novak, radisic - teorija leta helikoptera - prirucnik

8/9/2019 Novak, Radisic - Teorija Leta Helikoptera - Prirucnik

1/79


2/79

Sveuilite u ZagrebuFakultet prometnih znanosti

Doc. dr. sc. Doris Novak

Tomislav Radii, dipl. ing.

TEORIJA LETA HELIKOPTERA

P R I R U N I K

Zagreb, 2012.


3/79

Izdava

Fakultet prometnih znanosti

Sveuilita u Zagrebu

Za izdavaa

Prof. dr. sc. Ernest Bazijanac

Recenzenti

Prof. dr. sc. eljko MaruiFakultet prometnih znanosti, Zagreb

Prof. dr. sc. Josip StepaniFakultet strojarstva i brodogradnje, Zagreb

Lektura

Mirjana Zec, prof.

ISBN 978-953-243-052-3


4/79

Sadraj

str.

Predgovor... i

Popis simbola................. ii

1 Povijest razvoja helikoptera i vertikalnog leta... 1

2 Osnovni reimi leta helikoptera... 8

3 Usporedba nosivog rotora helikoptera s giroskopom 12

3.1 Stabilnost i precesija... 13

3.2 Fazni pomak 14

4 Upravljanje nosivim rotorom 16

5 Okretni moment nosivog rotora 25

5.1 Repni rotor.. 26

5.2 Tendencija bonog pomicanja helikoptera. 28

5.3 Poloaj trupa helikoptera u lebdenju.. 28

6 Protok zraka kroz disk nosivog rotora 31

6.1 Protok zraka kroz disk rotora u napredujuem letu 33

6.2 Povrine na disku nosivog rotora u napredujuem letu.. 36

6.3 Protok zraka kroz disk nosivog rotora u prelasku u napredujui let... 37

7 Nesimetrija uzgona na disku nosivog rotora 39

7.1 Nesimetrija uzgona na lijevoj i desnoj strani diska. 39

7.1.1 Posljedica razlike u brzinama optjecanja na mahanje lopatica 40

7.1.2 Promjena napadnih kutova kao posljedica mahanja lopatica... 40

7.1.3 Ciklina promjena postavnih kutova lopatica u funkciji upravljanjanagibom diska..

42

7.2 Nesimetrija uzgona na prednjoj i stranjoj strani diska.. 44


5/79

8 Lebdenje helikoptera 46

8.1 Znaajke u lebdenju helikoptera bez utjecaja tla.... 46

8.2 Znaajke u lebdenju helikoptera pod utjecajem tla. 47

9 Izvanredni dogaaji u letu helikopterom 51

9.1 Gubitak uzgona nazadujue lopatice... 51

9.1.1 Uzroci gubitka uzgona nazadujue lopatice. 53

9.1.2 Spreavanje gubitka uzgona nazadujue lopatice... 54

9.2 Sputanje sa snagom motora... 55

9.3 Rezonancija. 59

9.3.1 Rezonancija u letu 59

9.3.2 Zemaljska rezonancija.. 59

9.4 Autorotacija. 61

Literatura. 69


6/79


7/79

Predgovor

Prirunik Teorija leta helikoptera namijenjen je studentima prve godine diplomskog studijaaeronautike na Fakultetu prometnih znanosti. Namjera autora bila je u veoj mjeri obraditi svumateriju predvienu nastavnim planom i programom istoimenog, ali i onu koja je predviena zapolaganje teorijskog dijela ispita razine za dozvolu prometnog pilota helikoptera (ATPL-H iliAirline Transport Pilot Licence Helicopter). Pri tome je voeno rauna o nainu obrade

tematike, za koji se autori nadaju da e omoguiti sagledavanje i razumijevanje dubljih znaenjapojedinih pojmova i odnosa kako bi se zadrala razina primjerena stupnju akademskog zvanjakoje studenti postiu zavretkom diplomskog studija aeronautike.

Naglasak je stavljen na mehaniku leta helikoptera te na specifinosti upravljanja i posebnostivoenja ove vrste letjelica. Taj dio opisan je na nain da olakava buduim pilotima savladavanjetehnike pilotiranja objanjavajui uzroke i posljedice karakteristinih i specifinih reima leta.

Autori se nadaju da e takva sistematizacija materije postii svrhu, odnosno olakati praenjenastave na kolegiju Teorija leta helikoptera, te da e se s vremenom izgraditi u sveobuhvatniprirunik namijenjen pilotima u svakodnevnom poslu i inenjerima te ostalom strunom osoblju

koje se bavi problematikom helikoptera.

Zagreb, prosinac 2011.

Autori


8/79


9/79

Popis simbola

A Povrina diska rotora, [m2]

A1 Popreni ciklini postavni kut

B1 Uzduni ciklini postavni kut

Srednja vrijednost koeficijenta sile uzgona lopatice rotoraEk Kinetika energija rotora, [kg m

2s-2]

I Moment tromosti (moment inercije), [kg m2]

L Kinetiki moment (moment koliine gibanja), [kg m2s-1]

LZ Kinetiki moment oko Z-osi, [kg m2

s-1

]M Moment sile, [Nm]

m Masa, [kg]

F Aerodinamika sila, [N]

FC Centrifugalna sila, [N]

FD Sila otpora helikoptera, [N]

FL Sila uzgona, [N]

FL(l) Ukupna sila uzgona lopatice rotora, [N]

FP Propulzivna (vuna) sila NR, [N]

FT Pogonska sila NR, [N]FW Teina, [N]

Pi Inducirana snaga (u lebdenju), [W]

r Polumjer, [m]

U Ukupna brzina optjecanja presjeka lopatice, [m/s]

UT Tangencijalna brzina optjecanja presjeka lopatice, [m/s]

UZ Vertikalna brzina optjecanja presjeka lopatice, [m/s]

V Brzina napredujueg leta helikoptera, [m/s]

vi Inducirana brzina zraka kroz disk rotora, [m/s]


10/79

r Napadni kut diska NR

Napadni kut presjeka lopatice (engl. blade section angle of attack) Postavni kut presjeka lopatice (engl.pitch angle)

0 Kolektivni postavni kut (engl. collective pitch)

1 Kut linearne vitoperenosti lopatice

Gustoa zraka, [kg/m3]

Kut nagiba struje (engl. inflow angle)

Azimutni poloaj (kut) lopatice na disku NR

Kutna brzina, [rad/s]

p Kutna brzina precesije, (/t)

R Referentna brzina (na vrhu lopatice), [m/s]


11/79

1

1 Povijest razvoja helikoptera i vertikalnog leta

Sukladno Zakonu o zranom prometu (NN 69-09), helikopterje definiran kaozrakoplov tei od zrakakoji se u zraku odrava prvenstveno zbog reakcija zraka na jednom ili vie pogonjenih rotora napriblino vertikalnim osima. Iz te definicije moe se uoiti da helikopter pripada u potkategorijuzrakoplova, odnosno naprava koje se odravaju u atmosferi zbor reakcija zraka . Za razliku odaviona, koji je definiran kao zrakoplov tei od zraka, pokretan motorom, koji uzgon u letu dobivaprvenstveno zbog aerodinamikih reakcija na povrinama koje u odreenim uvjetima ostajunepokretne, kod helikoptera se uzgon stvara zbog reakcije na povrinama koje su pokretne. Zbog tespecifinosti vrlo esto se koristi izraz zrakoplov s rotirajuim krilom (engl. rotary-wing aircraft,rotorcraft).

U usporedbi s avionima, podrijetlo i trenutak prvog uspjenog leta helikopterom manje su poznati, apovijest helikopterskog razvoja biljei niz naprednih pokuaja zaslunih za nekoliko kljunih dogaajai projekata koji su doveli do afirmacije ovih iznimnih letjelica. Priroda je inspirirala ljude doslovnostotinama godina prije negoli je helikopter postao praktina stvarnost. Tijekom vie od stotinu godinakoje su protekle od prvog uspjenog ovjekova leta, helikopteri su izrasli od nestabilnih i krhkihvibrirajuih naprava, koje jedva da bi podizale ovjeka nekoliko metara uvis, u visoko sofisticiraneletjelice iznimnih letakih svojstava i performansi.

Do poetka dvadesetog stoljea gotovo svi prijanji pokuaji vertikalnog leta mogu se smatratiinventivnima, a aerodinamika i mehanika sloenost letjelice sposobne za vertikalni let bile sunepremostiv problem za mnoge ambiciozne pokuaje. U prilog tome ide i injenica da je provoenosamo nekoliko znanstvenih istraivanja i studija koje su se bavile aerodinaminim principima leta.Povijest leta biljei stotine neuspjelih helikopterskih izuma, koji su ili imali neodgovarajui pogon iliogranienu mogunost kontrole ili su se, u najvie sluajeva, zbog velikih i nekontroliranih vibracijaraspadale same od sebe. Neke od boljih konstrukcija ranih letjelica za vertikalni let izvele su kraeskokove u zrak, ali upravljivost je bila izrazito ograniena.

Dok se u povijesnom i vremenskom razvoju zrakoplova s fiksnim i rotirajuim krilima mogu povuiodreene paralele, dui i burniji period afirmacije letjelica sposobnih za vertikalni let posljedica jespecifinih znanja i tehnologija potrebnih za razumijevanje i svladavanje mnogobrojnih sloenihaerodinaminih i mehanikih problema specifinih za ovu vrstu letjelica. Problemi koji su ograniavalirane uspjene pokuse s helikopterima mogu se podijeliti na sljedee:

1. Nerazumijevanje osnovnih principa aerodinamike vertikalnog letaTeorijska snaga potrebna kako bi se stvorio uzgon bila je nepoznat parametar u ranimpokusima gdje su se izumitelji vodili prema intuiciji, a ne prema znanstvenim proraunima.Od 1865. (W. J. M. Rankine), do 1889. (R. E. Froude) raeno je na teoriji koja je matematikipovezala snagu propelera (rotora), njegov radijus, okretni moment i indiciranu brzinustrujanja fluida kroz rotor. Teorija se naziva teorija diska ili teorija koliine gibanja rotora(engl. Momenthum Theory), ili jo i Rankine-Froudeova teorija. Uz odreene pretpostavkestanja fluida, teorija omoguuje analitiko odreivanje pogonske sile rotora. Uz teorijuvrtloga i teoriju elementarnoga kraka, teorija diska ini osnovu za projektiranje i dizajnhelikoptera, kao i za teorijsku analizu njegovih performansi u letu i u lebdenju.


12/79

2

2. Nedostatak prikladnoga pogonskog motoraTek nakon 1920. godine javljaju se benzinski klipni motori prihvatljivog omjera snage i mase.Pritom su svojstva goriva i njihova kakvoa imali primarnu ulogu. Tako je specifina snaga

za zrakoplova Flyer brae Wright iz 1903. iznosila 33 W/kg, a u Supermarine Spitfire iz1936. porasla je na 475 W/kg. Masa motora takoer je bila problem jer su dijelovi (blok,klipovi, klipnjae, radilica i drugo) izraivani od sivog lijeva i kovanog eljeza. Tako jespecifina masa motora s kraja 19. stoljea iznosila 5 kg/kW, dok je danas, zaslugom novihtehnologija materijala, do 1 kg/kW. Omjer snaga pojedinih modela motora i njihovihspecifinih snaga prikazan je u tablici 1.

