Текст книги "Безопасность полета вертолета. Системы аэромеханического контроля"

Поскольку величина осевой скорости движения НВ вертолета на основании алгоритма (см. выше) в конечном итоге является функцией шести параметров: перепада давления , замеряемого в сечении лопасти = 0,4; продольной скорости движения V_x; величины полной аэродинамической силы НВ ; плотности воздуха ρ; скорости звука за бортом а и частоты вращения НВ ω, т. е.

то абсолютную погрешность осевой скорости движения НВ запишем в виде

где , ΔV, , Δρ, Δa и Δω ― погрешности определения перечисленных выше параметров. В свою очередь,

Входящие в (5.21) производные безразмерной осевой скорости движения НВ по параметрам его движения для вертолета Ми-8 в случае съема перепада давления в точке = 0,4 сечения лопасти = 0,4, согласно (5.16), равны

где

F = 0,2614 + 0,9343μ – 0,7912θy + 1,325C_R + 0,1152M.

В таблице 5.7 представлены численные значения производных (5.21) для некоторых режимов движения НВ вертолета МИ-8 при ρ = 1,228 кг/м³, ω = 20 рад/с, М = 0,65, = 0,4 и = 0,4, а в таблице 5.8 представлены значения абсолютных погрешностей измерения осевой скорости движения НВ аэрометрическим методом по каждому из входных параметров измерительной системы и суммарная абсолютная погрешность измерения этой скорости, при этом инструментальные погрешности , ΔV Δρ, Δa и Δω взяты такими же, как и выше, а погрешность определения полной аэродинамической силы НВ принята равной

Таблица 5.7. Значения абсолютных величин производных осевой скорости движения несущего винта вертолета Ми-8 (в м/с) ( = 0,4, = 0,4, М = 0,65, ρ = 1,228 кг/м³, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.8. Абсолютная погрешность измерения осевой скорости движения несущего винта вертолета Ми-8 ( = 0,7, = 0,4, М = 0,65, ρ = 1,228 кг/м³, ω = 20 рад/с)

5.4. Совместное измерение полной аэродинамической силы несущего винта и осевой скорости его движения

При раздельном измерении вектора полной аэродинамической силы НВ и осевой скорости его движения необходима информация о величине осевой скорости движения НВ в первом случае, и, наоборот, во втором случае нужно располагать информацией о величине полной аэродинамической силы НВ. Поскольку рассмотренные выше оба метода измерения используют информацию о величине аэродинамической нагрузки в различных сечениях лопасти, то естественно напрашивается вопрос о совмещении обоих методов измерения.

Используя рекомендации по выбору места съема перепадов давлений, рассмотренных выше, при построении аэрометрической системы совместного измерения полной аэродинамической силы НВ и осевой скорости его движения будем использовать информацию о величинах перепадов давлений в сечениях = 0,4 и = 0,7 и условимся в обозначениях: ― осредненный за оборот НВ перепад давления в сечении = 0,4, ―среднее значение перепада давления в сечении = 0,7, и ― осредненные за один оборот НВ коэффициенты перепадов давлений, соответственно, в сечениях = 0,4 и = 0,7. Согласно (5.15), имеем

Разрешая теоретически эту систему относительно искомых величин С_R и θ_y, задача идентификации полной аэродинамической силы НВ и осевой скорости его движения была бы решена. Однако, как уже отмечалось выше, уравнения системы (5.22) имеют неявную форму задания, а применение численных методов решения этой системы в условиях эксплуатации измерительной системы не приемлемо.

Для решения поставленной задачи воспользуемся уже выполненной ранее аппроксимацией уравнений системы (5.22) полиномами второй степени относительно параметров движения C_R, μ, θ_y и M, т. е. систему неявных уравнений (5.22) заменим системой явных уравнений (5.16). Введя соответствующие упрощения, запишем (5.22) в виде

где

Исключая далее из системы уравнений (5.23) и (5.24) коэффициент полной аэродинамической силы НВ С_R, получим

Aθ²_y + Bθ_y + C = 0, (5.27)

где

Решая квадратное уравнение (5.27) с учетом оценки величин А, В и С, получим искомое выражение для определения безразмерной осевой скорости движения НВ

и тогда

V_y = ωRθ_y. (5.30)

Зная θ_y из (5.24) находим величину коэффициента полной аэродинамической силы НВ

и далее

Совокупность формул (5.25)÷(5.32) определяет математическую модель аэрометрической системы совместного измерения полной аэродинамической силы НВ и осевой скорости его движения, построенную применительно к вертолету Ми-8. Эти формулы позволяют вычислить величину полной аэродинамической силы НВ и осевой скорости его движения, если мы будем располагать информацией о величинах перепадов давлений и , замеряемых на расстоянии 40 % хорды от носика лопасти в сечениях = 0,4 и = 0,7, и знать значения продольной скорости движения НВ V_x, плотности воздуха ρ, частоты вращения НВ ω и скорость звука за бортом а.

