Способ пилотирования вертолета

союз советскихсоциАлиотичеснихРЕСПУБЛИН 27 00 51)5 В ПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИ ГОсудАРственный номитет О изОВРетениям и ОтнРьЗтиям РИ ННт ССО АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ 1(71) Московский вертолетный завод им. М.Л.Миля(56) Акимов А.И. Аэродинамика и летные характеристики .вертолетов. М,: Машиностроение, 1988, с, 60 - 64.Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми.МГА, 1988. с.3,1,4, 3. 1.22.(54) СПОСОБ ПИЛОТИРОВАНИЯ ВЕРТОЛЕТА (57) Изобретение относится к авиационной технике, в частности к пилоИзобретение относится к авиацйон-ной технике, в частности к пилотиро- . ванию вертолета при полетах на дальность.Известен способ определения расходов топлива, заключающийся в определении скорости полета по указателю ч по минимальному значению расхода топлива о , являющегося функцией приведенных массы вертолета ш скоРД э рости полета чр и частоты вращения несущего винта иНедостаток данного способа заключается в Том, что он содержит сложные расчеты, которые без наличия бортовой ЗВМпроизвести невозможно.Наиболее близким к предлагаемому является способ пилотирования вертолета с определением и выдерживанием наивыгоднейшего значения высоты потированию вертолета при полетах на дальность. Цель изобретения - экономия топлива, Способ лилотирования .вертолета заключается в том, что на каждом участке полета по маршруту измеряют температуру наружного воздуха, , атмосферное давление, скорость эквивалентного ветра. Для предстоящего участка маршрута определяют оптималь" ную высоту полета, частоту вращения несущего винта и скорость полета. После. этого перемещением рычагов управления изменяют высоту, скорость полета и частоту вращения несущего винта. на оптимальные. 4:ил. та, Способ заключается в определении на земле перед полетом оптимальной высоты полета Но 1 но массе вертолета ш , дальности полета Ь и прогнозируемой скорости ветра на маршруте М и выполнении полета на данной вь 1 соте. Скорость поЛета Ч. задается в таблицах.Недостатками данного способа является то, что полет выполняется на одной высоте без учета изменения массы вертолета в полете и атмосферных условий, рекомендуемая высота полета определяется без учета зависимости от температуры наружного воздуха г определение километрового расходатоплива о громоздко, так как содержит 12 номограмм. Данные недостатки увеличивают ошибку в определении минимального расхода топлива за ведь по 173 Ь 845ш Рдовательно, от вИ - , На оптиш ною Ро10 мальком режиме полета величина Функций изменяется в диапазонах: Ч = 0,2.0,3; и = 0,95 - 1,05; ч = 0,75 - 1,0.При ветреЧ я = Ч/(1 - /ч) (3) 5 288 Гчопт = (ч мс " 273 о 3+с 1 Ргде К = 0,3 - 0,4. Здесь ч- оптимальная приборная скорость.Для данной массы вертолета дальность максимальна на высоте полета,на которой атмосферное давление опреЭЯ,ортделяется условием 3 = О, т,е.Эра 25 а-. Э Зч а(ч - И)ч - + Ч - , -- Чч,- -- ) = О.Од Зр а Эр Обычно пРи вычислении Ч т пРиниЬчмаютч=чс =О,Ю Определение Ноят пост чорт35 Ч т ин миипо приведенным ыш ф рмулам выполняется следующим образом.Измеряют массы выработанного топливаш , скорость ветра, атмосферное давление, температуру наружного воздуха. фО Когут также использоваться данные поатмосферным условиям, полученным отметеостанций .