Tablica 1. Prikaz snaga i specifinih snaga motora helikoptera

Godina i vrsta Snaga(P)Specifina

snagaModeli motora

1898. klipni motor 1,84 kW 0,05 kW/kg De Dion-Bouton

1914. klipni motor 58 kW 0,5 kW/kg Clerget-Blin 7Z

1918. klipni motor 270 kW 0,75 kW/kg Rolls-Royce (Eagle)

1930. klipni motor 350 kW 0,8 kW/kg Rolls-Royce (Kestrel)

1945. klipni motor 1500 kW 1,8 kW/kg Rolls-Royce (Merlin)

1949. klipni motor 2 600 kW 1,6 kW/kg Wright Turbo-Compound

1944. mlazni motor2600 N potiska

420 kW pri 600 km/h3,4 kW/kg VI(Argus 109-014)

1992. mlazni motor312,5 kN potiska250.000 kW pri

2900 km/h50 kW/kg GE4-J5P General Electric

Utjecaj ratova

Razvoj PeriodPoveanje

snagePoveanje specifine snage

Tijekom I. svjetskog rata Od 1914. do 1918. 4,6 puta 1,5 puta

Tijekom II. svjetskog rata Od 1939. do 1945. 4 puta 1,9 puta

Zakljuno

Razvoj PeriodPoveanje

snagePoveanje specifine snage

klipni motori 1898. do 1949. 1 480 puta 37 puta

mlazni motori 1944. do 2000. 120 puta 144 puta

apsolutni razvoj 1898. do 1992. 133.200 puta 1 010 puta


13/79

3

3. Materijali za izradu konstrukcijaAluminij komercijalno nije bio dostupan do priblino 1890, a i u to vrijeme bio je vrlo skup,kao i njegove legure (ira primjena u aeronautici tek nakon 1920. godine). Takoer, i drugimaterijali koje karakterizira mala masa i visoka vrstoa odnosno veliki raspon fizikalnih i

mehanikih svojstava koji se koriste na modernim zrakoplovima tek su se kasnije poelikoristiti u konstrukcijama zrakoplova. Dijelovi za motore su se takoer tek nakon Drugogasvjetskog rata poeli proizvoditi od aluminijskih legura, ime se smanjila njihova masa ali iznaajno poboljale performanse.

4. Stabilnost i upravljivost letjeliceZamisao o konstrukciji repnog rotora koji stvara protivan moment okretnom momentunosivog rotora te daje upravljivost po pravcu nije se primjenjivala u ranim pokuajimavertikalnog leta. Tako su veinom koriteni ili koaksijalni rotori ili konfiguracije s dva rotorapopreno postavljena sa svake strane, iako je upravljanje takvom letjelicom znatno sloenijenego kod onih s jednim nosivim rotorom. Osnovni problem stabilnosti i upravljivosti letjelica

bilo je izjednaiti uzgon na nosivom rotoru u napredujuem letu, odnosno na lopatici koja prirotaciji napreduje u smjeru leta i na onoj koja rotira u suprotnom smjeru. Taj problem rijeenje ugradnjom zglobova u glavinu nosivog rotora ime je omogueno mahanje i zanoenjelopatica, odnosno ciklina promjena napadnih kutova lopatica nosivog rotora tijekomnapredujueg leta. Uz to, vibracije su bile izvor mnogih mehanikih kvarova i oteenjarotora i konstrukcije, a posljedica su nedovoljnog razumijevanja dinamike i aerodinaminogponaanja rotirajuih lopatica rotora.

Razdoblje do 1920. obiljeeno je razvojem velikog broja prototipova helikoptera u cijelom svijetu, aosobito u Velikoj Britaniji, Francuskoj, Njemakoj, Italiji i SAD-u. Veina tih letjelica nainila jekrae skokove u zrak ili sporije napredujue letove pod utjecajem zranog jastuka. Premda se ti letovi i

zrakoplovne konstrukcije ne mogu smatrati uspjenim, svaki od njih na svoj je jedinstven nainpridonio razvoju helikoptera u obliku kakvom ga danas poznajemo i koristimo.

Slika 1.1. Helikopter kojim je 13. studenog 1907. obavljen prvi uspjean let


14/79

4

Konstrukcija je bila jednostavna, s jednim rotorom sa svake strane pogonjenim remenskim prijenosomi benzinskim motorom od 16 kW. Svaki je rotor imao razmjerno velik par lopatica s malim omjeromduine i povrine lopatica. Rotori su se vrtjeli nasuprotno kako bi se ponitili okretni momenti, apojednostavljen nain kontrole bila su mala krilca postavljena u struju zraka koju su stvarali rotori.

Zabiljeeno je da je nainjeno nekoliko letova na granici raspoloive snage u trajanju od nekolikosekundi. Inspirirani njegovim radovima, 1909. Igor Sikorskyi 1912.Boris Jurevpoinju projektirati igraditi bespilotne modele helikoptera koji zbog problema s vibracijama i nedostatka snage nisu imalivei uspjeh, no neovisno o tome, Jurev je bio jedan od prvih koji je predloio koncept cikli nepromjene napadnih kutova lopatica nosivog rotora kao naina kontrole i upravljivosti helikoptera. Uznanstvenim istraivanjima i radovima vezanim uz teoriju rotirajuih krila i helikoptera, osimspomenutih Rankine-Froudeove teorije, biljei se nagli napredak u razvoju osnovne aerodinamineteorije. Tako jeNikolajukovskiuz temeljni teorem aerodinamike (teorem Kutta-ukovski), objavio inekoliko znanstvenih radova na temu aerodinamike leta helikoptera.

Premda su osnovnom konceptu helikoptera tijekom godina pridodavana razna manja poboljanja, tekje u razdoblju izmeu dva svjetska rata dolo do znaajnijih napredaka usavravanjem naina ikvalitete proizvodnje, veom dostupnou materijala i velikim otkriima na polju tehnologijeproizvodnje motora.

Dvadesetih godina 20. stoljea istiu se radovi danskog pionira zrakoplovstva Jena C. Ellehammerakoji je u konstrukciju koaksijalnog rotora primijenio cikliku promjenu napadnih kutova lopatica, oca isina Emila i Henryja Berlinera u SAD-u koji su pri konstrukciji svog modela helikoptera prviprimijenili injenicu da je za lebdenje potrebno mnogo vie snage nego za progresivan let, ArgentincaRaula Pescarae, koji je ivio i radio u panjolskoj i Francuskoj, te je 1924. uspjeno konstruirao prvirotor s komandama za kolektivnu i ciklinu promjenu koraka lopatica rotora i austrijskog inenjera

Raula Hafnera koji je za promjenu napadnih kutova lopatica nosivog rotora koristio zakretnu plou(engl. swashplate), to je najranija primjena mehanizma koji je postao standardan nain upravljanjamodernim helikopterima.

panjolski inenjer Juan de la Cierva 1923. je konstruirao letjelicu koja je bila hibrid izmeuhelikoptera i aviona s fiksnim krilom.

Rotor nije bio izravno pogonjen od motora koji je davao vunu silu potrebnu za ubrzanje, ve seokretao pokretan strujom zraka koja se stvarala kretanjem letjelice prema naprijed. Tu aerodinaminupojavu nazvanu autorotacijaobjasnili su Juriev i Crocco jo prije 1910, ali sama izvorna zamisao ohorizontalnom kretanju rotora kroz zrak u svrhu stvaranja uzgona bila je izvorno Ciervina koji je

takvu letjelicu nazvaoAutogiro, a danas je poznajemo pod nazivom irokopterili autoir. U daljnjemradu de la Cierva je uspjeno rijeio problem asimetrije sile uzgona na rotoru pri kretanju uhorizontalnoj ravnini ugradnjom vertikalnih i horizontalnih zglobnih zglobova na glavinu rotora, kojisu omoguavali nesmetano mahanje i zanoenje lopatica pod utjecajem aerodinaminih sila. Time jerazvio zglobni rotor, koji i danas ima iroku primjenu kod helikoptera s vie lopatica. Premda senekoliko zrakoplovnih tvrtki zainteresiralo za Ciervine projekte (Wier, Avro, Parnall, de Havilland iWestland), te je izraeno nekoliko razliitih modela, irokopter ipak nije bila letjelica sposobna zalebdenje i vertikalno polijetanje i slijetanje, ve je za to koristila krae staze i tehniku polijetanjanazvanu skok.


15/79

5

Prvi dui let helikopterom u trajanju od sedam minuta i etrdeset sekundi ostvario je 1924. FrancuzEtienne Oemichen preletjevi po krunoj putanji jedan kilometar prosjenom brzinom 7,8 km/h,pokazavi da takve letjelice mogu biti donekle stabilne i upravljive usprkos tome to su njegovi prvotnimodeli imali etiri nosiva i osam dodatnih pogonskih rotora te nisu nali iru primjenu (slika1.2).

Slika 1.2. Oemichenov helikopter demonstrirao je zadovoljavajuu stabilnost i upravljivost preletjevi7,8 km po krunoj putanji

Konstrukciju klasinog helikoptera s jednim nosivim i jednim repnim rotorom sa strane prvi je 1924.izveo NizozemacA.G. Von Baumhauer. Upravljivost se postizala pomou zakretne ploe i mehanizmaza ciklinu promjenu koraka lopatica NR, ali nosivi i repni rotori nisu bili povezani, to je stvaralovelike probleme u upravljanju i kontroli letjelice.

Prvi razmjerno uspjean model helikoptera s koaksijalnim rotorima (slika 1.3) konstruirao je 1930.Talijan Corradino dAscanio. Letjelica je imala dva suprotno rotirajua rotora sa zglobovima koji suomoguavali mahanje i zanoenje lopatica te kolektivnu i ciklinu promjenu njihovih postavnihkutova. Za kontrolu i upravljivost koristila su se krilca na izlaznim ivicama lopatica rotora i tri malapropelera na konstrukciji za dodatnu kontrolu po pravcu, uzdunom i poprenom poloaju. Letjelica jedrala ondanje rekorde u postignutoj visini sa 17,4 metra, trajanju leta 8,75 minuta i prijeenojudaljenosti 1078 metara.

Slika 1.3. Koaksijalni rotori helikoptera koji je konstruirao Corradino dAscanio


16/79

Igor Sikorsky, koji je sinonihelikoptera, nakon to je joneuspjelih pokusa. Premda jekonstrukciji, njegov prvi mo

nona trebajer je odraavao su svibnju 1940. godine, te je 1je osobno upravljao letjelicom

Slika 1.4. Igo

Ispitivanje prototipa R-4 (sli

serijsku proizvodnju (proizve52 helikoptera koristila britanstotina modela R-5 koriteno jod 129 dvosjeda R-4, 800 dv1943. godine proizvodnja napripremu saveznike invazije

Slika 1.5. Helikopter S

za helikoptere, 1935. se vratio rjeavanj1907. u Carskoj Rusiji napustio ideju osustavno i paljivo rjeavao tehnike problel postao je meu njegovim radnicima p

ve probleme i nedostatke ranijih projekata.5. travnja 1941. postavio ameriki rekord u(slika1.4).

Sikorsky demonstrira performanse vlastitog

a 1.5) zavreno je 1942. te je to prvi heli

eno ih je oko 130, a 25 ih je sluilo u morska vojska. Model R-4intenzivno je koritene u vojnim operacijama na Pacifiku. Narudsjeda za obuku i izvianje R-6 i 250 taktiklo smanjena. To se moe protumaiti kao pna Europu.

korsky R-4 polijee s nosaa zrakoplova tije

6

u konstrukcijskih problemavertikalnom letu zbog nizaeme s kojima se susretao uznat pod nazivom Igorova

rvi model VS-300 poletio jeuini trajanja leta. Sikorsky

helikoptera VS-300

kopter koji je doivio veu

arici i obalnoj strai dok jeza obuku pilota, a nekoliko

be za 1944. pokazuju brojkeih modela R-5, ali je krajemreusmjeravanje sredstava za

om II. svjetskog rata


17/79

7

Model R-4 zanimljiv je po tome to je njime 23. travnja 1944. obavljeno prvo helikopterskospaavanje, kad je helikopterom evakuirana posada i putnici sruenog aviona L-1 iza neprijateljskihlinija u Burmi. Premda je bio prvi helikopter koji je uao u operativnu uporabu u amerikoj i britanskojvojsci te demonstrirao pogodnosti koritenja helikoptera u suvremenom ratovanju, nije doivio dugi

vijek uporabe prvenstveno zbog razmjerno velikih vibracija koje su se pojavljivale u letu te razmjernoskromnim performansama i nedostatne specifine snage motora zbog ega pri veim temperaturamazraka nije bilo mogue vertikalno polijetanje. Tijekom 1940-ih u SAD-u su na razvoju helikopteraradiliArthur Young, Frank Piasecki, Stanley Hilleri Charles Kaman. Jo krajem 30-ih godinaArthurYoungzapoeo je seriju eksperimenata s modelima helikoptera koji su na kraju doveli do konstrukcijeslavnog modela Bell-47, koji je postao prvi komercijalni helikopter na svijetu (slika1.6).