В случае совместного измерения величины полной аэродинамической силы НВ и осевой скорости его движения V_у измеряемые величины и V_у являются функциями шести входных параметров измерительной системы: перепадов давлений и , замеряемых в сечениях = 0,4 и = 0,7 соответственно; продольной скорости движения НВ V_x; плотности воздуха ρ; частоты вращения НВ ω и скорости звука а за бортом. Поэтому абсолютные погрешности измеряемых величин и V_у запишем в виде

где , , ΔV_x, Δρ, Δa и Δω инструментальные погрешности измерения входных параметров. В свою очередь,

Входящие в (5.33) и (5.34) безразмерные производные, согласно (5.25)÷(5.28), равны

где N = –2Aθ_y – B.

В свою очередь, согласно (5.25), (5.26), получим:

Таблица 5.9. Значения абсолютных величин производных осевой скорости движения несущего винта вертолета Ми-8 ( = 0,4, = 0,7, = 0,4, М = 0,65, ρ = 1,228 кг/м³, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.10. Значения абсолютных величин производных полной аэродинамической силы несущего винта вертолета Ми-8 ( = 0,4, = 0,7, = 0,4, М = 0,65, ρ = 1,228 кг/м³, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.11. Абсолютная погрешность измерения осевой скорости движения несущего винта вертолета Ми-8 (в м/с) ( = 0,4, = 0,7, = 0,4, Μ = 0,65, р = 1,228 кг/м³, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.12. Абсолютная и относительная погрешности измерения полной аэродинамической силы несущего винта вертолета Ми-8 ( = 0,4, = 0,7, = 0,4, М = 0,65, ρ = 1,228 кг/м³, ω = 20 рад/с)

В таблицах 5.9 и 5.10 представлены значения производных (5.33) и (5.34) для НВ вертолета Ми-8 в случае съема информации о перепадах давлений на лопасти в сечениях = 0,4 и = 0,7 на расстоянии 40 % хорды от носика лопасти при М = 0,65, ρ = 1,228 кг/м³, ω = 20 рад/с, а в таблицах 5.11 и 5.12 представлены абсолютные погрешности измерения полной аэродинамической силы НВ и осевой скорости его движения при совместном их измерении; при этом инструментальные погрешности входных параметров измерительной системы взяты те же, что и выше.

5.5. Измерение полной аэродинамической силы несущего винта, продольной и осевой скоростей его движения

Рассмотрим принцип совместной идентификации полной аэродинамической силы несущего винта, его продольной и осевой скоростей движения. Выше была получена функциональная связь между аэродинамической нагрузкой на лопасти НВ вертолета в виде осредненного за один оборот НВ коэффициента перепада давления , замеренного в определенной точке лопасти, и параметрами движения НВ, коэффициентом полной аэродинамической силы НВ С_R, безразмерной продольной скоростью движения НВ μ, безразмерной осевой скоростью его движения θ_y и осредненным за один оборот НВ числом Маха М на конце лопасти:

Был исследован вопрос об использовании зависимости (5.35) для идентификации величины полной аэродинамической силы НВ и осевой скорости его движения как раздельно, так и совместно. При этом для измерения величины полной аэродинамической силы НВ предлагается использовать информацию о величине перепада давления на лопасти, замеряемого в сечении = 0,7, а для измерения осевой скорости движения НВ – в сечении лопасти = 0,4.

Как следует из (5.7) и (5.15), аэродинамическая нагрузка на лопасти зависит от пяти параметров движения НВ: C_R, μ, θ_y, M и ρ. Поэтому при раздельном измерении одного из этих параметров на основе (5.7) или (5.15) требуется информация о значении всех остальных параметров. Если определение в полете числа Маха М на конце лопасти и плотности воздуха за бортом ρ не представляет большого труда, то вопрос о достаточно точном измерении C_R, μ и θ_y в полете весьма проблематичен. Выход из создавшегося положения может быть найден, если осуществить совместное измерение указанных параметров движения НВ в полете, используя, например, информацию о величинах перепадов давлений и , замеренных в двух различных сечениях лопасти и , и информацию о значении величины σ среднего квадрата пульсаций давления , замеряемого в сечении лопасти , при этом сечение может совпадать и с одним из сечений или . Согласно (5.7) и (5.15),

Первое уравнение системы (5.36) отражает функциональную связь с параметрами движения НВ коэффициента перепада давления, замеренного в сечении , второе уравнение – коэффициента перепада давления, замеренного в сечении , и третье уравнение – величину среднего квадрата пульсаций перепада давления, замеряемого в сечении .

