полет вертолета - теория.

[семен семеныч]

поиски теории поведения вертолета, как жесткого тела в пространстве дали мало, интересует не основной ротор со всеми подробностями: гироскопическая прецессия, маховые движения лопастей и т.д.
а разложение сил действующих на вертолет, точки их приложения, моменты и т.д.

по моему часть  ответа содержится в первом абзаце:Модель динамики вертолета: http://www.digitalcombatsimulator.com/index.php?lang=ru&end_pos=950

[семен семеныч]

наводящий вопрос: как себя ведет модель при брошенных стиках, (в соответствии с законами физики?) а точнее почему?

[_k0t_]

Я не знаю, но вдруг поможет? Что-то у меня ещё было. Посмотрю.
PS: А если не секрет, зачем вам? Симулятор хотите написать?

[семен семеныч]

существуют разные мнения и подходы к оценке поведения модели, например что модель самостабилизируется за счет силы тяжести или ведет себя как подвешенная за центр ротора и т.д.
 и вообще мы имеем гироскоп (механический) который при отсутствии циклического шага должен сохранять ориентацию в пространстве, а при попытке наклона его оси, как гироскоп должен заваливаться в направлении перпендикулярном приложенной силе и т.д.
 хотелось бы получить какое-то понимание поведения вертолета, основываясь на законах физики т.к. здравый смысл тут подводит.

[семен семеныч]

с точки зрения гироскопического эффекта интересно поведение соосника  или двухвинтового вертолета со встречным направлением вращения винтов, гироскопический эффект должен перехлестывать лопасти винтов или сворачивать корпус при маневрах.

[AlexSr]

Для некоторого "погружения"   в вопросы поведения вертолёта, приведу одну цитату из книги "Helicopter Theory" Wayne Jonson (C) Princeton University Press. ( 1032 страницы текста! )

В анализе аэроупругости вертолета имеются два основных направления: отыскание собственных значений в
линеаризованной задаче и построение переходных процессов в нелинейной задаче. Основная проблема заключается в решении
уравнений движения, которое ввиду сложности моделей должно выполняться в численном виде.
Нелинейный анализ аэроупругости вертолета обычно состоит из следующей последовательности вычислений. Исходными
данными являются описание несущего винта вертолета и режима полета. Выходные параметры зависят от рассматриваемой
задачи (характеристики несущего винта, нагрузки на лопасть, возмущенное движение вертолета и т. д.). На каждом шаге анализа вычисляются геометрия вихревой системы, индуктивные скорости и аэродинамические силы на несущем винте и фюзеляже с использованием простой или сложной модели каждого элемента в соответствии с характером задачи. После интегрирования уравнений движения для определения реакции несущего винта и фюзеляжа дается приращение времени и вычисления повторяются. Итерационный процесс продолжается до тех пор, пока не будет получено периодическое решение для установившегося режима полета или определен соответствующий переходный процесс. Такой прямой подход в случае сложных моделей требует огромного количества вычислений. Поэтому большое внимание уделяется разработкам более эффективных вариантов указанной процедуры в соответствии с исследуемой проблемой и имеющимися вычислительными возможностями.
Важный особый случай представляют задачи аэроупругости для установившихся режимов полета, включающие определение
летно-технических характеристик, аэродинамических нагрузок, нагрузок на лопасти и систему управления и вибраций. Поскольку в этом случае решение является периодическим и движения лопастей идентичны, непосредственное вычисление выходных параметров в функции времени неприемлемо. Следовательно, итерационная процедура анализа должна быть изменена для улучшения эффективности вычислений. Основным принципом ее изменения является сведение к минимуму количества и продолжительности связанных с интенсивными вычислениями шагов, требуемых для получения устойчивого решения. В качестве примера рассмотрим задачу определения неравномерного поля индуктивных скоростей. При прямом подходе индуктивный поток определяется на каждом шаге вычислений до тех пор, пока аэродинамические нагрузки и маховое движение лопастей не сходятся к периодическому решению. Однако индуктивный по-
ток не очень чувствителен к небольшим изменениям нагрузки и движения несущего винта. Таким образом, расчет индуктив-
ного потока может быть отделен от расчета периодических аэродинамических нагрузок и махового движения лопастей.
Вначале вычисляется распределение индуктивных скоростей по всему диску несущего винта, а затем уравнения движения инте-
грируются за столько оборотов, сколько требуется для получения сходящегося решения. Этот основной цикл повторяется, причем
требуются только две или три итерации для уточнения распределения индуктивных скоростей, обеспечивающего сходимость
решения для индуктивного потока и махового движения. В результате объем вычислений существенно уменьшается по срав-
нению с прямым подходом. Другие элементы анализа аэроупругости, такие, как определение геометрии деформированной ви-
хревой системы, могут выполняться аналогичным образом. Даже для реакции вертолета на установившихся режимах полета
имеется много вариантов решения, но наилучшим оказывается тот, в котором значительная роль отводится повышению эффек-
тивности вычислений.
Реакция несущего винта с учетом аэроупругости может быть определена для заданного положения управления. Однако ре-
жим задается такими параметрами, как скорость и полетная масса, а не положением управления. Следовательно, дополни-
тельно к анализу должен быть выполнен расчет балансировочных параметров, включающий итерационные вычисления поло-
жения управления для достижения равновесия сил и моментов на несущем винте или на вертолете. Если рассматривается толь-
ко несущий винт, то три параметра управления, а именно общий шаг и коэффициенты циклического шага (продольный и по-
перечный) определяют значения балансировочных параметров, например тяги несущего винта и наклона плоскости концов ло-
пастей (или тяги, пропульсивной и поперечной сил). Если рассматривается вертолет в целом, то для уравновешивания шести
сил и моментов на вертолете необходимо задать шесть параметров управления: общий шаг, продольный и поперечный цикли-
ческие шаги, положение педалей управления и углы тангажа и крена фюзеляжа. Расчет балансировочных параметров заклю-
чается в сравнении текущих значений сил и моментов на вертолете с заданными и таком изменении управляющих параметров,
чтобы заданные значения получились при следующем цикле. Эти шаги повторяются до тех пор, пока не будут получены зна-
чения сил и моментов в пределах допустимых отклонений от заданных значений. Для определения требуемых приращений
параметров управления необходимо знать производные сил на вертолете по параметрам управления. Эти производные могут
быть либо получены простым анализом, либо вычислены перед итерацией путем задания приращения параметров управления
на определенную величину с последующим определением приращения сил. Последний способ особенно подходит для расчетов
предельных режимов полета. Нахождение одного балансировочного параметра, например значения общего шага при
заданной тяге несущего винта, не составляет сложности. Нахождение шести балансировочных параметров по шести силам
и моментам на вертолете значительно сложнее с учетом требования сходимости решения. Желательно иметь начальные
значения параметров, близкие к требуемым, задавать небольшие приращения управлению и корректировать значения про-
изводных, но все это увеличивает объем необходимых вычислений.
 