Slika 1.6. Prvi komercijalni helikopter na svjetskom tritu, Bell 47 Sioux

Nakon mnogih pokusa Young je osmislio njiui rotor sa stabilizirajuom polugom. Poluga je imalautege na njihalu privrene na oba kraja te je bila izravno povezana s lopaticama rotora preko polugaza promjenu koraka. U sluaju poremeaja u poloaju diska rotora po poprenom ili uzdunompoloaju, iskoristila bi se giroskopska inercija (stabilnost) poluge kako bi se ciklinom promjenomnapadnih kutova lopatica poveao efekt priguenja poremeaja i osigurala stabilnost cjelokupnogsustava rotora. To je rjeenje primijenjeno na modelu Bell-30, koji je potom bio temelj za razvojhelikoptera Bell-47. U 27 godina proizvodnje modela Bell-47, proizvedeno je vie od 5000 primjerakate letjelice u vojnim (YR-13 i OH-13) i civilnim verzijama samo u SAD, dok je jo 1000 primjerakaproizvedeno po licenciji u vie od 20 zemalja irom svijeta.

Tvrtke poput Aerospatiale, Augusta i Messerschmitt-Bolkow-Blohm u Europi proizvode i razvijaju

mnogobrojne uspjene helikoptere. Augusta i Westland takoer imaju proizvodnju po licencijiamerikih helikoptera Sikorsky i Bell. Tvrtka Aerospatiale proizvela je 1955. godine jedan odnajuspjenijih modela helikoptera u Europi, jedan od prvih pogonjenog plinskom turbinom Alouette.Njegov nasljednik Gazelle(Aerospatiale/Westland), koji je prvi put poletio 1967, imao je prvu repnuturbinu (repni rotor integriran u horizontalni stabilizator i konstrukciju repnoga konusa sa statorskimlopaticama) umjesto klasinoga repnog rotora. Iste godine MBB je predstavio svoj model BO-105 snosivim rotorom bez zglobova izgraenim od titana, a kao njegov nasljednik 1979. predstavljen je jovei i moniji BK-117. Krajem 20. stoljea tvrtke MBB i Aerospatiale su udruile snage i stvorilekompaniju Eurocopter, koja proizvodi velik broj helikoptera namijenjenih vojnom i civilnom tritu.


18/79

8

2 Osnovni reimi leta helikoptera

Pogonska sila NR uzgona stvorena na NR uvijek je okomita na ravninu diska rotora, te se osim ulebdenju razlae na dvije komponente.

Vertikalna komponenta ili pogonska sila nosivog rotora (FT) djeluje suprotno od teine helikoptera(FW). Horizontalna komponenta ili propulzivna sila djeluje u horizontalnoj ravnini, te ubrzava iliusporava helikopter u eljenom pravcu (pilot otklonom cikline komande naginje disk rotora i takousmjerava propulzivnu silu u eljenom pravcu kretanja).

U lebdenju, u uvjetima bez vjetra, pogonska sila NR djeluje suprotno teini helikoptera, te su oneuravnoteene to odrava helikopter u stacionarnom lebdenju (slika2.1).

Slika 2.1. Helikopter u lebdenju

Kako bi se helikopter pomaknuo s mjesta, treba primijeniti odreenu silu koja e poremetiti ravnoteu,sukladno II. zakonu gibanja (slika2.2).


19/79

9

Slika 2.2.Helikopter pri prelasku u napredujui let

Promjenom nagiba diska rotora pilot mijenja smjer vektora pogonske sile NR koja se sada moerazloiti na okomitu komponentu ili silu uzgona (FL) i horizontalnu komponentu ili propulzivnu silu.Pri tomu sila otpora ne postoji jer se helikopter jo nije poeo kretati prema naprijed. Tek kadhelikopter pone ubrzavati u smjeru vune ili propulzivne sile (FP), pojavljuje se sila otpora (FD) kojadjeluje suprotno od smjera kretanja.

Kad se sila otpora izjednai s propulzivnom silom, helikopter prestaje ubrzavati, jer su sile ponovo uravnotei (I. zakon gibanja - inercija, slika2.3).

Slika 2.3.Helikopter u horizontalnom napredujuem letu


20/79

10

Helikopter se nastavlja kretati u eljenom smjeru stalnom brzinom, sve dok se ne pojavi sila koja enaruiti ravnoteno stanje.

Kad helikopter prelazi iz napredujueg leta u lebdenje, mijenja se nagib diska rotora (time i trupahelikoptera) te je vektor pogonske sile orijentiran unazad (slika2.4).

Slika 2.4.Helikopter pri prelasku iz horizontalnoga napredujueg leta u lebdenje

Zbog inercije helikoptera potrebno je odreeno vrijeme dok se brzina napredujueg leta ne smanji nanulu. U tom vremenu propulzivna sila, kao komponenta pogonske sile, i otpor zraka djeluju paralelno,suprotno smjeru kretanja. Pritom su sile koje djeluju na helikopter neuravnoteene. Posljedica toga jeusporavanje helikoptera dok se gibanje ne zaustavi. Kako bi helikopter ostao u lebdenju, pilot trebauspostaviti poloaj u kojemu su ponovo sve sile u ravnotei kao na slici 2.1.

Na slikama 2.5. i 2.6. prikazan je helikopter u penjanju i sputanju tijekom prilaza na slijetanje(smanjuje se brzina napredujueg leta). Vano je primijetiti da se poloaj trupa znatno razlikuje odputanje kretanja helikoptera. Tako je u penjanju uzduni poloaj helikoptera pod kutom prema dolje.

To je posljedica nagiba diska prema naprijed kako bi se propulzivna sila usmjerila u smjeru kretanja.Napadni kut diska NR (r) se zbog toga oznauje pozitivnim. U sputanju i prilazu na slijetanje,uzduni poloaj nosa je pod kutom prema gore. Time se na odgovarajui nain usmjeravaju vektorisila NR. Napadni kut diska NR je tada negativan.


21/79

11

Slika 2.5.Helikopter u penjanju

Slika 2.6. Helikopter u sputanju


22/79

12

3 Usporedba nosivog rotora helikoptera s giroskopom

Nosivi rotor helikoptera je donekle uspjeno mogue usporediti s giroskopom zbog meusobnihslinosti, premda rotori u radu mogu izgledati i ponaati se kao giroskopi (ili zvrkovi) - oni to ustvarnosti nisu. Giroskop je dinamiko tijelo koje slobodno rotira oko osi rotacije velikom obodnombrzinom i ima dva osnovna svojstva: inerciju i precesiju. Ostala svojstava su nutacija i giroskopskireakcijski moment.

Inercija je svojstvo giroskopa da os rotacije uvijek zadrava istu orijentaciju, pa giroskopekarakterizira njihova postojanost u prostoru. Precesija je svojstvo giroskopa da se os rotacije otkloni za90 od smjera djelovanja sile koja djeluje na tu os.

Ako se pretpostavi da neko kruto tijelo rotira oko z-osi, njegov kinetiki moment (moment koliinegibanja ili zakretni impuls) takoer je usmjeren u smjeru te osi, i iznosi:

(1-1)

pri emu je tijelo podijeljeno na infinitezimalno male segmente (indeks i). Ako je za kruto tijelo kutnabrzina svih njegovih segmenata ista (vrijedi da je v= r), moe se pisati da je:

(1-2)

Moment tromosti(ili moment inercije) I je veliina koja u opisu vrtnje krutog tijela ima slinu ulogukao masa kod opisa translacijskoga gibanja krutog tijela. Drugim rijeima, to je moment tromostinekog tijela vei, to je tijelo tee pokrenuti u rotaciju ili ga zaustaviti iz rotacije (promijeniti mu kutnubrzinu). Izraz za moment tromosti glasi:

(1-3)

Prema izrazima (1-2) i (1-3), moment tromosti definiran je preko momenta koliine gibanja ( ), gdjevrijedi odnos:

(1-4)

Ako kruto tijelo rotira oko svoje osi simetrije, vektori i imaju isti smjer i lee na osi rotacije. To jeznaajna injenica za objanjenje precesije giroskopa.

Kinetiki moment ovisi o masi giroskopa (m), broju okretaja (n) i rasporedu masa prema obodu diska.To je iskoriteno u radu nekih zrakoplovnih instrumenata (umjetni horizont, pokaziva skretanja iklizanja). Povoljan moment tromosti u praksi postie se izborom giroskopa male mase i velikog brojaokretaja ili giroskopa velike mase i malog broja okretaja.


23/79

13

Uzme li se u razmatranje kinetika energija rotacije zvrka giroskopa (Ek), moe se pisati da je:

1

2 (1-5)

Ako se u obzir uzme izraz za kinetiki moment (1-4), kinetiku energiju pri rotaciji mogue jeprikazati kao:

2 (1-6)

Sukladno izrazu (1-4) vidljivo je da je kinetiki moment ili zakretni impuls proporcionalan skinetikom energijom rotacije zvrka, ili:

2

(1-7)

Ako se kutna brzina izrazi preko broja okretaja nosivog rotora (=2n/60), iz izraza (1-6) vidljivo jeda e kinetika energija biti vea ako se broj okretaja NR povea. To je vrlo vano svojstvo koje svojupunu primjenu ima u bezmotornom reimu leta helikoptera ili autorotaciji, gdje se kutna brzina rotoratreba odravati prema broju okretaja NR. To osigurava dovoljnu pogonsku silu koja smanjuje brzinusilaenja helikoptera, kontrolira sputanje pri otkazu motora u letu i omoguuje sigurno pristajanje.

3.1 Stabilnost i precesija

Ukupni moment vanjskih sila koje djeluju na neko tijelo koje rotira jednak je vremenskoj promjeniukupnog momenta koliine gibanja (ili zakretnog impulsa). To je definirano jednadbom kretanja zarotaciju krutog tijela koja glasi:

(1-8)

Ako se pod giroskopom smatra simetrino rotacijsko tijelo koje vrlo brzo rotira oko svoje osi simetrije,pri emu je stalno uvreno u jednoj toki koja lei na toj osi, moe se pisati da je:

0 . (1-9)pod uvjetom da je 0, odnosno da nema nikakvoga vanjskog momenta sile, smjer i iznos momentakoliine gibanja su konstantni. Ta pojava definira osnovno svojstvo giroskopa, a to je stabilnost.Giroskopska stabilnost ili inercija osnovno je svojstvo na kojemu se zasniva rad kursnih i poloajnihgiroskopa, a kojima se oblikuje trodimenzionalni referentni prostor za potrebe voenja i upravljanjazrakoplova. Primjena giroskopa u zrakoplovnim instrumentima temelji se upravo na naelu ouvanjamomenta koliine gibanja gdje je ukupni kinetiki moment bilo koje estice u sustavu u odnosu naneku fiksnu toku konstantan (pod uvjetom da na sustav ne djeluju vanjske sile).


24/79

14

Ako na neko tijelo djeluje moment sile 0, mijenja se kinetiki moment . To se, sukladnoizrazu (1-8), moe pisati kao:

(1-10)To znai da je promjena momenta koliine gibanja vektor iji smjer je jednak smjeru vektoramomenta sile . Kako je moment tromosti (I) krutog tijela konstantan, promjena momenta koliinegibanja oituje se u promjeni kutne brzine rotacije (izraz 1-4). Ako je moment sile okomit na kinetikimoment , njegov vektor ostaje po iznosu isti ali mijenja smjer. To znai da se kutna brzina ne mijenja(ako je moment tromosti konstantan), ali se smjer osi rotacije u prostoru mijenja s vremenom (vrhvektora opisuje krunicu). Ta pojava naziva se precesijom. S obzirom da je kinetiki momentgiroskopa sauvan, bilo koji pokuaj promjene orijentacije giroskopa rezultirat e s efektivnom silomkoja e dovesti do precesije. Temeljem mjerenja te sile odreuje se promjena orijentacije osi giroskopau prostoru.

Vremenska promjena kuta je kutna brzina kojom os rotacije giroskopa rotira oko svoje osi i naziva sekutnom brzinom precesije (p). Budui da je okomit na i , moe se pisati da je:

(1-11)Uzimajui u obzir izraz (1-4), moe se zakljuiti da je kutna brzina precesije proporcionalna momentusile, a suprotno proporcionalna momentu tromosti i kutnoj brzini giroskopa:

(1-12)

3.2 Fazni pomak

Ako na neku toku u ravnini okretanja lopatica NR djeluje sila, disk rotora koji je mogue prikazatipoput giroskopa, reagirat e otklonom od prvotne ravnine, i to 90 kasnije u smjeru rotacije. Kodrotora se taj efekt nazivafazni pomaki predstavlja prijeeni kut pri rotaciji lopatice od toke u kojoj jedjelovala sila do toke u kojoj se pojavio njen maksimalni otklon prema gore ili prema dolje u odnosuna ravninu rotacije.

