Modelowanie ruchów kadłuba śmigłowca PZL SW-4 podczas uruchamiania silnika

Podczas uruchomienia silnika zwykle śmigłowce doznają "kołysań" - ruchów podłużnych lub poprzecznych. Są to ruchy kadłuba na sprężystym podwoziu, które posiada również elementy tłumiące. Często ruchy te są znaczne i zależą od prędkości obrotowej wirnika. Można wyróżnić strefy prędkości obrotowej, przy których amplitudy ruchów są maksymalne. Największe amplitudy występują przy prędkościach obrotowych odpowiadających częstotliwościom drgań własnych kadłuba na podwoziu. Zwykle w zakresie prędkości obrotowych wirnika nośnego od 0 do prędkości obrotowej małego gazu na ziemi występują dwie najniższe częstotliwości drgań własnych, ale nie jest to regułą. Amplitudy drgań zależą od wielu parametrów konstrukcyjnych, od tempa narastania mocy silnika podczas uruchomienia, a także od położenia azymutalnego poszczególnych łopat w chwili rozpoczęcia rozruchu silnika. Do analizy ruchów kadłuba użyto modelu matematycznego rezonansu ziemnego uzupełnionego o człony bezwładnościowe wynikające z przyspieszeń kątowych łopat wirnika nośnego podczas rozruchu silnika. Sam przebieg narastania prędkości obrotowej wirnika w czasie (po uruchomieniu silnika) został przyjęty z pomiarów. Analizę wykonano metodą symulacyjną i ograniczono się do zbadania wpływu charakterystyki tłumików wahań łopat wirnika na wielkość amplitud drgań kadłuba.

---

Usually within engine startup helicopters are subjected to "rocking" - longitudinal and transverse motions. They are motions of a fuselage on an elastic undercarriage, which has also damping elements. Often the motions are significant and depend on speed of rotor. Ranges of speed, at which amplitudes are maximal, can be distinguished. Highest amplitude appears at the rotational speed equal the natural frequency of the fuselage on the undercarriage. Usually two lowest natural frequencies appear in the range between zero and small run speed, however it is not a rule. Amplitudes of vibrations depend on many design parameters, on speed of engine power increase during startup, and also on azimuth position of particular rotor wings at the moment of the engine startup. For analysis of the fuselage motions a ground resonance model was used, which was supplemented with inertial elements resulting from angular acceleration of the main rotor wings during the engine startup. The time dependence of the rotor speed increase (after the engine startup) was taken from measurements. The analysis was performed with simulative method and was limited to investigation of the influence of the rotor wing dampers characteristics on the level of the fuselage vibrations amplitudes.