2 - И самое главное! Всё это (выше приведённое) имет не совсем прямое отношение к МОДЕЛЯМ вертолётов. По ряду весьма существенных причин:
а) наличие управляемого флай-бара на моделе...
б) очень высокой удельной жёсткости лопастей модельного вертолёта и отсутствию шарниров...
в) различным физическим условиям (числа Ре, удельные нагрузки ...) работы модели и полноразмерного вертолёта...
г) наличие у модели значительных (очень больших, относительно её масштаба) люфтов в управлении ....
....

[семен семеныч]

спасибо.

[AlexSr]

Всё же, дам ещё пояснительный комментарий к вот этому :

Если рассматривается вертолет в целом, то для уравновешивания шести сил и моментов на вертолете необходимо задать шесть параметров управления: общий шаг, продольный и поперечный циклические шаги, положение педалей управления и углы тангажа и крена фюзеляжа. Расчет балансировочных параметров заключается в сравнении текущих значений сил и моментов на вертолете с заданными и таком изменении управляющих параметров, чтобы заданные значения получились при следующем цикле. Эти шаги повторяются до тех пор, пока не будут получены значения сил и моментов в пределах допустимых отклонений от заданных значений.

Важный термин: "балансировочный параметр", "состояние баланса сил" ... и т.п.
О чём идёт речь?
При взаимодействии шести сил и моментов (3-и силы и момента на роторе + 3-и силы и момента на массе "тушки") во многих ситуациях существуют устойчивые состояния (состояние баланса! При этом - их множество.), при которых одни силы - уравновешивают другие.
Простой пример - это полёт вертолёта по прямой. Циклический шаг создаёт момент на роторе который приводит к наклону фюзеляжа, создающего в свою очередь противодействующий ему (ц.шагу) момент, что в результате и порождает движение вперёд.
То есть, моменты - уравновешены, силы основные - то же. Но результатом этого состояния является возникновение пропульсивной (двигающей вперёд) силы, которой при висении (другое состояние равновесия) - нет!