Slika3.1.(a)pokazuje to se dogaa s kuglicom koja se jednoliko pravocrtno giba, a na nju okomitodjeluje neka sila F. Pod djelovanjem sile kuglica poinje mijenjati smjer kretanja. ak i kad sila vie

ne djeluje na nju, kuglica se nastavlja kretati u novom smjeru, a to je dulje to kretanje, vei je otklonod prvotnog smjera kretanja.

Slika3.1.(b)pokazuje istu kuglicu koja je privezana za konac te se vrti u krug. Ako sila Fuzrokuje dase kuglica poinje dizati, ona e teiti da nastavi to kretanje u novom smjeru, kao to je bilo i uprolom primjeru. Poloaj kuglice u poloaju B vii je nego u poloaju A. Kako je putanja kuglicekruna, najvia toka te putanje pojavit e se 90 kasnije nakon djelovanja sile Fna kuglicu u toki A.Poslije tih 90 kuglica se treba poeti sputati kako bi putanja koju opisuje ostala pravilna (ravnina).

Centrifugalna sila na neki nain utjee na fazni pomak lopatica koje nisu tono vezane na os vrtnje,npr. kod krutih rotora, pa se zbog toga on smanjuje na manje od 90 (obino nekoliko stupnjeva manje,ali se nadoknauje konstrukcijom komandi leta).


25/79

15

Slika 3.1. Sile koje djeluju na tijelo u pravocrtnom gibanju i u krunom gibanju

Fazni pomak svake pojedine lopatice tijekom njene rotacije dovodi do naginjanja diska NR, to je vrloslino precesiji giroskopa. Sve dok sila djeluje na istu toku, giroskop e precesirati odreenimtempom. Tempo odreuje kutna brzina precesije koja je, sukladno izrazu (1-12), u funkciji momentaodnosno vanjskih sila, kutne brzine i - preko momenta tromosti - mase tijela koje rotira. To znai da jeprecesija sporija ako je moment tromosti vei, odnosno kutna brzina vea. S druge strane, giroskop eprecesirati bre s poveanjem primijenjene sile (momentom sile), a sporije s poveanjem broja okretajaili mase tijela.

U tom sluaju nosivi rotor helikoptera se ponaa kao giroskop. Pomicanjem cikline komandepojavljuje se vanjska sila na disk NR, a kao posljedica i moment. Zbog toga dolazi do precesije diskarotora (poput giroskopa) odreenom kutnom brzinom, a koja ovisi o veliini otklona cikline komandekojom se izravno djeluje vanjskom silom na rotor (vei otklon poveava tempo precesije, a time ipoveanje uzdunog ili poprenog poloaja trupa helikoptera).

Rotor helikoptera takoer moe precesirati zbog vanjskih utjecaja (vjetar ili turbulencija). Tempoprecesije rotora odreen je konstruktivno, kako bi se osigurala odgovarajua kontrola za upravljiv lethelikoptera.


26/79

16

4 Upravljanje nosivim rotorom

Upravljanje nosivim rotorom postie se kretanjem njegovih lopatica. Sustav rotora dozvoljavalopaticama tri vrste kretanja:

mahanje promjenu postavnih kutova zanoenje.

Rotor sa zglobnim vezama ili zglobni rotor omoguuje lopaticama sve tri vrste kretanja, polukruti rotorsamo mahanje i promjenu postavnih kutova dok kod krutih rotora postoji samo mogunost promjenepostavnih kutova (mahanje i zanoenje omogueno je fleksibilnim savijanjem i izvijanjem lopatica).

Bilo koji poloaj lopatice u ravnini njenoga kretanja naziva se azimutni poloaj . Za ishodini ilinulti azimutni poloaj uzima se krajnji zadnji poloaj lopatice, to za helikopter s jednim NR odgovarapoloaju lopatice iznad repnoga konusa.

Promjena postavnoga kuta lopatice (engl. feathering) ili kuta uvijanja lopatice (engl. blade pitch,feathering angle) upravljaka je veliina sustava upravljanja helikopterom (slika 4.1). Promjenapostavnoga kuta lopatice izvodi se zakretanjem lopatice oko njene uzdune osi, preko potisno-povlaeih poluga, a posljedica je otklona kolektivne i cikline komande upravljanja. Stoga sepostavni kut lokalnog presjeka lopatice u nekom azimutnom poloaju moe pisati kao:

(4-1)

gdje je kolektivni postavni kut, 1kut linearne vitoperenosti lopatice po rasponu (r/R), A1popreniciklini postavni kut (engl. lateral cyclic pitch) kojim pilot upravlja po nagibu ili mijenja poprenipoloaj helikoptera (oko uzdune osi), i B1uzduni ciklini postavni kut kojim se upravlja uzdunimpoloajem helikoptera (engl.pitch) oko poprene osi.

Te promjene uzrokuju pojavu mahanja ime se pojavljuju razlike uzgona na disku rotora. To dovodi donagiba diska to omoguuje promjenu smjera pogonske sile, a time i usmjeravanja propulzivne sile ueljenom pravcu leta helikoptera.

Slika 4.1. Promjena postavnoga kuta lopatice NR oko njene uzdune osi


27/79

17

Mahanje lopatica(engl.flapping) je kretanje lopatice prema gore ili prema dolje u odnosu na ravninuokomitu na os vratila (engl. shaft normal plane), a uzrokovano je djelovanjem aerodinamikih sila.Kod polukrutih rotora pri mahanju lopatice se gibaju oko leajeva, a kod zglobnih rotora oko

horizontalnog zgloba ili zgloba mahanja (slika 4.2). Kad je ravnina vrhova lopatica NR okomita na osvratila NR (os rotacije), mahanje lopatica se ne pojavljuje (slika 4.3). Ako, na primjer, pilot eliprevesti helikopter iz reima lebdenja u napredujui let, potisnut e ciklinu komandu prema naprijed.Taj pomak dovodi do promjene postavnih kutova lopatica u razliitim azimutnim poloajima na diskuNR. Tako se postavni kut lopatice u azimutnom poloaju 90 smanjuje, a u azimutnom poloaju 270poveava. Kako je postavni kut izravno vezan uz vrijednost napadnoga kuta, a time i uzgona, lopaticau =9 se sputa ili mae prema dolje, a ona u = se podie ili mae prema gore. Takvomahanje, povezano s faznim pomakom (toka 3.2. Fazni pomak) dovodi do nagiba diska premanaprijed i usmjeravanja propulzivne sile NR u pravcu napredujueg leta. Iz toga je oigledna uzrono-posljedina veza promjene postavnoga kuta lopatice i upravljanja nagibom diska preko mahanjalopatica.

Zanoenje(engl. lead-lag motion) je kretanje lopatice prema naprijed ili prema nazad u ravnini vrhovalopatica, a pojavljuje se kao posljedica mahanja. Ovisno o izvedbi NR, zanoenje je omogu enozglobom (zglobni rotor), uvijanjem lopatice (kruti rotor) ili meusobnom vezom izmeu dviju lopatica(polukruti rotor). Poloaj lopatice u ravnini vrhova (TPP) definiran je kutom zabacivanja . Taj kut jekut izmeu poprene osi lopatice i pravca koji prolazi zglobom zabacivanja kroz glavinu rotora. Kutzabacivanja je pozitivan pri zabacivanju naprijed, a negativan pri zabacivanju unazad. Na slici 4.2.vidljivo je da se pri mahanju lopatica, teite lopatice koja mae prema gore 1)pribliava osi rotacijena . Teite lopatice koja mae prema dolje )udaljava se od osi rotacije na . Periodine ilicikline promjene poloaja lopatice u smislu mahanja imaju za posljedicu promjene kutnih brzina, atime i ubrzanja. Zbog toga se pojavljuju periodine inercijske sile kao posljedica radijalnoga kretanja

masa u ravnini vrhova lopatica to dovodi do Coriolisovog efekta. Tako se lopatica koja mae premadolje usporava, a ona koja mae prema gore ubrzava u ravnini vrhova lopatica. Ako rotor ima vie oddvije lopatice, nuno je omoguiti kretanje lopatica kao posljedicu ubrzanja u ravnini vrhova.

Slika 4.2. Mahanje lopatica NR kod zglobnih rotora


28/79

18

Slika 4.3. Naginjanje diska NR i mahanje lopatica kod polukrutih rotora


29/79

19

Ovisno o tehnikim rjeenjima koja omoguuju kretanja lopatica postoje sljedee vrste NR:

a. Rotor sa zglobovima(engl.fully articulatedrotor system). Kod ovog rotora lopatice su vezaneza glavinu zglobovima ije su osi rotacije vertikalne na osi glavine. Time je omoguen jedan

stupanj slobode kretanja u ravnini koja prolazi kroz os glavine rotora, odnosno mahanjelopatica prema gore i prema dolje pod djelovanjem aerodinamikih i centrifugalnih sila. Sdruge strane, potrebno je omoguiti upravljanje uzgonom lopatice u razliitim azimutnimpoloajima kako bi se izjednaio uzgon na cijelom disku NR. To se postie ciklinimupravljanjem odnosno promjenom postavnih kutova lopatica ovisno o azimutnom poloaju (ilikolektivnom promjenom na svim lopaticama) tako da se lopatice zakreu oko svoje uzdune iliradijalne osi. Zakretanje ili uvijanjelopatica oko uzdune osi postie se preko zgloba uvijanja.Mahanje lopatica rotora oko osi pri napredujuem letu uzrokuje ubrzanja i posljedineinercijske sile. Time se stvaraju dodatna optereenja lopatica koja je mogue smanjitizglobovima ije su osi paralelne s osi vratila NR. Time se zglobovima omoguuje zabacivanjelopatica u odreenom reimu leta, a zglobovi zabacivanja trebaju se postaviti na odmaku od osi

vratila kako bi se pod utjecajem centrifugalnih sila moglo ostvariti uravnoteenje momenatalopatica. Sloboda kretanja lopatica koja se ostvaruje zglobovima preko kojih su one vezane zaglavinu NR uzrokuje i oscilacije u njihovom kretanju u ravnini u kojoj se nalaze. Te seoscilacije mogu poklopiti s oscilacijama iz drugih izvora te izazvati pojavu rezonancije u letu.Zbog toga se izmeu osi vratila i lopatice postavljaju hidrauliki amortizeri ili druge vrsteureaja koje priguuju oscilacije. Komponente rotora sa zglobovima prikazane su na slici 4.4.

Slika 4.4. Rotor sa zglobovima (engl. fully articulated rotor system)


30/79

20

b. Kruti rotor (engl. rigid rotor system) je rotor bez zglobova koji omoguuje zanoenje imahanje lopatica (jo se nazivaju engl. bearingless rotors). Kretanje lopatica oko tri slobodneosi kod tih rotora ostvaruje se savijanjem i izvijanjem (linearne deformacije), te uvijanjem ilitorzijom (kutna deformacija) strukture. Prednost takvih rotora je jednostavna izvedba, ali je

zbog elastinih deformacija strukture materijala njihova konstrukcija izrazito sloena.Mehanika jednostavnost izvedbe oituje se u manjem broju dijelova, pa su masa i otportijekom leta manji. To omoguuje takvim helikopterima vee manevarske sposobnosti i boljeperformanse u letu (npr. bri odaziv na otklon komandi pilota). Sustav potisno-povlaeihpoluga koji preko ciklike komande omoguuje promjenu postavnih kutova lopatica je isti kaoi kod rotora sa zglobovima, pa se zakretanje oko uzdune osi lopatica izvodi preko zglobauvijanja i pripadajuih leajeva. Promjene postavnih kutova lopatica u razliitim azimutnimpoloajima u reimu leta (dakle bez dodatnog otklona ciklike komande od strane pilota)omoguene su uvijanjem i posljedica su mahanja i zanoenja lopatica. Kod krutih rotora kojinemaju dodatne amortizere to kompenziraju zanoenje lopatica u ravnini rotora, priguenja sumanja pa je posljedica da su takvi rotori osjetljiviji na aeromehanike nestabilnosti poput

zemaljske rezonancije. Na slici 4.5. prikazana je glavina krutog rotora AS 355 Ecureiul(Eurocopter i Aerospetiale).

