Способ пилотирования вертолета Советский патент 1992 года по МПК B64C27/00 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к пилотированию вертолета при полетах на дальность.

Известен способ определения расхо дов топлива, заключающийся в определении скорости полета по указателю VUK по минимальному значению расхода топлива , являющегося функцией приведенных массы вертолета т„р, скорости полета v™ и частоты вращения несущего винта ппр,

Недостаток данного способа заключается в том, что он содержит сложные расчеты, Јото#ые без наличия бортовой ЭВМ произвести невозможно.

Наиболее близким к предлагаемому является способ пилотирования вертолета с определением и выдерживанием наивыгоднейшего значения высоты помета. Способ заключается в определении на земле перед полетом оптимальной высоты полета Н0„т по массе вертолета тфэл, дальности полета L и прогнозируемой скорости ветра на маршруте W и выполнении полета на данной высоте. Скорость полета V 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 с°, определение километрового расхода топлива q громоздко, так как содержит 12 номограмм. Данные недостатки увеличивают ошибку в определении минимального расхода топлива за по-

XI

со о

00

ел

лет, что увеличивает топливные затраты, а также делают способ определения Нопт сложным

Цель изобретения - экономия топлива - достигается тем, что способ пилотирования вертолета, заключающийся в том, что периодически, через 1 - 1,5 ч полета для изменившихся условий (из-за выгорания топлива и перемены атмосферных условий) определяется оптимальный режим полета и на этом режиме пролетают последующий участок маршрута о Для определения оптимального режима измеряют температуру наружного воздуха с С, атмосферное давление Р, скорость эквивалент- ного ветра W, массу выработанного топлива umTo После этого выполняют вычисления по предлагаемой ниже методике, в результате которых находят птимальные высоту Нопт , скорость vJnT , частоту вращения несущего винта попт Перемещением рычагов управления изменяют высоту Н, скорость полета и частоту вращения несущего винта на оптимальные.

На фиг.1 изображен график зависимости qm;n f(tnnj, nnp); на фиг.2 - график зависимости vonT nf « f(mnp, п Пр); на фиг,. 3 - номограмма для определения qn,jT.m;n , попт , vonT в зависимости от m, H, t°, W; на фиг.4 - графики, из которых построены: номограмма график а т„р f(m, Н); график

Ј Чт т Ј(ШПР с° п) график в Чп$т f(q, W).

Здесь m - масса вертолета; q q/m Ч пут Чпут/т минимальные воздушный и путевой относительные километровые расходы топлива. Индексом пр отмечены приведенные параметры,

Зависимости, показанные на фиг.1, 2, определяются из летных испытаний или по расчету. На фиг.1 проведена огибающая,, Она соответствует наимень

шему значению qOjwvw м«и) Для данной тпр„ Огибающую описывают аналитически, например, степенным рядом

еЧ мин. м v и

i0 + +

np

+ r (.) + So (-S-))i + Po«T («едоватеяьио Нопт, tonr С). muft,/ Р таном Р Функции п, v на HUOT , значения попт

ном

(1)

Каждой точке огибающей соответствуют некоторые частота вращения несущего винта и скорость полета (см.фиг.2) - это оптимальные значения. Их также описывают аналитически в виде

Функции n, v на HutrT , значения попт volrr по формулам (2), (4). Затем по уравнению (1) находят Ч/мин, мин а п 55 уравнению (3) - .i«K.MHH

--

При определении Н,. не учитывае ся дополнительный расход топлива во время перехода от данной высоты по-

опт

с°

-п пном 288™

-v vww{jr

(2)

бПТ iwwfcc « р

Здесь п и v - аналогичные (1) функции от приведенной массы вертолета, сле

довательно,

m P

отИ тном °

На оптимальном режиме полета величина функций изменяется в диапазонах: q 0,2- 0,3; п 0,95 - 1,05; v - 0,75 - 1,0 При ветре

5

Ч

опт

|Т - q/(1 - W/v), (3)

- (vv e-KW ffpJL:. «О

Ро

- опти-

где К 0,3 - 0,4. Здесь v0(1T мальная приборная скорость

Для данной массы вертолета дальность максимальна на высоте полета, на которой атмосферное давление опреoq.nuT п деляется условием з d т.е.

25

(V - «)v g

л - 3v - 2v 9w,

+ q эр qv(lp - fp} °Обычно при вычислении qnuT принимают v

30

v 8 °

.§ . -3W

w) g-p + ч

ЭР °(5)

Определение Нопт, попт, vonT, qn«jT. мин. ми«по приведенным выше формулам выполняется следующим образом. Измеряют массы выработанного топлива UriT, скорость ветра, атмосферное давление, температуру наружного воздуха Могут также использоваться данные по атмосферным условиям, полученным от метеостанций и других летательных аппаратов находящихся в данном районе. По Это й информации оп- ределяют изменение W и с°С по высоте (от р) и находят аналитические зависимости W f(P), t° f(P) (например, коэффициенты w0, w1, wЈ,... зависимости W wc + + wtP2 + ...). Далее по уравнению (5) определяют

Po«T («едоватеяьио Нопт, tonr С). Функции п, v на HUOT , значения попт

Функции n, v на HutrT , значения попт , volrr по формулам (2), (4). Затем по уравнению (1) находят Ч/мин, мин а по 5 уравнению (3) - .i«K.MHH

--

При определении Н,. не учитывается дополнительный расход топлива во время перехода от данной высоты по-

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 Fn,.T на разных высотах; высота, на которой минимален qnaT , является оптимальной. При таком способе определения HQnr отпадает необходимость отыскивать коэффициенты аналитических зависимостей W f(P), t°C f(P) и решать уравнение (5).

