Aviation accidents related to unintentional rotation may periodically occur while flying single-rotor helicopters. On-time and correct actions may help the pilot to find the way out of this hazardous situation. But it is also important to understand the situation which contributes to the unanticipated yaw occurrence, and whether there are any factors which can stop the pilot from preventing such unintentional rotation, in order to avoid these conditions. Literature analysis shows that researchers studying this phenomenon don't have the shared vision on unanticipated yaw occurrence conditions. In regards to this fact the decision to carry out a series of wind tunnel experiments using helicopter model and propeller was taken. The main object of research was a radio-controlled model of the Blade 130 x helicopter, mounted on a platform rotating around a vertical axis, which was installed on a vertical strut. Research-laboratory aerodynamic complex belonging to the Aerodynamics, Design and Aircraft Strength Chair of Moscow State Technical University of Civil Aviation was used to generate airflow. A set of dynamic experiments was carried out to determine the conditions contributing to unanticipated yaw occurrence. The analysis of the experiments has shown that there is a range of sliding angles at a certain speed of the incoming air flow which makes the helicopter yaw balancing impossible, and if the helicopter occasionally gets into this range, it inevitably leads to the unintended rotation of the helicopter on the yaw occurrence. Helicopter yaw trim inability occurs at negative sideslip angles because of tail rotor thrust decrease due to the incoming airflow blowing which decreases the blades angles of attack and worsens helicopter airframe aerodynamic moment that coincides in direction with main rotor torque if helicopter airframe possesses directional stability. In these conditions the required tail rotor pitch is greater than the available pitch so the pilot is not able to counteract the initiated unanticipated yaw rotation of the helicopter that has begun. The possibility of helicopter unanticipated yaw rotation caused by the impact of the main rotor on the tail rotor was not experimentally confirmed. It was impossible to create the conditions of unanticipated yaw occurrence during the experiments because of the tail rotor vortex ring state.
Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), г. Москва, РоссияВ настоящей работе описывается влияние различных лопастей несущего винта на Х-образный рулевой винт вертолета Ми-171 ЛЛ, замеченное при проведении летных испытаний. Испытания проводились на одном и том же вертолете в близких атмосферных условиях.Задачей испытаний ставилось сравнение летно-технических характеристик двух комплектов лопастей не-сущего винта вертолета Ми-171 ЛЛ. Однако при обработке материалов испытаний было выявлено отличие в углах установки рулевого винта при различных несущих винтах с одинаковыми взлетными массами.Отмечено, что взлетная масса вертолета при висении вне влияния земли в условиях международной стан-дартной атмосферы с лопастями из композиционных материалов превышает взлетную массу вертолета с серийны-ми лопастями на номинальном режиме работы двигателей на ∼ 750 кг, на взлетном -на ∼ 700 кг.Полученная в работе зависимость позволяет, зная высотно-климатические характеристики двигателя, определить балансировочное значение ϕ рв на режиме висения при различных сочетаниях барометрической высоты и температуры наружного воздуха для заданных оборотов несущего винта.Из материалов работы следует, что при одном и том же значении N пр (95/n нвпр ) 3 или Nфакт балансировочные значения ϕрв для вертолета с лопастями несущего винта из композиционных материалов меньше, чем для вертолета с серийными лопастями несущего винта на 0,5…0,9°. При этом разница в углах установки рулевого винта увеличива-ется с увеличением величины N епр (95/n нвпр ) 3 (N факт ). Возможно, это вызвано различным влиянием индукции от несу-щего винта на рулевой винт для лопастей несущего винта из композиционных материалов и серийных.Как следует из материалов, тяга несущего винта с лопастями несущего винта из композиционных матери-алов при одинаковой мощности двигателей больше, по сравнению с серийным, следовательно, больше индуктив-ные скорости от несущего винта. При этом углы установки рулевого винта меньше. Можно предположить, что большая индуктивная скорость от несущего винта увеличивает тягу Х-образного рулевого винта.Ключевые слова: рулевой винт, несущий винт, индуктивная скорость. ВВЕДЕНИЕВ настоящей работе описывается влияние различных лопастей несущего винта (НВ) на Х-образный рулевой винт вертолета Ми-171 ЛЛ, замеченное при проведении летных испытаний (рис. 1). Испытания проводились на одном и том же вертолете в близких атмосферных условиях [1].Задачей испытаний ставилось сравнение летно-технических характеристик двух ком-плектов лопастей несущего винта (ЛНВ) вертолета Ми-171 ЛЛ. Однако при обработке материа-лов испытаний было выявлено различие в углах установки рулевого винта (РВ) при различных НВ с одинаковыми взлетными массами. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕИспытания проводились на вертолете Ми-171 ЛЛ № 14987 -летающей лаборатории по теме Ми-171А2. В отличие от базового вертолета Ми-8/17 на нем установлены следующие аг-регаты взамен штатных (см. также табл. 1 и 2): лопасти НВ из полимерных компози-ционных материалов (ПКМ) с переходником (ан...
scite is a Brooklyn-based organization that helps researchers better discover and understand research articles through Smart Citations–citations that display the context of the citation and describe whether the article provides supporting or contrasting evidence. scite is used by students and researchers from around the world and is funded in part by the National Science Foundation and the National Institute on Drug Abuse of the National Institutes of Health.
hi@scite.ai
10624 S. Eastern Ave., Ste. A-614
Henderson, NV 89052, USA
Copyright © 2024 scite LLC. All rights reserved.
Made with 💙 for researchers
Part of the Research Solutions Family.