Slika 4.5. Kruti rotor


31/79

21

c. Polukruti rotor (engl. semi-rigid rotor) napravljen je konstrukcijom klackalice (engl. seesawili teathering rotor) i koristi se u rotora s dvjema lopaticama. Pri napredujuem letuhelikoptera, konstrukcija polukrutog rotora omoguuje poveanje postavnoga kuta jednelopatice (zbog mahanja nazadujue lopatice) uz istodobno smanjenje postavnoga kuta druge,

napredujue lopatice, i to za istu vrijednost. Time je zglob mahanja znatno rastereen.Promjena postavnih kutova pri mahanju i kolektivna promjena postavnih kutova izvode sepreko klasinoga nagibnog diska (engl. swashplate) koji je preko poluga vezan na lopaticerotora. U letu se zabacivanje jedne lopatice prenosi na drugu, ime se kompenziraju optereenjau horizontalnoj ravnini diska pa zglob zabacivanja u toj konstrukciji nije potreban.Konstrukcija je time pojednostavljena i olakana, meutim nedostatak je precesija diska zbogmomenta inercije oko radijalne ili poprene osi (problem stabilnosti giroskopa oko osirotacije). Uravnoteenje momenata postie se utezima na polugama vezanim na glavinurotora, okomitim na ravninu konusa diska rotora (slika 4.6).

Slika 4.6. Polukruti rotor na principu konstrukcije klackalice


32/79

22

Za analizu kretanja i upravljanja helikopterom, odnosno za odreivanje kutova mahanja i postavnihkutova lopatica, kao i nagiba diska rotora, potrebno je definirati referentne ravnine rotora. Glavna osrotora helikoptera je os rotacije, odnosno os vratila rotora. Ostale karakteristine ravnine prikazane suna slici 4.7.

Slika 4.7.Ravnine upravljanja nosivim rotorom

a.

Ravnina okomita na os vratila(engl. shaft normal plane SNP) je ravnina iz koje je mogueprovesti analizu promjene kuta mahanja i postavnoga kuta lopatice NR.

b. Ravnina bez promjene postavnoga kuta(engl. no-feathering plane NFP) je ravnina iz kojenije mogue uoiti promjenu ciklinoga postavnoga kuta, ali je mogue provesti analizucikline promjene kuta mahanja.

c. Ravnina vrhova lopatica rotora (engl. tip path plane - TPP) definirana je putanjom vrhovakrakova lopatica NR. Os okomita na tu ravninu je os konusa koji opisuju rotirajue lopatice. Izte ravnine nije mogue uoiti promjenu kuta mahanja, odnosno mahanje lopatica. Meutim,analiza iz te ravnine moe prikazati ciklinu promjenu postavnih kutova lopatica.

d.

Upravljaka ravnina(engl. control plane CP) je ravnina u kojoj je postavljen nagibni disk(engl. Swashplate). Iz te ravnine nije mogue uoiti ciklinu promjenu postavnih kutovalopatice, ali je uoljivo mahanje lopatica.

Radi boljeg razumijevanja sustava upravljanja NR potrebno je odvojeno razmotriti reime vertikalnogi horizontalnog leta helikoptera. Ti se reimi u praksi meusobno kombiniraju, pri emu se helikopterkree po kosoj putanji u odnosnu na ravninu horizonta. Meutim, svaki reim karakterizira odvojenoupravljanje lopaticama NR to u konanici rezultira nagibom diska NR i promjenama poloajakarakteristinih ravnina oko referentne osi rotora.


33/79

23

Vertikalni lethelikoptera postie se promjenom skupnoga ili kolektivnoga postavnoga kuta lopaticaNR (engl. collective pitch), ime se istodobno mijenjaju postavni kutovi svih lopatica rotora, neovisnoo azimutnom poloaju. Pritom se postavni kutovi svih lopatica poveavaju ili smanjuju za istuvrijednost, to odgovara promjeni prosjenog iznosa pogonske sile NR (promjena postavnoga kuta

lopatice uzrokuje promjenu njenoga napadnogaa kuta, pa se sukladno tome mijenja i uzgon).Upravljanje veliinom kolektivnoga postavnoga kuta lopatica izvodi se komandom skupnoga ilikolektivnoga koraka (naziva se jo kolektiv ili kolektivna komanda), koja se nalazi s lijeve stranepilotskog sjedala. Na slici 4.8. prikazan je pomak kolektivne komande prema gore, to uzrokujesputanje nagibnog diska. Lopatice su preko poluga vezane za nagibni disk, a sputanje diska povlaipoluge koje mijenjaju (poveavaju) postavni kut svih lopatica NR istodobno.

Slika 4.8. Upravljanje kolektivnim postavnim kutom preko kolektivne komande

Vano je napomenuti da se kao posljedica poveanja postavnoga kuta lopatica poveava i njihov otpor.To u konanici rezultira smanjenjem kutne brzine lopatice to se izraava brojem okretaja NR i moeizazvati gubitak uzgona diska. Zbog toga je kolektivna komanda spojena na regulator koliine goriva umotor (engl. fuel control unit) i posredno utjee na snagu motora. Dakle, tendencija smanjenja brojaokretaja NR kao posljedica poveanja postavnih kutova lopatica (poveani otpor) kompenzira se

veom izlaznom snagom na vratilu koje je izravni rezultat poveanja snage motora helikoptera. Pritomse u svakom trenutku treba osigurati priblino isti broj okretaja NR (kutna brzina lopatica) jer veasnaga kompenzira poveani otpor zbog veih postavnih kutova lopatica.

Horizontalni let helikoptera posljedica je nagiba diska NR ime se stvara njegova pogonska sila.Nagib diska u eljenom smjeru leta postie se pomakom cikline komande upravljanja (engl. cyclic).Taj se pomak prenosi na nagibni disk (engl. swashplate) koji se otklanja u jednu stranu, ovisno oeljenom smjeru leta (slika 4.9). Posljedica nagiba nagibnog diska su razliiti postavni kutovi lopaticaNR u razliitim azimutnim poloajima. Tako lopatica u jednom ciklusu rotacije od azimutnog poloaja0 do 360 mijenja svoje postavne kutove, pa se takva promjena naziva ciklinom promjenompostavnih kutova (engl. cyclic pitch). Posljedica takve promjene je razliita sila uzgona lopatice kroz


34/79

24

razliite azimutne poloaje, to naginje disk rotora u eljenom smjeru leta. Detaljniji opis ciklinepromjene postavnih kutova lopatica nalazi se podtokom 7.1.2.

Vano je napomenuti da se kolektivnom komandom upravlja s prosjenim postavnim kutom lopatica, a

time i prosjenim iznosom pogonske sile NR. Ciklinom komandom periodiki se mijenjaju postavnikutovi ime se upravlja nagibom diska rotora, a time i smjerom pogonske sile.

Slika 4.9. Posljedica pomaka cikline komande na ravninu diska rotora


35/79

25

5 Okretni moment nosivog rotora helikoptera

Ako se tijelo nalazi u stanju mirovanja ili jednolikoga ravnomjernoga gibanja, zbroj sila i momenatakoji djeluju na njega jednaka je nuli. Sile i momenti tih sila mogu biti aktivne i reaktivne, pri emu sesvaka aktivna sila ili moment uravnoteuje svojom reaktivnom silom ili momentom (III. Newtonovzakon akcije i reakcije). Kako bi se lopatice NR okretale i pritom stvarale uzgon potreban za let, motorhelikoptera treba utroiti odreenu snagu. Pritom motor treba imati oslonac, ija e reakcijauravnoteiti moment sila otpora NR, koji se pojavljuju u horizontalnoj ravnini. Ako takvog oslonca nebi bilo, moment sila NR bi se preko reduktora i upornica prenosio na trup helikoptera. Taj se momentsila naziva okretni ili reaktivni moment. To bi izazvalo efekt okretanja trupa helikoptera u suprotnustranu od okretanja lopatica NR. Kako bi se to sprijeilo, za uravnoteenje moe se koristiti samo zrak.Prema nainu uravnoteenja okretnog momenta dijele se i tipovi konstrukcije helikoptera. Tako kodhelikoptera s jednim NR, repni rotor (RR) stvaranjem vune sile ili potiska (ovisno o konstrukciji)osigurava stabilnost i omoguuje funkcioniranje helikoptera i svladavanje sile otpora NR. Kodhelikoptera s dva NR, okretni momenti se meusobno uravnoteuju rotacijom lopatica u suprotnestrane. Isti princip vrijedi i za helikopter s koaksijalnim rotorima (dva NR postavljena jedan iznaddrugog u istoj osi, na koaksijalnim vratilima).

Vano je naglasiti da se kod helikoptera koje na vrhovima lopatica imaju mlazne motore okretnimoment ne pojavljuje jer se sile i momenti sila u ravnini meusobno uravnoteuju. Tako se sila potiskamotora na lopatici uravnoteuje sa silom otpora zraka koji se stvara kretanjem lopatice. Otpor zbogtrenja u leajevima ipak ima za posljedicu stvaranje momenta, ali je on zanemariv.

Takoer, u reimu bezmotornog leta (autorotacije) ne pojavljuje se okretni moment jer motor ne troirad za pogon NR.

Dakle, reakcija trupa helikoptera zbog okretnog momenta vrlo je znaajna u tehnici pilotiranja, te jeizravna posljedica rada i otpora koje stvaraju lopatice NR (slika 5.1). Naime, sila otpora svakepojedine lopatice koja djeluje iz teita, a pojavljuje se zbog njenoga kretanja (1) i djeluje u suprotnomsmjeru, stvara okretni moment (2) koji se prenosi na trup helikoptera. Zbog toga repni rotor svojimpotiskom u lijevu stranu djeluje reaktivnom silom (3) koja, na kraku koji odgovara duini repnogakonusa, stvara suprotni moment na trup helikoptera.

Sve promjene reima rada motora uzrokuju iste takve promjene okretnog momenta. Kako snagamotora ovisi i mijenja se s reimima leta, tako se kao posljedica toga pojavljuje promjenjiv okretnimoment koji je stalno i na pravi nain potrebno kompenzirati tijekom leta.


36/79

26

Slika 5.1. Uravnoteenje okretnog momenta repnim rotorom

5.1 Repni rotor

Suprotstavljanje okretnom momentu u helikopteru s jednim NR obavlja se repnim rotorom (RR). Osimu reimu autorotacije kad je pogonjen od NR, RR dobiva snagu od motora te preko transmisijeproporcionalnu brzinu vrtnje. Repni rotor stvara silu potiska u horizontalnoj ravnini u smjerusuprotnom od smjera okretnog momenta. S obzirom na to da veliina okretnog momenta ovisi oreimu snage motora, tako i potisak RR treba biti promjenjiv to se postie upravljanjem nonimkomandama.

U reimima leta, kad je potrebna maksimalna snaga motora, za pogon RR bit e potrebno 5% do 15%raspoloive snage - to ovisi o veliini i konstrukciji helikoptera. Tako u helikoptera s motorom od7000 kW na RR otpada 800 kW, dok na helikopter s motorom snage 150 kW na RR otpada samo 7kW.

Upravljanjem potiska RR preko nonih komandi, a u svrhu pariranja okretnog momenta, mogue jeodravati pravac helikoptera tijekom voenja po zemlji, lebdenja te polijetanja i slijetanja. Potiskivanjenone komande vie nego to je potrebno da bi se suprotstavilo okretnom momentu dovodi doskretanja helikoptera po pravcu u stranu potiskivanja komande (lijeva nona komanda - skretanjeulijevo).

U letu se promjene pravca izvode otklonom cikline komande, a nonim komandama se odravakoordinirani let.

Kod nekih helikoptera okretni moment NR uravnoteuje se ugradnjom dodatnog NR ije se lopaticerotiraju u suprotnom smjeru, drugi imaju mlaznicu na kraju repnoga konusa, a neki zbog pogona nakrajevima lopatica ni ne stvaraju okretni moment.


