness of the proposed method and device was tested by numerical integration on a computer according to the program developed by Kamov OJSC for maneuverable helicopters, the simulation results of which are in good agreement with flight test materials.

В качестве типового маневра выбрана горка. Как видно из фиг.2, при выполнении горки с постоянным общим шагом φ_л=9,8° обороты несущего винта по прибору изменяются в диапазоне n_{в mах}=101% и n_{в min}=84%. При этом значение 101% превышает максимально-допустимое значение.As a typical maneuver, a slide was chosen. As can be seen from figure 2, when performing a slide with a constant total step φ _l = 9.8 °, the rotor speed of the rotor in the device changes in the range n _{in max} = 101% and n _{in min} = 84%. Moreover, the value of 101% exceeds the maximum allowable value.

При предлагаемом способе обороты несущего винта по прибору на горке изменяются в диапазоне n_{в mах}=95,5% и n_{в min}=88%.With the proposed method, the rotor speed of the rotor on the device on the hill change in the range of n _{in max} = 95.5% and n _{in min} = 88%.

При существующем способе обороты несущего винта по прибору на горке по сравнению с исходным значением 89% выросли на 12%, а затем уменьшились на 5%. При предлагаемом способе обороты выросли на 6,5% и уменьшились всего на 1%.With the existing method, the rotor speed of the rotor for the device on the hill compared with the initial value of 89% increased by 12%, and then decreased by 5%. With the proposed method, the turnover increased by 6.5% and decreased by only 1%.

Как видно из фиг.2, при существующем способе располагаемая мощность двигателей сначала уменьшилась с 2850 до 600 л.с., а затем выросла до величины 3400 л.с.As can be seen from figure 2, with the existing method, the available engine power first decreased from 2850 to 600 hp, and then increased to a value of 3400 hp

Управление же общим шагом по заявляемому способу не позволило уменьшиться располагаемой мощности менее 1100 л.с. Увеличение мощности при этом произошло до величины всего 2950 л.с., причем увеличение мощности началось примерно на 1 с раньше, чем при существующем способе, что положительно повлияло на переходной процесс. При этом увеличение потребной мощности в начале горки за счет увеличения общего шага на величину порядка 1,5° привело к уменьшению максимальных оборотов винта на горке, а большее значение располагаемой мощности и некоторое уменьшение шага уменьшили последующий провал оборотов винта.Management of the overall step according to the claimed method did not allow to reduce the available power less than 1100 hp The increase in power occurred to a value of only 2950 hp, and the increase in power began about 1 s earlier than with the existing method, which positively affected the transient process. At the same time, an increase in the required power at the beginning of the slide due to an increase in the total step by an amount of the order of 1.5 ° led to a decrease in the maximum screw speed on the slide, and a larger value of available power and a slight decrease in the pitch reduced the subsequent failure of the screw speed.

Как видно из фиг.3, параметры движения вертолета при выполнении горки по существующему и предлагаемому способу практически не изменились. Этому факту можно дать следующее объяснение. Отличие в параметрах движения могло произойти только по причине изменения тяги винта из-за изменения общего шага и оборотов несущего винта. Хорошо известно, что тяга винта пропорциональна общему шагу и квадрату оборотов. При выполнении горки по существующему способу шаг не менялся, а максимальное число оборотов изменилось по отношению к исходному на 12,5%, что соответствует изменению тяги примерно на 27%. При выполнении горки по предлагаемому способу общий шаг увеличился на 15%, а максимальные обороты на 6,5%, что соответствует увеличению тяги примерно на 32%. Такая разница в тягах не может существенно повлиять на параметры движения вертолета.As can be seen from figure 3, the parameters of the movement of the helicopter during the slide according to the existing and proposed method remained practically unchanged. The following explanation can be given to this fact. The difference in the motion parameters could only occur due to a change in the propeller thrust due to a change in the overall pitch and rotor speed. It is well known that the thrust of a screw is proportional to the total pitch and square of revolutions. When performing the slide according to the existing method, the step did not change, and the maximum number of revolutions changed in relation to the initial one by 12.5%, which corresponds to a change in traction by about 27%. When performing the slide according to the proposed method, the overall step increased by 15%, and the maximum speed by 6.5%, which corresponds to an increase in traction by about 32%. Such a difference in traction cannot significantly affect the parameters of the movement of the helicopter.

Как отмечалось выше, расчеты выполнялись для маневра “горка”. При выполнении расчетов передаточные числа

не оптимизировались. В случае их оптимизации обороты несущего винта при заявляемом способе будут изменяться еще меньше.As noted above, the calculations were performed for the “slide” maneuver. When calculating gear ratios

not optimized. In the case of their optimization, the rotor speed with the inventive method will change even less.

При выполнении других маневров картина качественно не изменится, но могут иметь место некоторые количественные расхождения. Особенно сильные расхождения в пользу заявляемого способа будут на режиме форсированного виража.When performing other maneuvers, the picture will not qualitatively change, but some quantitative differences may occur. Especially strong discrepancies in favor of the proposed method will be in forced bend mode.

Использование заявляемого способа поддержания оборотов несущего винта по сравнению с известным существенно увеличит резерв внимания пилота при выполнении интенсивных маневров, будет способствовать увеличению ресурса трансмиссии, облегчит процесс обучения и повысит безопасность выполнения маневров.Using the proposed method of maintaining the rotor speed in comparison with the known one will significantly increase the pilot’s attention reserve during intensive maneuvers, will increase the transmission resource, facilitate the training process and increase the safety of maneuvers.

В заключение отметим, что на фиг.1 показана схема для случая одновинтового вертолета. В случае многодвигательного вертолета способ и устройство не меняются. Несколько усложняется система регулирования из-за необходимости обеспечения синхронизации режимов работы двигателей в полете, что для рассматриваемых в заявке вопросов не имеет принципиального значения.In conclusion, we note that figure 1 shows a diagram for the case of a single-rotor helicopter. In the case of a multi-engine helicopter, the method and device do not change. The regulatory system is somewhat complicated due to the need to ensure synchronization of the flight modes of engines in flight, which is not of fundamental importance for the issues considered in the application.

Claims

1. A method of maintaining a constant rotor speed within acceptable limits, including automatically changing the available power by changing the fuel supply to the engine (s) to restore a given number of revolutions, controlling the number of revolutions of the rotor by a pointer and controlling the helicopter's required power to maintain rotations of the rotor within the permissible limits by means of the pilot's influence on the rotor pitch with the help of a lever and control knob, characterized in that in addition to changing the general rotor pitch produced by the pilot introduce an automatic additional change in the total step by

where Δφ _aп - change in the total pitch by autopilot;

Δn _B - change in rotor speed from a given value;

- gear ratios of autopilot.

2. The device for implementing the method according to claim 1, comprising a lever of a common step, which is connected through a power steering to a slider of the swashplate, a control handle, which is connected through a power steering to a plate of the swashplate and a rotary lever of the rotor blade, a gearbox, connecting the shaft of the engine (s) with the rotor shaft and equipped with a tachogenerator with a speed indicator, a fuel regulator mounted on the engine and connected with free speed sensors turbines and turbocompressors, characterized in that a calculator is additionally installed, the input of which is connected to the tachogenerator and the rotor speed changeover switch, and the output is connected to the electric signal into mechanical displacement transducer connected to the main rotor via a hydraulic booster in the common pitch channel.