и других летательных аппаратов., находящихся вданном районе. По этой информации оп ределяют изменение Ж и с С по высотео(от р) и находят аналитические зависимости М = Е(Р). йо = й(Р) (например, коэффициенты юо ю,м зависимости у -" ю + ю + ю Ро + ). ф Далее по уравнению (5) определяютоР ят (следовательно Воат, г.опт С)Функции и, ч на Ноот,значения и птчоя,. по формулам (2), (4). Затем поуравнению (1) находят с,. , а по55 уравнению (3) - Ч яхт,мия,мяяПри определении Н,т не учитывает"ся дополнительный расход топлива вовремя перехода от данной высоты полет, что увеличивает топливные затраты а также делают способ опреде-.ления Н, сложным.Цель изобретения - экономия топ-.5липа - достигается тем, что способпилотирования вертолета, заключающийся в том, что периодически, через1 - 1,5 ч полета для изменивцихсяусловий (из-за выгорания топлива.иперемены атмосферных условий) определяется оптимальный режим полета ина этом режиме пролетают последующийучасток маршрута. Для определения оп. тимального режима измеряют температуору наружного воздуха с С, атмосферное давление Р, скорость эквивалентного ветра У массу выработанноготоплива Ьшт. После этого выполняютвычисления по предлагаемой ниже методике в результате которых находятптимальные высоту Н, скоростьчастоту вращения несущего винта и , . Перемещением рычагов управления изменяют высоту Н, скоростьполета и частоту вращения несущеговинта на оптимальные.На Фиг; 1 изображен график зависимости Ч,ут, = Г(шар пд ) на фиге 2график зависимости ч т= (шрп); на фиг,.3 - номограмма для определения Чт , и, чв зависимости от ш, Н, со М; на фиг,4 графики, .из которых построены: номограмма график а шпР = Й(ш Н); графикб Ч;= Г(ш. со и); график вЧ път = (Ч И)еЗдесь ш - масса вертолета; Ч = Ч/ш;Чоат Чорт /ш - минимальные воздушныйи путевой относительные кнлометровыерасходы топлива. Индексомотмеченыприведенные параметры,Зависимости, показанные на фиг.1,2, определяются из летных испытанийили по расчету. На фиг,1 проведенаогибающая. Она соответствует наимень,шемУ значению Ч(Чадя яя) длЯ данной(ш . Огибающую описывают аналитически, например, степенным рядомЧмеч,м,ц = ао + ашо + а шя +д а + а( - ) ("ф) + а( )2( - )2 +ш - ш Ь 2шнои(1)Каждой точке огибающей соответствуютнекоторые частота вращения несущеговинта и скорость полета (см.фиг.2)это .оптимальные значения, Их также1описывают аналитически в виде поят = и пяов(2) чоят ч чмакс 1Ч 1 Рф Здесь й и ч - аналогичные (1) Функции от приведенной массы вертолета, слеТогдадд Щ2800 3500 0,231 11,3 0,234 10,7 0,238 10, 1 0,241 9,5 45,7 42,5 39,5 3,03 2,85 средняя масса воптимальная высмере выгораниявается. Расчетлета на больщих 0 кг со ЗО кичин ерто уь га. аемом спосо е лета к оптимальной на следующем участке полета, Это допустимо, так как он мал по сравнению с общим расходом топлива.Так как определение оптимального режима полета выполняется по фактическим, а не по прогнозным данным, то точность его определения увеличивается.В методике, описанной выше, оптимальную высоту можно также найти путем вычисления ана.разных. высотах; высота, па которой минималенявляется оптимальной. При таком способе определения Нотпадает необходимость отыскивать коэффициентыаналитических зависимостей М = й(Р),г.С = й(Р) и решать уравнение (5).Возможны случаи, когда оптимальная частота вращения несущего винта. ниже нли выше допустимых частот: п,ии оп и пмасс.акопПри этом попт= и май.акоп щи попт = пмакс,1 оп для определения. Ноптчорт в Чмив этих. случаях должны использоваться аналигические выражения для всего семейства кривых, показанных на фиг,1 и 2 (например, коэффициенты ао, а, а в выражении.