К сожалению, теория "больших" вертолётов очень заметно ориентирована на их специфику. Например винт с "жёсткой" лопастью рассматривается, но не настолько жёсткой - как в моделе. Но да же такой, безшарнирный винт - описывается и ведёт себя заметно по другому. Так же не рассматривается 2-х лопастной ротор, а если и рассматривается, то с центральным качающимся шарниром (как флайбар). И то же говорится о его значительных отличиях от "классического ротора" со всеми шарнирами и гибкими лопастями.

Так что, готового ответа на наши вопросы, пожалуй нет! Чистую теорию это раньше интересовало мало (не было возможности реализации "модельной" схемы), возможно более современные разработки и исследования будут ближе.

[Громовержец]

Возможно поможет.

http://forum.rcdesign.ru/f19/thread70404.html

[AlexSr]

  И чем это поможет??   

[AlexSr]

Продолжим цитировать:

15.1. УПРАВЛЯЕМОСТЬ
Управляемость вертолета определяется возможностью создавать на нем силы и моменты для достижения двух целей:
во-первых, для обеспечения равновесия сил и моментов, а следовательно, и возможности удерживать вертолет на желаемом
установившемся режиме полета;
во-вторых, для создания ускорений, а следовательно, и возможности изменять скорость полета и пространственное и угловое положение вертолета. Как и у самолета, управляемость вертолета обеспечивается в основном путем создания моментов по тангажу, крену и рысканию.
Имеется также рычаг управления мощностью двигателя. Кроме того, на вертолете предусмотрено непосредственное управление
силой тяги, обеспечивающее возможность выполнения вертикального взлета и посадки. Этот дополнительный орган управления расширяет возможности вертолета, однако в то же время и усложняет задачу пилотирования. Некоторое упрощение этой задачи обычно достигается путем установки регулятора частоты вращения несущего винта, автоматически воздействующего на рычаг управления мощностью двигателя.
Для изменения параметров движения при полете вперед желательно иметь на вертолете непосредственное управление моментами, тогда как на режиме висения и при малых скоростях полета для изменения скорости и положения вертолета предпочтительнее непосредственное управление силами. Такое управление, однако, имеется только для вертикальной скорости.
Продольная и поперечная скорости вертолета на режиме висения изменяются путем создания моментов по тангажу и крену относительно центра масс вертолета, что представляет собой более трудную задачу. Летчик, воздействуя на рычаги управления, непосредственно изменяет углы тангажа или крена, в результате чего возникают продольная или поперечная сила, а затем и желаемое изменение скорости вертолета. Между силами и моментами, порождаемыми управляющими воздействиями, обычно имеется существенная взаимосвязь, так что любое управляющее воздействие для создания нужного момента требует некоторых компенсирующих воздействий по другим осям. Вертолет без системы автоматического повышения устойчивости не обладает ни статической, ни динамической устойчивостью, особенно на режиме висения. Поэтому сам летчик должен осуществлять управляющие обратные связи для стабилизации вертолета, что требует от него постоянного внимания. Использование автоматических систем для улучшения характеристик устойчивости и управляемости вертолета всегда желательно, а для ряда его применений — существенно важно, но такие системы увеличивают стоимость и усложняют конструкцию вертолета.
Несущий винт почти универсально используется для управления вертолетом. В поступательном полете находят применение и невращающиеся аэродинамические поверхности, такие, как стабилизатор и руль высоты. Были попытки применить аэродинамические поверхности, работающие в потоке от несущего винта, для управления вертолетом на режимах висения и поступательного полета, но ни одна из них не оказалась удачной.
Управление несущим винтом осуществляется изменением циклического и общего шагов. Изменение общего шага соответствует изменению среднего угла атаки лопастей и величины силы тяги. Изменение циклического шага представляет собой изменение угла установки лопасти с частотой оборотов, что приводит к наклону плоскости концов лопастей. При этом вместе с плоскостью концов лопастей наклоняется вектор тяги, создавая момент относительно центра масс вертолета, лежащего ниже втулки несущего винта. На бесшарнирном несущем
винте и винте с разносом ГШ лопастей одновременно с наклоном плоскости концов лопастей создается момент на втулке.
Таким образом, изменение общего и циклического шагов позволяет эффективно управлять величиной и направлением вектора тяги несущего винта.