При заданных , , σ, M и ρ из решения системы (5.36) могут быть определены интересующие нас параметры движения C_R, μ и θ_y. Так как уравнения системы (5.36) заданы неявно, то решение ее может быть осуществлено только численными методами, например методом последовательных приближений Ньютона. Согласно этому методу, решение системы (5.36) на (n + 1) – т приближении получается в виде

где поправки находятся из решения системы линейных алгебраических уравнений

где

Входящие в (5.37) производные

могут быть вычислены как разностные производные по формулам, аналогичным (5.10), (5.11) и (5.14).

Решение системы (5.37) имеет вид

где

Согласно (5.1), (5.2), (5.8) и (5.36), величины полной аэродинамической силы НВ , продольной V_х и осевой V_у скоростей его движения являются функциями шести параметров: перепадов давления , и , замеренных соответственно в сечениях , и , частоты вращения НВ ω, скорости звука а и плотности воздуха ρ за бортом, т. е.

Тогда погрешности определения этих параметров движения НВ при их совместном измерении могут быть оценены величинами первых дифференциалов функций (5.38), т. е.

где , Δa, Δω, Δρ – инструментальные погрешности измерения перепадов давлений , и , частоты вращения НВ, скорости звука и плотности воздуха за бортом. Входящие в (5.39) производные имеют вид

В свою очередь, входящие в (5.40) безразмерные производные

могут быть вычислены как разностные производные. Например, производные

вычисляются одновременно следующим образом. Сначала находится решение системы (5.36) С⁺_R, μ⁺, θ⁺_y в точке , а затем решение системы (5.36) С^–_R, μ^–, θ^–_y в точке (, , σ, M, ρ – ), где – шаг приращения величины ρ. Тогда

Оценка точности аэрометрического метода совместного измерения полной аэродинамической силы НВ, его продольной и осевой скоростей движения была выполнена применительно к вертолету Ми-8. При этом в качестве точек съема перепадов давлений и на лопасти НВ выбраны две точки, отстоящие от передней кромки лопасти на величину = 0,4 и лежащие соответственно в сечениях лопасти = 0,4 и = 0,7, а для определения величины σ среднего квадрата пульсаций перепада давления использовался перепад давления , т. е. и = 0,4.

В таблицах 5.13÷5.18 представлены значения производных (5.40) измеряемых параметров движения НВ по входным параметрам измерительной системы, а в таблицах 5.19÷5.24 приведена оценка точности совместного измерения полной аэродинамической силы НВ вертолета Ми-8, его продольной и осевой скоростей движения на некоторых режимах полета, при этом были взяты следующие значения инструментальных погрешностей измерения входных параметров: , Δa = 1,5 м/с, Δω = 0,1 рад/с, Δρ = 0,01 кг/м³.

Анализ проведенных расчетов показывает, что при совместном измерении перечисленных выше параметров движения НВ точность их измерения повышается по сравнению с их раздельным измерением.

Относительная погрешность измерения величины равна ~1 % для слабонагруженного винта (С_R = 0,01) и ~0,5 % при С_R = 0,02.

Таблица 5.13. Значения производных полной аэродинамической силы НВ вертолета Ми-8 при совместном измерении с продольной и осевой скоростями движения НВ (C_R = 0,01, = 0,4, = 0,7, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м³, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.14. Значения производных полной аэродинамической силы НВ вертолета Ми-8 при совместном измерении с продольной и осевой скоростями движения НВ (C_R = 0,02, = 0,4, = 0,7, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м³, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Продольная скорость движения НВ измеряется с точностью ~2 м/с на малых скоростях полета и ~3 м/с на больших скоростях полета для слабонагруженного винта (C_R = 0,01), а для винта с C_R = 0,02 погрешность определения продольной скорости движения НВ оценивается величиной ~1,5 м/с на малых скоростях полета и ~2 м/с на больших скоростях полета.