(1) должны быть определены для всего диапазона пп). По данным фиг.1,.2 можег быть построена номограмма (фиг.З), с использованием которой также можно найти оптимальный режим полета, Номограмма состоит из графиков, показанных на фиг,4. Каждое семейство кривых па фиг.4 б соответствует некоторойо температуре наружного воздуха (с., г, г С). На фиг.З перенесены огибающие семейств. Штриховыми линиями показаны участки огибающих, соответст ертолета ш= 49,1 т, ота полета 2800 м, по топлива она увеличи- показал, что из-за по- высотах при предлатребуется дополнитель 36845 6вующие оптимальной частоте вращениянесущего винта, а сплошными линиями "соответствующие п,иии, оп и и макс акоп5Возле точек, выделенных на огибающих,указаны значения ч(обозначенына Фигурах ч, ч 2, ).Номограмма используется следующимобразом.1 О Известны масса вертолета (наприомер, точка а) и изменение Я и с С повысотам. Задаемся высотой полета (например Н = 3 км) и находим точку б).оПусть на этой высоте с С = г, Ч =15 41 (точка д). Направление движенияот точек б и д показано стрелками.Минимальный относительный путевой,километровый расход топливацм на этой высоте равенчислу в точке ж, Значения пЕ 1-. ич опт,по соответствуют числам в точкев) (находятся интерполяцией). Задавшись еще двумя-тремя высотами,аналогично находят црут,мин.минВы25 сота, на которой а ми мн имеетнаименьшую величину, является оптимальной,Предлагаемые методики определениякилометрового расхода .топлива могутбыть использованы также для упрощенияпредполетного инженерно-штурманскогорасчета.Приведем пример, .иллюстрирующийэкономию топлива при реализации предполагаемого изобретения, Расчет сде 35 лан для вертолета Мипри полетена дальность 1200 км и метеоусловиях:на Н = 1000 м и с = - 20 оС, на Н =-40 С, Ы = О на всех высотах. По су 40 ществующему способу требуется13500 кг топлива, а по предлагаемому12470 кг (таблица 1). На первомучастке маршрута оплива, так что экономиятавляет 13500 - 12470 -г (,5 Ж). На такую же веьшается взлетная массаСпособ пилотирования вертолета, включающий изменение частоты вращения, несущего винта, скорости и высоты полета, о т л и ч а ю щ и й с я тем, что, с целью экономии топлива, на каждом участке полета по маршруту измеряют температуру с наружного воздуха, атмосферное давление Р, скорость Ы эквивалентного ветра, для предстоящего, участка маршрута определяют оптимальную высоту Нот поле. та иэ соотношения: 15(тт - И) - + 1 ф- = О,оР ЗР ЗРа частоту по вращения несущего вин- та и скорость чполета по зависи- мостям й пном и Р опт оптмагде ч- крейсерсклета; ость по 1736845Формула и з о б р е т е н и я- коэффициент влияния ветра накрейсерском или оптимальном режиме полета, равный 0,3 - 0,4;- температура наружного воздуха Нопт ф- атмосферное давление на Н,щ. - атмосферное давление на уровне моря,К о соотпосле этого перемещением рычаговравления изменяют высоту,полета и частоту вращениявинта на оптимальные. скорость несущего средняя оптимальная скорость полета;ч с - максимальная скорость полета;о,п,7 - функции, зависящие от соотношения Ро/Рвеличинакоторых при Рнаходится в диапазонах ц = о,г - о,з;й = 0,95 - 1,05;Ч = 0,75 - 1,0.1736845 Вдулал,фиЮ из фИ. Корректор Э.Лончако едактор А.Долини ираж Подписноетета по иэобретениям и открытиям при ГКНТ С ва,:Ж, Раушская наб. д. 4/5 Уроиэводственно-издательский комбинат "Патент", г.ужгород, ул. Гагарина,10 Закаэ 1862 Ф ВНИИПИ Государственного ко 113035 ИоСоста Техре тель А.БраверЛ,Олийнык