[AlexSr]

15.2. УСТОЙЧИВОСТЬ
Рассмотрим далее такие пилотажные качества вертолета, как динамическая устойчивость и реакция его как твердого тела на отклонение управления. При анализе динамики полета учитываются шесть степеней свободы твердого тела. Поскольку несущий винт является важным объектом анализа, необходимо рассматривать также и его степени свободы, в частности маховое движение лопастей. Для последующего анализа вводятся два основных допущения. Во-первых, предполагается, что продольное и боковое движения вертолета можно рассматривать раздельно, что уменьшает вдвое число учитываемых степеней свободы. . Во-вторых, динамика несущего винта учитывается только в области низких частот, что не добавляет к системе дополнительных степеней свободы. Таким образом, несущий винт рассматривается лишь как источник сил и моментов на втулке, возникающих вследствие перемещений вала винта и отклонений органов управления. Получаемая при этом модель вертолета не является точной. Одновинтовой вертолет в отличие от двухвинтовых поперечной или соосной схемы не имеет поперечной симметрии, вследствие чего возникает существенная взаимосвязь продольного и бокового движений. При некоторых условиях одни низкочастотные реакции несущего винта не дают адекватного описания влияния винта на динамику вертолета. Тем не менее модель вертолета с двумя указанными допущениями сохраняет основные черты динамики его полета,
являясь в то ж время достаточно простой для аналитических исследований. Учет лишь низкочастотных свойств винта обычно является приемлемым допущением и для более сложного анализа.
Ввиду того что пилотажные  качества вертолета на висении и при полете вперед различны, эти два режима полета анализируются раздельно. Анализ режима висения более прост вследствие осевой симметрии обтекания несущего винта на вертикальных режимах. Анализ в основном выполняется применительно к вертолету одновинтовой схемы (с рулевым винтом);
для двухвинтовой продольной схемы вводятся необходимые дополнения. Еще одно важное допущение заключается в предположении о постоянстве частоты вращения несущего винта, что обеспечивается действиями летчика или автоматическим регулятором частоты вращения.

15.3.1. УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ
Рассмотрим движение одновинтового вертолета с рулевым винтом как жесткого тела на режиме висения. Предположим, что вертолет полностью осесимметричен, так что вертикальное и продольно-поперечное движения полностью развязаны. Такое разделение представляет собой основное, свойство несущего винта на висении, полностью определяющее не только динамические, но и пилотажные характеристики на этом режиме, хотя, строго говоря, вертолет не является осесимметричным.
Будем использовать связанную прямоугольную систему координат, начало которой совпадает с центром масс вертолета.
Ось z направлена вертикально вниз, причем центр масс находится точно под втулкой несущего винта. Ось х направлена вперед, ось у— вправо1). Предполагается, что эти оси одновременно являются главными осями инерции вертолета, а инерционной взаимосвязью между креном и рысканием можно пренебречь. Влияние рулевого винта на все движения, кроме рыскания, не учитывается, и движение рыскания рассматривается изолированно. Вертолет при продольном перемещении несимметричен, поскольку правая и левая стороны несущего винта находятся в разных условиях. Однако в данном анализе, по крайней мере первоначально, продольное и поперечное движения будем полагать также несвязанными.
 
На рис. 15.1 показана связанная с вертолетом система координат. Возмущенное движение центра масс имеет составляющие х_B, у_B и z_B; отклонения вертолета по крену, тангажу и рысканию относительно центра масс обозначаются эйлеровыми углами ф_В, Q_B и f_B.
Втулка несущего винта находится на расстоянии h над центром масс, рулевой винт расположен на плече Lрв. Линейные и угловые перемещения втулки несущего винта выражаются следующим образом:
х_ВТ = — х_B + hQ_B,
y_BT = y_B + hф_B,
z_BT = — z_B,
a_x = — ф_B,     a_y=Q_B,    a_z = —f_B

Угловые скорости вертолета в пренебрежении балансировочными углами тангажа, крена и рыскания равны:
 р = ф_B,    q = Q_B    и    r = f_B

Составляющие возмущения линейной скорости равны:
 u = х_B,     v=y_B    и     w = z_B.

....