Возможны случаи, когда оптимальная частота вращения несущего винта ниже или выше допустимых частот: nMt1H доп

и nMditc.Aon° ПРИ этом П0пт пми«.доп или попт ,доп, Для определения

Н0пт vonr, qMMH в этих случаях должны использоваться аналитические выражения для всего семейства кривых, показанных на и 2 (например, коэффициенты а0, а,, аг в выражении (1) должны быть определены для всего диапазона п Пр) .

По данным фиг„1, 2 может быть построена номограмма (фиг.З), с использованием которой также можно найти оптимальный режим полета. Номограмма состоит из графиков, показанных на фиг,4 о Каждое семейство кривых на фиг о46 соответствует некоторой температуре наружного воздуха (с°., с , с° С)о На фиг.З перенесены огибающие семейств., Штриховыми линиями показаны участки огибающих, соответст0

вующие оптимальной частоте вращения несущего винта, а сплошными линиями - соответствующие nMv,H. Доп и пМс(КС.Догт. Возле точек, выделенных на огибающих, указаны значения vonr%np (обозначены на фигурах v, v2, ...).

Номограмма используется следующим образом

Известны масса вертолета (например, точка а) и изменение W и t С по высотам. Задаемся высотой полета (например Н 3 км) и находим точку б) „ Пусть на этой высоте с С с Ј W с Wq (точка д). Направление движения от точек б и д показано стрелками Минимальный относительный путевой километровый расход топлива

Чпут.мин. мич на этой высоте равен

0 числу в точке ж„ Значения п и

v опт.по соответствуют числам в точке в) (находятся интерполяцией). Задавшись еще двумя-тремя высотами, аналогично находят Ч„ат, /мим. мин °

5 сота, на которой qn9T. мин. мин имеет наименьшую величину, является оптимальной „

Предлагаемые методики определения километрового расхода топлива могут быть использованы также для упрощения предполетного инженерно-штурманского расчета.

Приведем пример, иллюстрирующий экономию топлива при реализации предполагаемого изобретения. Расчет еде5 лан для вертолета Ми-26 при полете на дальность 1200 км и метеоусловиях: на Н 1000 м и и - 20°С, на И 3000 м с -30°С, на Н ЬООО м t -4(1 С, W 0 на всех высотах. По су-

0 ществующему способу требуется

13500 кг топлива, а по предлагаемому 12470 кг (таблица 1), На первом участке маршрута

0

Изобретение относится к авиа циониой технике, в частности к пилотированию 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 оптимальную 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.

средняя масса вертолета тср 49,1 т, оптимальная высота полета Z800 м, по мере выгорания топлива она увеличивается. Расчет показал, что из-за полета на больших высотах при предлагаемом способе требуется дополнительно 100 кг топлива, так что экономия топлива составляет 13500 - 12470 - -100 930 кг (7,5%)о На такую же величину уменьшается взлетная масса вертолета.

Формула изобретен и-я

Способ пилотирования вертолета, включающий изменение частоты вращения несущего винта, скорости и высоты полета, отличающийся тем, что, с целью экономии топлива, на каждом участке полета по маршруту измеряют температуру с° наружного воздуха, атмосферное давление Р, скорость W эквивалентного ветра, для предстоящего участка маршрута опре- деляют оптимальную высоту Нопт полета из соотношения:

,

О,

частоту попт вращения несущего полета по зав

та и скорость мостям

опт

ПОПТ

где v

J «З+ЕЛС- .

V 288

- KwJ

n n

V VMOXC.,,,-,-l /J-rConT,

опт крейсерская скорость плета;

273+с

$miii

Флппяип ар)

Фиг.1

тар

vc - средняя оптимальная ско- ,

рость полета; VAI,KC - максимальная скорость полета;

q,n,v - функции, зависящие от соотношения Р0/Р , величина которых при Ропг находится в диапазонах q 0,2 - 0,3;

n 0,95 - 1,05; V - 0,75 - 1,0.

К - коэффициент влияния ветра на крейсерском или оптимальном режиме полета, равный 0,3 о ° 4

свпг температура наружного воздуха Нопг ;

РОПТ атмосферное давление на Нопт ; Р0 - атмосферное давление на уровне моря,

после этого перемещением рычагов уп- равления изменяют высоту, скорость полета и частоту вращения несущего винта на оптимальные.

У опт пр

vonm прна огибающей

Фиг.1

тпр

W1

л/я/л

у I Кз

.

пс

« t

дшох

/X /тда

/

V /

ж

Фиг.З

Ingmminmln

minmln

1 пут. mia mitt

я