Таблица 5.15. Значения производных полной аэродинамической силы НВ вертолета Ми-8 при совместном измерении с полной аэродинамической силой НВ и его осевой скоростью движения (С_R = 0,01, = 0,4, = 0,7, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м³, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.16. Значения производных полной аэродинамической силы НВ вертолета Ми-8 при совместном измерении с полной аэродинамической силой НВ и его осевой скоростьюдвижения (C_R = 0,02, = 0,4, = 0,7, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м³, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Абсолютная погрешность измерения осевой скорости движения НВ уменьшается с увеличением как продольной, так и осевой скоростей его движения и лежит в пределах от 0,6 м/с до 2,1 м/с.

Таблица 5.17. Значения производных осевой скорости движения НВ вертолета Ми-8 при совместном измерении с полной аэродинамической силой НВ и его продольной скоростьюдвижения (C_R = 0,01, = 0,4, = 0,7, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м³, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.18. Значения производных осевой скорости движения НВ вертолета Ми-8 при совместном измерении с полной аэродинамической силой НВ и его продольной скоростьюдвижения (C_R = 0,02, = 0,4, = 0,7, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м³, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.19. Оценка погрешности измерения полной аэродинамической силы НВ вертолета Ми-8 при совместном измерении с продольной и осевой скоростями движения НВ (С_R = 0,01, = 0,4, = 0,7, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м³, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.20. Оценка погрешности измерения полной аэродинамической силы НВ вертолета Ми-8 при совместном измерении с продольной и осевой скоростями движения НВ (С_R = 0,02, = 0,4, = 0,7, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м³, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.21. Абсолютная погрешность измерения продольной скорости движения НВ вертолета Ми-8 при совместном измерении с полной аэродинамической силой НВ и его осевой скоростью движения (в м/с) (C_R = 0,01, = 0,4, = 0,7, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м³, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.22. Абсолютная погрешность измерения продольной скорости движения НВ вертолета Ми-8 при совместном измерении с полной аэродинамической силой НВ и его осевой скоростью движения (в м/с) (C_R = 0,02, = 0,4, = 0,7, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м³, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.23. Абсолютная погрешность измерения осевой скорости движения НВ вертолета Ми-8 при совместном измерении с полной аэродинамической силой НВ и продольной скоростью его движения (в м/с) (С_R = 0,01, = 0,4, = 0,7, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м³, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Таблица 5.24. Абсолютная погрешность измерения осевой скорости движения НВ вертолета Ми-8 при совместном измерении с полной аэродинамической силой НВ и продольной скоростью его движения (в м/с) (С_R = 0,02, = 0,4, = 0,7, = 0,4, = 0,4, ρ = 1,228 кг/м³, М = 0,65, ω = 20 рад/с)

Глава VI. Измерение веса вертолета на переходных режимах

6.1. Влияние перегрузок на изменение тяги несущего винта вертолета на переходных режимах полета

Выше рассматривались вопросы об исследовании связи между коэффициентом перепада давления, измеряемого в определенной точке лопасти несущего винта вертолета, и коэффициентом подъемной силы лопасти С_у, а также тягой Т и весом вертолета, совершающего установившийся горизонтальный полет, т. е. при отсутствии перегрузок, действующих на него. При допущении о малости углов наклона оси конуса вращения несущего винта вес вертолета G уравновешивается тягой Т₀ несущего винта при установившемся полете вертолета, т. е. G = Т₀, при этом измерительная система, использующая функциональную связь между коэффициентом перепада давления и тягой несущего винта

регистрирует «истинный» вес вертолета.

В общем случае вертолет совершает неустановившийся полет, что вызывает появление перегрузок, действующих на него. Парирование возмущений вертолета либо, наоборот, создание перегрузок (для выполнения необходимого маневра) пилот осуществляет путем изменения вектора тяги несущего винта как по величине, так и по направлению. В этом случае вес вертолета уже не равен силе тяги несущего винта. Так, при действии только вертикальной перегрузки n_у ≠ 1 (n_х = 0 и n_z = 0) потребная тяга несущего винта возрастает в n_у раз, а система измерения веса зарегистрирует вес вертолета, превышающий «истинный» в n_у раз.

Таким образом, для оценки погрешности измерения веса вертолета на переходных или неустановившихся режимах полета необходимо определить приращение тяги несущего винта (в предположении малости углов наклона оси конуса НВ):

ΔG = ΔT = T – T₀ = f(n_x, n_y, n_z, ε_x, ε_y, ε_z,…), (6.1)

где n_x, n_y, n_z – перегрузки, действующие на вертолет при неустановившемся полете; ε_x, ε_y, ε_z – угловые ускорения вертолета; Т – тяга несущего винта при неустановившемся полете; Т₀ – тяга несущего винта при установившемся полете.