Для режима висения разделим динамику несущего винта на вертикальную и продольно-поперечную группы движений.
.....
Основной силой на втулке является составляющая тяги в плоскости вращения, возникающая при наклоне плоскости концов лопастей. Вместе с моментом на втулке она создает полный момент относительно центра масс вертолета, равный :
....
где последний член обусловлен силами на втулке в плоскости вращения. Моменты по тангажу и крену играют более важную
роль в динамике вертолета, чем силы на втулке в плоскости вращения. Отметим, что для шарнирного винта моменты и силы на втулке пропорциональны друг другу и определяются в основном маховым движением лопастей. Продольный и поперечный наклоны плоскости управления дают соответственно моменты тангажа и крена относительно центра масс, которые летчик использует для управления вертолетом.
Продольная скорость втулки х_В приводит к возникновению силы С_H в плоскости вращения, противодействующей движению, и соответствующего момента тангажа, определяющего устойчивость вертолета по скорости. Аналогично поперечная сила С_Y, возникающая вследствие поперечной скорости у_B, создает момент крена, подобный моменту крена на самолете вследствие V-образности крыла. Таким же образом несущий винт реагирует на продольные и поперечные порывы ветра. Угловая скорость вертолета приводит к возникновению момента тангажа вследствие отставания плоскости концов лопастей от оси вала, и аналогично угловая скорость крена создает момент
крена. Эти моменты демпфируют угловое движение вертолета.
При увеличении частоты v > 1 в случае применения разноса ГШ или бесшарнирных лопастей происходит, во-первых, увеличение моментов на втулке (особенно для бесшарнирных лопастей) и, во-вторых, появление взаимосвязи между продольным и поперечным движениями (поскольку N*?0).
...

[семен семеныч]

спасибо. 
мне почему-то кажется что модель абсолютно одинаково устойчива (скорее неустойчива) и в нормальном и в инверсном полете. т.е. положение центра тяжести никак не влияет на управляемость и удержание.

[AlexSr]

Если бы масса (а соответственно и вес) и положение ц.м. никак не влияли бы на устойчивость вертолёта, то МИ-8 легко бы крутил бочки и флипы, поднимался на 20 тысяч метров и перевозил полные железнодорожные вагоны...   Однако, даже копийная модель вертолёта летает совсем не так, как спортивная!
А соосник? Он то чем так уж отличается? Почему он так устойчив? Тогда и он - должен быть абсолютно неустойчив и нестабилен!

Влияет, и ещё как! Так же - как и на всё остальное, что подвержено силе тяжести на земле.

Повторю мысль которую озвучивал на РСдизайне. Она банальна, но почему то никак не укладывается в голове у Вас:
Масса имеет моменты инерции, а ВЕС - создаёт моменты СИЛЫ.
Вот ТОЛЬКО благодаря взаимодействию этих моментов (и сил) с моментами и силами на роторе - вертолёт и способен летать.

Подумайте хорошенько, смогут ли космонавты (астронавты) на борту МКС летать на ру вертолёте? А висеть?
Атмосфера - есть. А силы тяжести - нет!
...  нет?
А почему?

А теперь, представте себе полёт вертолёта на луне (сила тяжести меньше значительно, но есть), но при отсутствии атмосферы?
... то же нет?
Так всё таки ротор - "опирается" на воздух?
А энергия двигателя на что тратится на висении?
Какая СИЛА расходует эту энергию?
А какая энергия увеличивается во время подъёма вертолёта в воздух, и как её можно расходовать потом? За счёт каких физических законов это возможно?

А представте себе ротор модельного вертолёта (скажем 450-го класса) отнесённый от ц.т. скажем МЕТРА НА ДВА ?
Как он будет летать? Так же, как обычный?   Так же легко крутить бочки-петли, так же непринуждённо делать остальные фигуры?
А почему тогда мы не вешаем по три аккумулятора на этот верт сразу? Зачем боремся за вес, его уменьшение?

Совсем другое дело, как КОНКРЕТНАЯ модель ведёт себя. Модель с флай-баром (механическим стабилизатором ПОЛОЖЕНИЯ), или без него, но с электронной СТАБИЛИЗАЦИЕЙ положения.
Они то, эти стабилизаторы, как раз и предназначены для удержания вертолёта в состоянии БАЛАНСА... то есть - фиксированого положения по углам крена-тангажа.

На настоящем (безфлайбарном) вертолёте это делает пилот (и горизонтальные шарниры вместе с малой удельной жёсткостью лопастей) или такая же электронная система стабилизации.
А на Белл UH1 - этим занят ещё и пассивный флай-бар, который помагает пилоту...

К стати, а чем собственно отличается полёт дирижабля, от полёта вертолёта? Там ведь принципиальное отличие только ОДНО....  

[семен семеныч]

 а чем ми8 принципиально отличается от модели которая крутит бочки?  на сооснике мы имеем два соосных маховика разнесенных на некоторое расстояние,  при попытке наклонить которые они стремятся наклониться в разные стороны.

относительно какой точки мы имеем момент, способный повернуть вертолет, по моему относительно центра масс, а сила тяжести приложена к центру масс и момента не имеет. при смещении центра масс мы получаем момент от ротора. но ни как не от силы тяжести.