37/79

27

Ipak, dominantna je koncepcija ona s repnim rotorom koji stvara potisnu silu u horizontalnoj ravnini.Mnogo imbenika utjee na konstrukciju repnog rotora, te se trebaju rijeiti jo u ranoj fazi izgradnjehelikoptera. U dananjim konstrukcijama helikoptera najee se koristi konvencionalni repni rotor s

lopaticama,fan-in-finizvedba (engl.fenestron, slika 5.2) ilifan-in-boomizvedba (NOTAR engl. NOTail Rotor). Osnovni kriterij za bilo koju izvedbu je da treba stvoriti dovoljnu potisnu ili vunu silu uhorizontalnoj ravnini, koja e uravnoteiti okretni moment nosivog rotora i jo najmanje 10% vikasile za kontrolu po pravcu pri punoj snazi motora. Osim toga, treba osigurati dovoljnu kontrolu popravcu u autorotaciji i upravljanje po pravcu pri malim brzinama leta za svaku kombinaciju ukupnemase helikoptera, visine leta i temperature zraka pri kojima se taj helikopter koristi.

Slika 5.2. Helicopter Eurocopter EC 120 Colibri s repnim rotorom tipa fan-in-fin (ili fenestron)

Osnovna prednost konvencionalnoga repnog rotora je da zahtijeva razmjerno malo snage motora,osigurava dobru kontrolu po pravcu i znatno prinosi smanjenju skretanja i poveanju stabilnosti popravcu u progresivnom letu. Nedostaci su: opasan je za ljude na zemlji koji se kreu blizu repne grede,a i lopatice repnog rotora su izloene kontaktu s preprekama i graevinama (drvee, ograde, ice)

zbog ega moe doi do oteenja, a time i otkaza repnog rotora. Veliki helikopteri su izbjegli tajproblem ugraujui repne rotore visoko iznad tla, ali za izloene lopatice koje se brzo okre u namanjim helikopterima tada su prikladna drugaija rjeenja.

Repni rotor se ugrauje uz vertikalni stabilizator ili u neku drugu povrinu konstrukcije helikopterakoja ima utjecaj na karakteristike repnog rotora. Osim toga, na repni rotor utjeu turbulentna strujazraka s NR, te s trupa. Takvo sloeno okruenje znai da su zahtjevi aerodinaminih karakteristikarepnog rotora drugaiji nego oni za nosivi rotor. Zbog toga je vrlo teko konstruirati repni rotor koji epokriti sve aerodinamine i strukturalne zahtjeve zajedno sa zahtjevima za stabilnost, kontrolu i masurepnog rotora.


38/79

28

5.2 Tendencija bonog pomicanja helikoptera

U reimu lebdenja helikopter ima tendenciju bonog pomicanja u desnu stranu (translatiranju udesno).

Ta tendencija (4) je posljedica potiska RR koji slui kao kompenzacija okretnog momenta ( slika5.3).

Slika 5.3. Tendencija i uravnoteenje bonoga kretanja helikoptera

Bono pomicanje pilot spreava naginjanjem NR u lijevu stranu (5) to stvara komponentu pogonskesile NR koja je usmjerena suprotno (ulijevo) od sile koja tei bonom pomicanju helikoptera (u desnustranu).

Pri konstrukciji helikoptera primjenjuje se vie tehnikih rjeenja koja pomau spreavanju bonogakretanja, a jedno od takvih je postavljanje transmisije tako da je vratilo NR kroz koje prolazi os vrtnjepostavljeno pod malim kutom prema vertikalnoj osi helikoptera.

5.3 Poloaj trupa helikoptera u lebdenju

U zglobnih rotora postoji odreen razmak izmeu glavnog vratila i mjesta gdje su spojene lopatice.Sila napetosti koju razvijaju lopatice NR u hvatitu tei odrati os vratila u okomitom poloaju uodnosu na ravninu okretanja lopatica NR (slika5.4(a)).

Kad je disk rotora nagnut ulijevo kako bi se parirala tendencija desnoga bonog pomicanja, truphelikoptera slijedi poloaj vratila i nagnut je u lijevu stranu (slika5.4(b)).


39/79

29

Slika 5.4. Odnos ravnine okretanja NR i osi vratila kod zglobnih rotora

U helikoptera s polukrutim rotorom, trup bi trebao ostati paralelan s horizontalnom ravninom zbogtoga to ne postoji razmak, odnosno udaljenost hvatita lopatice od osi rotacije (ili je ta udaljenostmala, kao to je to prikazano na slici 5.5(a)). Kako se hvatita lopatice nalaze praktiki na vratilu, onone slijedi naginjanje NR te stoga ne tee postavljanju u poloaj okomito na ravninu okretanja lopatica,kao to je to sluaj kod zglobnih rotora. Umjesto toga vratilo zadrava okomit poloaj u odnosu na

zemlju ak i kad je disk rotora nagnut ulijevo, kako bi se parirala tendencija desnoga bonogpomicanja ime bi se trebao zadrati paralelan poloaj trupa helikoptera prema horizontalnoj ravnini(slika5.5(b)).

Slika 5.5. Odnos ravnine okretanja NR i osi vratila kod polukrutih rotora


40/79

30

Unatotome, u reimu lebdenja i trup helikoptera s polukrutim rotorom nagnut je ulijevo. Kao to jeprije objanjeno, potisak RR djeluje u desnu stranu, kako bi se suprotstavio okretnom momentuhelikoptera. Zbog tendencije desnoga bonoga kretanja otklonom cikline komande ulijevo stvara se

sila na NR, koja djeluje ulijevo te time spreava tu tendenciju.

Sila koja s NR djeluje ulijevo jednaka je po iznosu sili potiska RR udesno, ali djeluje na ve ojudaljenosti od teita (krak), te tako stvara izraeniji moment od sile potiska RR. Kao posljedica toga,trup helikoptera nagnut je u lijevu stranu (to se oituje vie kod helikoptera s polukrutim rotorima negokod onih sa zglobnim rotorima).

Ako potisak RR djeluje u ravnini NR, poloaj trupa helikoptera nee se mijenjati (slika 5.6).

Slika 5.6. Poloaji trupa helikoptera u lebdenju

Vratilo NR kod polukrutih i zglobnih rotora moe imati konstruktivni kut prema naprijed u odnosu natrup helikoptera koji je zbog toga u pravocrtnom letu paralelan sa zemljom to dodatno smanjujeparazitni otpor. Zbog toga je tijekom lebdenja RR nii od ravnine okretanja NR, jer je povlaenjemcikline komande unazad potrebno sprijeiti tendenciju kretanja helikoptera naprijed.


41/79

31

6 Protok zraka kroz disk nosivog rotora

Kretanje molekula zraka u odnosu na neki objekt (predmet) stvara struju zraka koja djeluje na tajobjekt. Struja zraka koja djeluje na lopaticu NR moe se razlikovati od struje zraka koja djeluje na trupzrakoplova. Na trup helikoptera koji se nalazi u lebdenju bez utjecaja vjetra djeluje vertikalna iliinducirana struja zraka (UZ) koju stvara NR (slika 6.1).

Prema teoriji elementarnoga kraka (engl. Blade Element Theory - BET) razmatraju se sile na malomsegmentu polumjera lopatice NR (dr) (slika 6.1). Ukupna brzina optjecanja promatranog presjeka (U)za analizu veliina postavnoga i napadnogaa kuta promatranog presjeka lopatice rezultat je vertikalnebrzine (UZ) i tangencijalne brzine (UT), odnosno:

=

(6-1)

Tangencijalna brzina struje zraka na presjeku lopatice rotora u lebdenju jest njena obodna brzina i ovisio udaljenosti presjeka o osi rotacije. Za vrh kraka lopatice vrijedi da je UT = R i uzima se kaoreferentna brzina.

Slika 6.1. Brzine struje zraka i sile na presjeku kraka lopatice


42/79

32

Pri vertikalnom letu i u reimu lebdenja helikoptera, vertikalna brzina UZ zanemariva je u odnosu natangencijalnu brzinu UT, te vrijedi odnos:

= = (6-2)Tangencijalna brzina struje zraka koja djeluje na lopatice NR posljedica je rotacije kraka lopatice uravnini okretanja diska NR i smanjuje se razmahom, tako da je u osi vrtnje jednaka nuli ( slika 6.2).

Slika 6.2. Raspored tangencijalne brzine struje zraka u lebdenju

Inducirana brzina struje zraka je okomita u odnosu na rotor i posljedica je stvaranja uzgona. Za reimlebdenja helikoptera, a prema teoriji diska (engl. Momenthum theory), inducirana brzinaproporcionalna je snazi potrebnoj za lebdenje. Tonije, izraz za potrebnu snagu (6-3) pokazuje da seona poveava s induciranom brzinom:

= 2 (6-3)


43/79

33

Kako je snaga ovisna i o protoku zraka kroz disk rotora, za reim lebdenja uz konstantnu snagu vrijedisljedee:

to je protok zraka kroz disk rotora manji, inducirana brzina u lebdenju je vea, ili

to je protok zraka kroz disk rotora vei, inducirana brzina u lebdenju je manja.

To su temeljne konstrukcijske karakteristike svih helikoptera, jer odreuju dimenzije rotora ovisno osnazi potrebnoj za lebdenje. Vertikalni protok zraka pojavljuje se na udaljenosti od jednog promjerarotora iznad diska NR, te se ubrzava dok ne postigne konanu vrijednost na udaljenosti jednog do dvapromjera rotora ispod diska NR. Kut ukupne brzine struje zraka prema ravnini rotacije () naziva sekut nagiba struje (engl. inflow angle). Za male vrijednosti vrijedi:

(6-4)

Kut izmeu profila lokalnog presjeka i ravnine rotacije kraka lopatice () naziva se postavni kutpresjeka lopatice (engl. pitch angle). Kut izmeu profila lokalnog presjeka i ukupne brzine strujezraka () naziva se napadni kut presjeka lopatice (engl. blade section angle of attack). Iz slike 6.1jasnoje vidljivo da napadni kut ovisi o veliini vertikalne ili inducirane brzine struje zraka kroz rotor,odnosno da je:

= = (6-5)

Sile na elementarnom kraku u ravnini rotacije i okomito na nju su:

=

(6-6)

6.1. Protok zraka kroz disk nosivog rotora u napredujuem letu

Strujanje zraka u pravocrtnom napredujuem letu razlikuje se od strujanja zraka kroz rotor u lebdenju.U pravocrtnom napredujuem letu, ako se helikopter promatra kao statian objekt, zrak struji usuprotnom smjeru od smjera leta helikoptera. Zbog toga to se lopatice rotiraju jednolikom kutnom

brzinom , brzina optjecanja bilo kojeg promatranog elementarnog presjeka ili radijalnog dijelalopatice (dr) ovisi o trenutnom azimutnom poloaju lopatice (), obodnoj brzini (r) i brzini letahelikoptera (V).

Kod lijevo okreuih rotora u napredujuem letu stalnom brzinom, najvea brzina optjecanja lopaticepojavljuje se na desnoj strani diska NR, odnosno u =9. U azimutnom poloaju =18 brzinaoptjecanja jednaka je obodnoj brzini promatranog elementarnog presjeka, odnosno brzina leta ne utjeena brzinu optjecanja lopatice. Tako za vrh lopatice u tom poloaju vrijedi da je obodna brzina jednakaR. Najmanja brzina optjecanja lopatice pojavljuje se na lijevoj strani diska NR odakle ponovopoinje rasti da bi u poloaju iznad repnoga konusa ili azimutu =bila jednaka obodnoj brzini, tepostigla svoj maksimum ponovo na desnoj strani diska NR.


44/79

34

Lopatica na desnoj strani diska u =9kree se u istom smjeru kao i helikopter. Brzina kojom sezrak susree s tom, napredujuom, lopaticom jednaka je zbroju obodne brzine promatranogelementarnog presjeka ) i brzine napredujueg leta helikoptera (V). Ako se promatra vrhnapredujue lopatice u azimutu

=9 brzina optjecanja iznosi R+V (slika 6.3).

Lopatica na lijevoj strani diska kree se u istom smjeru kao i struja zraka koja je posljedicanapredujueg leta. Tako je brzina optjecanja nazadujue lopatice jednaka razlici obodne brzinepromatranog elementarnog presjeka lopatice (r) i brzine napredujueg leta helikoptera (V). Za vrhnazadujue lopatice u azimutu =18brzina optjecanja iznosi R-V.Lopatice koje se nalaze u azimutnim poloajima = i =18 (iznad repa i nosa helikoptera) nezatvaraju nikakav kut s dolazeom strujom zraka koja je posljedica kretanja helikoptera unapredujuem letu. Tako su brzine optjecanja vrhova lopatica u tim azimutnim poloajima jednakeobodnoj brzini (R).

Slika 6.3. Razlike u brzinama optjecanja NR kao posljedica kretanja helikoptera u napredujuem letu


45/79

35

Slika 6.4. Povrine diska NR gdje se ne stvara uzgon u napredujuem letu


46/79

36

6.2 Povrine na disku nosivog rotora u napredujuem letu

Promjene u brzinama optjecanja zraka na napredujuoj i nazadujuoj lopatici imaju znaajan utjecaj nadinamiku diska NR, kao to e to biti detaljnije objanjeno u pogl. 7. Razliite brzine optjecanja

elementarnih presjeka du raspona lopatice koja mijenja svoj azimutni poloaj rezultira razliitimaerodinamikim silama. Promatra li se disk rotora kao cjelina, mogue je izdvojiti karakteristinepovrine (slika6.4):

1. Povrina diska NR gdje se ne stvara uzgon, a ine je povrine obrnutog optjecanja,negativnoga gubitka uzgonai negativnog uzgona.

a.Povrina obrnutog optjecanja

U korijenu nazadujue lopatice nalazi se podruje gdje zrak optjee lopaticu od izlaznoga knapadnoj ivici. To se dogaa zbog toga to je brzina strujanja zraka koja se pojavljuje zbog

napredujueg leta veaod obodne brzine svakog elementarnog presjeka na tom dijelu lopatice(zbog malog polumjera). Ta se povrina protee od glavine rotora uzdu razmaha lopatice doprvog elementarnog presjeka u kojemu je obodna brzina jednaka brzini leta helikoptera.

b.Povrina negativnoga gubitka uzgona

Na povrini gdje se pojavljuje negativni gubitak uzgona obodna brzina presjeka lopatice veaje od brzine napredujueg leta, to spreava pojavu obrnutog optjecanja. Meutim, jo uvijekrazmjerno mala obodna brzina tih presjeka lopatice dovodi do manje tangencijalne brzinestrujanja zraka (UT), te na tom podruju najznaajniji utjecaj ima vertikalna ili induciranabrzina struje zraka (UZ). Zbog toga je vektor ukupne brzine optjecanja presjeka lopatice

postavljen pod velikim kutom (kut nagiba struje), pa ne vrijedi omjer iz izraza (6-4). Zbogtoga je elementarna aerodinamika sila usmjerena prema dolje, a zbog velikog dolazi doodvajanja strujnica s donje strane aeroprofila, te se to podruje naziva podrujem negativnogagubitka uzgona.

c.Povrina negativnog uzgona

Na toj povrini diska kombiniranim djelovanjem veih obodnih brzina elementarnih presjekalopatice i inducirane brzine struje zraka smanjuje se kut nagiba struje. Meutim, vektor ukupnestruje zraka je pod takvim koji ima za posljedicu da je elementarna aerodinamika sila i daljeusmjerena prema dolje (negativan uzgon). Zbog neto manjega kuta nagiba struje ne dolazi do

odvajanja strujnica s donje strane aeroprofila.

2. Povrina diska NR gdje se stvara uzgon potreban za let

Uzgon potreban za let i upravljanje helikopterom stvara se na cijeloj preostaloj povrinilopatice, odnosno diska NR. Na toj povrini diska vektor ukupne brzine optjecanja promatranihpresjeka, kao rezultat vertikalne (UZ) i tangencijalne brzine (UT) postavljen je tako daosigurava pozitivne napadne kutove. Pod odreenim uvjetima zbog prevelikih napadnih kutovau podruju blizu vrhova lopatice moe doi do pojave klasinoga gubitka ili sloma uzgona,odnosno do odvajanja strujnica s gornje strane aeroprofila.


47/79

37

6.3 Protok zraka kroz disk nosivog rotora u prelasku u napredujui let

Brzina protoka koja je posljedica nadolazeeg zraka u horizontalnom kretanju helikopterom iliposljedica eonog vjetra poveava uinkovitost NR.

Kako nadolazei zrak ulazi u rotor, sva vrtloenja ostaju iza njega, a kut struje zraka premahorizontalnoj ravnini pribliava se nuli. Time se poboljavaju performanse helikoptera u letu.

Poveanje uinkovitosti NR kao posljedica napredujueg leta naziva seprestrojenje strujnicana NR.

Kad helikopter prelazi iz lebdenja u napredujui let, repni rotor poveanjem brzine postajeaerodinamiki uinkovitiji zbog toga to radi na manje turbulentnom podruju koje je posljedicaprotoka zraka kroz NR. Poveanjem uinkovitosti poveava se i potisak repnog rotora, to ukombinaciji s poveanjem brzine leta dovodi skretanje helikoptera po pravcu ulijevo.

Slika 6.5. Optjecanje diska NR u prelasku iz lebdenja u napredujui let


48/79

38

Na slici 6.5.prikazana su optjecanja diska NR u iz reima lebdenja u napredujui let. Pri brzinama 2-3km/h vrtloni prstenovi se s poveanjem brzine poinju rasipati, a kut inducirane struje zraka premahorizontalnoj ravnini diska manji je nego u lebdenju.

Kut struje zraka prema horizontalnoj ravnini je minimalan pri brzinama od priblino 5 km/h. Zrak kojiprolazi kroz prednji dio diska rotora stvara vrtloenja koja se, kako se brzina napredujueg letapoveava, sve vie pomiu prema trupu helikoptera. Vrtloenja se nalaze kod vrhova lopatica naprednjem dijelu diska iznad nosa helikoptera.

Pri brzinama od 7 km/h vrtloenja su pomaknuta sve vie prema repu helikoptera, to omoguuje strujizraka kroz rotor smanjenje kuta prema horizontalnoj ravnini i ujednaeniji protok s poveanjem brzine.

Pri brzinama od 10 km/h, to ovisi o veliini, povrine lopatica i broja okretaja, NR helikopterapotpuno prevladava turbulentno podruje i zapoinje rad u razmjerno izjednaenoj struji zraka. Pritomse kut struje zraka u odnosu na horizontalnu ravninu sve vie smanjuje.

Horizontalna struja zraka smanjuje induciranu brzinu, a time i inducirani otpor. To dovodi dopoveanja napadnih kutova, odnosno poveanja uzgona.

Kako brzina helikoptera raste, poveava se nesimetrija uzgona na NR. Tako zbog pojave u nesimetrijiuzgona izmeu lijeve i desne strane diska NR helikopter ima tendenciju valjanja udesno (poglavlje6.1), a zbog pojave nesimetrije uzgona na prednjoj i stranjoj strani diska ima tendenciju pove anjauzdunoga kuta prema gora (poglavlje 6.2).

Te tendencije pilot treba na vrijeme sprijeiti, kako bi odrao poloaj diska NR dok helikopter prolaziraspon brzina pri kojemu se pojavljuje prestrojenje strujnica.

Daljnjim poveanjem brzina po prestrojenju strujnica te tendencije nestaju (brzine 15 km/h i vee).


49/79

39

7 Nesimetrije uzgona na disku nosivog rotora

7.1 Nesimetrija uzgona na lijevoj i desnoj strani diska

Zbog razliitih brzina optjecanja lopatica NR u razliitim azimutnim poloajima dolazi do razlikeuzgona na dijelu diska rotora na kojemu se lopatica kree suprotno od smjera leta i dijelu diska gdje selopatica kree u smjeru leta helikoptera. Takoer, na jednom dijelu povrine diska ne stvara se uzgon(toka 6.1 Strujanje zraka kroz rotor u napredujuem letu). Sila uzgona lopatice (FL(l)) moe se izrazitikao:

)= 12 U (7-1)gdje je U brzina optjecanja lopatice, a

srednja vrijednost koeficijenta sile uzgona za lopaticu rotora.

Pri brzinama napredujueg leta helikoptera od 200 km/h (55 m/s) kod rotora ije lopatice imajuobodnu brzinu 175 m/s razlika u brzini optjecanja napredujue lopatice (kree se u smjeru leta) inazadujue lopatice (kree se suprotno od smjera leta) bit e 110 m/s. Kako je sila uzgonaproporcionalna brzini leta (u ovom sluaju brzini optjecanja lopatice), tako e se kao posljedicarazliitih brzina optjecanja lopatica pojavljivati nesimetrija uzgona na disku rotora. Jedine promjenjiveveliine iz jednadbe (7-1) su brzina optjecanja i koeficijent uzgona lopatice. One trebaju bitimeusobno reciprono proporcionalne, odnosno trebaju se neprestano meusobno kompenzirati kakobi se u napredujuem letu izbjegla pojava nesimetrije uzgona diska.

Kutna brzina lopatica, izraena preko okretaja NR, i brzina leta helikoptera definiraju brzinu optjecanjalopatica. Premda se kutna brzina lopatica moe mijenjati unutar vrlo uskog podruja tolerancije(detaljnije pod tokom 10.4 Autorotacija), ovdje e se pretpostaviti da je ona konstantna. Zbog toga sui brzine optjecanja nazadujue i napredujue lopatice uvijek iste, odnosno razlika u brzini optjecanjaizmeu lopatica u = 9 i je konstantna. Kako bi se ona kompenzirala, potrebno jesmanjiti veliinu koeficijenta uzgona na napredujuoj lopatici (zbog vee brzine optjecanja), odnosnopoveati nazadujue lopatice (zbog manje brzine optjecanja).

Za male napadne kutove vrijedi linearna ovisnost koeficijenta sile uzgona o napadnom kutu. Dakle,promjenom postavnoga kuta (izravno dovodi do promjene napadnoga kuta lopatice) mogue jekompenzirati veu silu uzgona koja je posljedica vee brzine optjecanja, i obrnuto.

Promjena postavnih (a time i napadnih kutova) lopatica u svrhu izjednaavanja uzgona na disku NRpostie se mahanjem lopatica NR. Te promjene, za svaku lopaticu posebno, izvode se tijekom jednogperioda ili ciklusa rotacije, pa se zbog toga nazivaju i ciklinim promjenama postavnoga kuta. Tepromjene dovode do promjena u iznosu sile uzgona, ime se ostvaruje naginjanje diska NR a time iupravljanje helikopterom. Zbog toga se komanda za upravljanje oko uzdune i poprene osi nazivaciklina komanda.Mahanje lopatica je kretanje lopatica prema gore i prema dolje u odnosu na ravninu vrhova krakovarotora. Kod zglobnih rotora ono se obavlja oko horizontalnog zgloba ili zgloba mahanja. Samomahanje lopatica ili u vezi s ciklinom promjenom napadnih kutova moe eliminirati razlike uzgona nadisku, te time osigurati upravljiv let. U ovom poglavlju je objanjeno samo mahanje lopatica koje sepojavljuje zbog razliitog optjecanja napredujue i nazadujue lopatice.


50/79

40

7.1.1 Posljedica razlike u brzinama optjecanja na mahanje lopatice

Napredujua lopatica u azimutnom poloaju susree se sa strujom zraka koja je posljedica

napredujueg leta helikoptera. Zbog toga je brzina optjecanja napredujue lopatice jednaka zbrojunjene obodne brzine i brzine leta helikoptera. Zbog vee brzine optjecanja pojavljuje se i vea silauzgona (izraz 7-1), to dovodi do kretanja lopatice prema gore (mahanja prema gore).

Lopatica postie maksimalnu brzinu mahanja prema gore u poziciji gdje postoji maksimalna brzinaoptjecanja, a to je u azimutnom poloaju . Na nazadujuoj lopatici pojavljuje se manja brzinaoptjecanja jer se obodna brzina i brzina leta helikoptera meusobno oduzimaju.

Zbog manje brzine optjecanja na nazadujuoj lopatici stvara se manja sila uzgona tako da zbog togalopatica ima tendenciju sputanja, odnosno mahanja prema dolje. Lopatica postie maksimalnu brzinumahanja prema dolje u poziciji gdje postoji minimalna brzina optjecanja, a to je u azimutnom poloaju .Zbog faznog pomaka od 90 izmeu pobude i odaziva, napredujua lopatica koja ima maksimalnubrzinu mahanja prema gore u = 9nastavlja s podizanjem sve dok ne postigne svoj maksimalniotklon prema gore. Zbog postojanja faznog pomaka, taj poloaj se nalazi u =18.Nazadujua lopatica reagira na maksimalnu brzinu mahanja prema dolje u azimutnom poloaju=na nain da nastavlja sa sputanjem sve dok ne postigne svoj maksimalni otklon prema dolje.Zbog postojanja faznog pomaka, taj poloaj se nalazi u =.Maksimalni otklon lopatice prema gore u azimutnom poloaju

=18i maksimalni otklon lopatice

prema dolje u azimutnom poloaju = dovode do nagiba diska NR prema nazad. Time je ipogonska sila NR usmjerena prema nazad, odnosno propulzivna komponenta djeluje u suprotnomsmjeru od smjera kretanja helikoptera.

7.1.2 Promjena napadnih kutova kao posljedica mahanja lopatica

Mahanje lopatice prema gore i prema dolje dovodi do promjene napadnih kutova lopatice, to imaizravnu posljedicu na silu uzgona (slika7.1).

Na napredujuoj lopatici pojavljuje se vertikalna komponenta brzine struje zraka kao posljedica

mahanja odnosno kretanja lopatice prema gore. Ona stvara uinak poveanja inducirane brzine strujezraka, to za posljedicu ima manji napadni kut. Kretanje prema gore stoga smanjuje napadni kutlopatice (preko zgloba uvijanja), ime se kompenzira vei iznos sile uzgona kao posljedice vee brzineoptjecanja lopatice u = 9.Na nazadujuoj lopatici u = , vertikalna komponenta brzine struje zraka takoer je posljedicamahanja lopatice ali prema dolje. Time se stvara uinak smanjenja inducirana brzina struje zraka,odnosno poveava se napadni kut. Kretanje prema dolje stogapoveavanapadni kut lopatice (takoerpreko zgloba uvijanja), ime se kompenzira manji iznos sile uzgona kao posljedice manje brzineoptjecanja lopatice u = .


51/79

41

Mahanjem lopatica prema gore i prema dolje ne mijenja se ukupna sila uzgona koju stvara NR, jerlopatice mau na nain da stvore ravnoteu.

Valja napomenuti da je postavni kut lopatica () u primjeru sa slike7.1.konstantan, bez obzira na to u

kojemu se azimutnom poloaju lopatica nalazila. Razliitim postavnim kutovima u razliitimazimutnim poloajima mogue je pobuditi mahanje lopatica na nain da se ostvari naginjanje diskarotora u eljenom smjeru leta, odnosno omoguuje se upravljanje oko uzdune i poprene osihelikoptera.

Slika 7.1. Promjene napadnih kutova kao posljedica mahanja lopatica


52/79

42

7.1.3 Ciklina promjena postavnih kutova lopatica u funkciji upravljanja nagibom diska

Mahanjem lopatica mogue je upravljati poloajem diska NR. Na taj se nain usmjeruje vektorpropulzivne sile NR u eljenom smjeru leta.

Kao to je to objanjeno pod tokom 7.2, napredujua lopatica mae prema gore te postie maksimalniotklon prema gore u azimutnom poloaju . Meutim u napredujuem letu najnia toka diskaNR treba biti upravo u tom azimutnom poloaju, to znai da lopatica koja napreduje treba mahatiprema dolje umjesto prema gore.

Kako je srednja vrijednost koeficijenta uzgona lopatice izravno povezana s napadnim kutom, lopaticae mahati prema dolje ako postavni kut (a time i napadni kut) ima minimalnu vrijednost u azimutnompoloaju . Zbog faznog pomaka lopatica postie svoj maksimalan otklon prema dolje upravo upoloaju , odnosno iznad nosa helikoptera.

Za nazadujuu lopaticu vrijedi suprotan princip. Kako najvia toka diska NR treba biti u azimutu ili iznad repa helikoptera, potrebno je poveati postavni kut lopatice u azimutnom poloaju= kako bi se maksimalni otklon prema gore, zbog faznog pomaka, postigao u azimutnompoloaju =.Te promjene postavnih kutova lopatica postiu se pomakom cikline komande upravljanja premanaprijed. Time je sprijeeno naginjanje diska rotora unazad, a koje je posljedica razlike u brzinamaoptjecanja lopatica u napredujuem letu.

Pomaci cikline komande imaju za posljedicu promjene postavnih kutova svake pojedine lopatice,ime se mijenjaju napadni kutovi. Pritom je vano uzeti u obzir fazni pomak kako bi se izmeu pobude

(najmanji napadni kut) i odziva (maksimalni otklon lopatice prema dolje) osigurao eljeni nagib diskarotora.

Tako se pomakom cikline komande prema naprijed smanjuje postavni kut lopatice u azimutu =90.Istodobno se poveava postavni kut lopatice u azimutu =.Najmanji postavni kut u azimutnom poloaju =9smanjujevrijednost koeficijenta uzgona, a time isilu uzgona lopatica u tom poloaju. Zbog toga lopatica mae prema dolje. Maksimalna brzinamahanja prema dolje je u poloaju lopatice u kojemu je napadni kut najmanji, to je u ovom sluajuazimut =9. Zbog faznog pomaka maksimalni otklon lopatice prema dolje pojavit e se uazimutnom poloaju

=18ili iznad nosa helikoptera.

Najvei postavni kut u azimutnom poloaju =poveava vrijednost koeficijenta uzgona, a time isilu uzgona lopatice u tom poloaju. Zbog tog lopatica mae prema gore. Maksimalna brzina mahanjaprema gore je u poloaju gdje je napadni kut najvei, to je u ovom sluaju =. Zbog faznogpomaka maksimalni otklon lopatice prema gore javiti e se u azimutnom poloaju =ili iznad repahelikoptera.

Poloaj maksimalnih otklona lopatica prema dolje u =18 i poloaj maksimalnih otklona lopaticaprema gore u =ima za posljedicu naginjanje diska NR prema naprijed, a time i naginjanje vektorapogonske sile NR prema naprijed.


53/79

43

Kako se brzina leta helikoptera poveava, zbog razliitih brzina optjecanja - a time i razlika u siliuzgona na disku NR napredujua lopatica imat e tendenciju mahanja prema gore, a nazadujualopatica mahanja prema dolje. Zbog tog efekta bi disk rotora ponovo imao tendenciju naginjanjaunazad, suprotno od smjera leta.

Kako bi se to sprijeilo, poveanjem brzine napredujueg leta helikoptera pilot treba neprestanopotiskivati ciklinu komandu prema naprijed.

Slika 7.2. Odnosi promjene napadnih kutova lopatica s pomakom CP

Na slici 7.2. prikazane su promjene postavnih kutova lopatica s pomakom cikline komande premanaprijed poveanjem napredujue brzine leta.

U lebdenju, ciklina komanda se nalazi u (uvjetnom) neutralnom poloaju za lebdenje i postavnikutovi napredujue i nazadujue lopatice su jednaki.

Pri malim brzinama napredujueg leta, pomak cikline komande prema naprijed smanjuje postavni kutnapredujue lopatice, a poveava postavni kut nazadujue. To ima za posljedicu blago naginjanje diskarotora prema naprijed.

Pri veim brzinama napredujueg leta, pilot kontinuiranim potiskivanjem cikline komande prema

naprijed dodatno smanjuje postavni kut napredujue lopatice, a poveava postavni kut nazadujuelopatice. Posljedica je dodatno naginjanje diska rotora prema naprijed i, zbog toga, poveanjenapredujue brzine leta.


54/79

44

7.2 Nesimetrija uzgona na prednjoj i stranjoj strani diska

Razliit protok zraka kroz prednji i stranji dio NR pojavljuje se zbog naginjanja diska NR premanaprijed kad se helikopter nalazi u napredujuem letu (za razliku od razliitog optjecanja lopatica na

lijevom i desnom dijelu diska rotora koje je posljedica brzine napredujueg leta).

Zrak koji prolazi kroz ravninu diska rotora u napredujuem letu, pod utjecajem rotora se neposrednoprije prolaska usmjeruje prema dolje, ime se osigurava vertikalna brzina struje zraka. Ako je putkojim estica zraka putuje pod utjecajem rotora dui, to je i vertikalna brzina te estice vea. Zbog togaje na prednjem dijelu diska struja zraka kroz rotor priblino horizontalna, dok na stranjem dijelu diskaima primjetnu vertikalnu brzinu prema dolje. Posljedica je razlika u induciranoj brzini struje )krozrotor na prednjem dijelu (tamo je ona manja) i stranjem dijelu (vea) (slika7.4).

Slika 7.4. Inducirana brzina struje zraka kroz disk rotora

Vea inducirana brzina struje zraka kroz stranji dio diska smanjuje napadne kutove lopatica. Manjainducirana brzina struje zraka kroz prednji dio diska poveava napadne kutove lopatica.

Vei napadni kut lopatice na prednjem dijelu diska NR (oko azimutnog poloaja 180) pove ava siluuzgona lopatice. Poveani uzgon lopatice u azimutu uzrokuje pobudu u smislu mahanjalopatice prema gore. Zbog faznog pomaka odaziv na pobudu pojavljuje se kao maksimalni otklonlopaticeprema gorena lijevoj strani diska (oko = ).Manji napadni kut lopatice na stranjem dijelu diska NR (oko azimutnog poloaja 0) smanjuje sileuzgona lopatice. Smanjeni uzgon lopatice u azimutu =uzrokuje pobudu mahanja lopatice prema


55/79

45

dolje. Zbog faznog pomaka odaziv na pobudu pojavljuje se kao maksimalni otklon lopatice premadoljena desnoj strani diska (oko ).

Maksimalni otklon lopatice prema gore na lijevoj strani i maksimalni otklon lopatice prema dolje na

desnoj strani diska dovode do naginjanja diska rotora u desnu stranu (valjanje helikoptera udesno okopoprene osi). Pri malim brzinama leta to valjanje nije izraeno, ali se treba kompenzirati zbognaginjanja vektora propulzivne sile NR u desnu stranu.

Nagib diska rotora u desnu stranu, a kao posljedica nesimetrije uzgona na prednjem i stranjem dijeludiska, kompenzira se otklonom cikline komande u suprotnu stranu (lijevu). Time je mogue sprijeitivaljanje i zadrati eljenu putanju leta.

Otklon cikline komande u lijevu stranu, kao posljedica spreavanja desnog valjanja, smanjujepostavne kutove lopatica u azimutnom poloaju , poveava ih u azimutu .

Poveanjem brzine napredujueg leta poveava se i razlika u sili uzgona na prednjem i stranjem dijeludiska rotora. Zbog toga je potrebno dodatnim otklonom cikline komande sprijeiti izraenijutendenciju naginjanja diska rotora u desnu stranu.

Na veim brzinama leta, razlika uzgona prednjeg i stranjeg dijela diska NR je manja. Razlog je to toje struja zraka kroz ravninu rotora ujednaena, pa je manja razlika u induciranoj brzini. Zbog toga jeotklon cikline komande u funkciji spreavanja desnog valjanja helikoptera potrebno smanjiti radizadravanja eljene putanje leta.


56/79

46

8 Lebdenje helikoptera

Lebdenje je reim leta helikoptera u kojemu se odrava stalno mjesto (pozicije) iznad odreene toke,obino na nekoj manjoj visini iznad tla. Lebdenje je primarni reim leta helikoptera jer je, u velikojmjeri, preduvjet za polijetanje i slijetanje.

Kako bi se uspostavio taj reim leta, pogonska sila diska rotora treba biti po iznosu jednaka teinihelikoptera (slika 2.1). Kako je u lebdenju potrebno da su pogonska sila i teine helikoptera uravnotei, svaka promjena tog stanja dovodi do vertikalnog uzdizanja odnosno sniavanja. Poveanjepostavnih kutova preko kolektivne komande upravljanja, uz osnovni uvjet stalne kutne brzine lopatica,rezultira dodatnim vertikalnim potiskom. Prema istom principu, smanjenje postavnih kutova izazivasniavanje. Zbog toga reim lebdenja pripada u dio vertikalnog leta helikoptera. U uvjetima bez vjetraravnina vrhova lopatica NR ostaje u horizontalnom poloaju u odnosu na tlo iznad kojega se helikopterodrava u reimu lebdenja.

Lebdenje pod utjecajem tla ilipodutjecajemzranog jastuka(engl. in-ground effect - IGE) iskoritavameudjelovanje brzine inducirane struje zraka koju stvara NR i povrine tla te je izraenije to sehelikopter nalazi blie tlu.

Hel

novak, radisic - teorija leta helikoptera - prirucnik

Documents