Вертолет будем рассматривать как свободное твердое тело. Для однозначного определения его движения необходимо знать движение центра масс вертолета и движение вертолета относительно его центра масс. Поэтому приведем в общем виде систему динамических уравнений движения центра масс и движения вертолета относительно центра масс:

где – ускорения поступательного движения центра масс вертолета;

V_x, V_y, V_z – скорости движения центра масс;

– угловые ускорения вращательного движения вертолета относительно центра масс;

– угловые скорости вращения вертолета;

– моменты инерции относительно главных осей вертолета;

– проекции тяги несущего винта на связанные оси координат;

– кориолисовы силы, действующие на вертолет в полете;

– проекции главного вектора всех внешних сил, действующих на вертолет, за исключением силы тяги несущего винта;

– проекции главного момента на связанные с вертолетом оси координат;

т – масса вертолета.

Система уравнений (6.2) получена в проекциях на главные центральные оси инерции вертолета, так как при этом уравнения принимают наиболее простую форму. Поскольку в полете направления главных осей инерции изменяются незначительно, будем полагать, что направления этих осей относительно твердой оболочки вертолета остаются неизменными и совпадают с осями связанной системы координат.

Первые три уравнения системы (6.2) полностью определяют движение центра масс вертолета; при этом последнее можно рассматривать как материальную точку с массой, равной массе вертолета. Остальные три уравнения определяют движение вертолета относительно его центра масс.

Для определения полного движения вертолета необходимо рассматривать все шесть уравнений системы (6.2). Однако нас интересует не закон движения вертолета, а разница между тягой в установившемся полете и тягой при неустановившемся движении и зависимость этой разницы от величин ускорений.

Рассмотрим движение вертолета в проекциях на нормальные оси координат (рис. 6.1), так как в этом случае получаем наиболее удобную систему уравнений:

где T_x, T_y, T_z – проекции силы тяги на нормальные оси координат;

a_x, a_y, a_z – проекции вектора ускорения вертолета на нормальные оси;

F_x, F_y, F_z – проекции главного вектора всех сил, действующих на вертолет, кроме силы тяги и веса вертолета;

G – вес вертолета;

ΣM_x, ΣM_y, ΣM_z – проекции главного момента всех сил относительно центра масс;

J_x, J_y, J_z – полярные моменты инерции вертолета;

J_xy, J_xz, J_yz – центральные моменты инерции вертолета.

Рис. 6.1

При равномерном движении вертолета система уравнений движения (6.3) принимает вид

Рассмотрим неравномерное движение вертолета, при котором все параметры движения, кроме ускорений, совпадают с параметрами установившегося движения. При этом будем также предполагать, что скорость вращения несущего винта постоянна и что вертолет на изменение углов и скоростей реагирует мгновенно, т. е. рассматривается квазиустановившееся движение. При сделанных предпосылках система уравнений движения (6.3) примет вид

При неустановившемся движении вертолета кинематические параметры его движения изменяются с течением времени. В этом случае коэффициенты аэродинамических сил и моментов зависят не только от значений кинематических параметров в данный момент времени, но и от предыстории движения, так как она оказывает влияние на структуру потока, обтекающего летательный аппарат.

Структура потока, обтекающего части летательного аппарата в установившемся и неустановившемся движениях, будет различной, причем эта разница тем больше, чем быстрее изменяются во времени кинематические параметры движения. Различия в условиях обтекания отдельных частей летательного аппарата приводит и к различию в аэродинамических силах и моментах, действующих на аппарат при установившемся и неустановившемся движениях.

Таким образом, при неустановившемся движении аэродинамические силы и моменты являются функциями времени, и при их определении следовало бы исходить из того, что они зависят от кинематических параметров движения летательного аппарата и их производных по времени, вплоть до высоких порядков. Однако, предполагая изменение кинематических параметров движения вертолета с малыми относительными частотами, т. е. изменяющиеся во времени сравнительно медленно, будем использовать гипотезу стационарности, согласно которой аэродинамические силы и моменты, действующие на вертолет при неустановившемся движении в данный момент времени, полностью определяются кинематическими параметрами движения в этот же момент времени, т. е. не зависят от предыстории движения.

В соответствии с гипотезой стационарности величину аэродинамических сил и моментов, действующих на вертолет в данный момент времени неустановившегося движения, можно определить так же, как и в установившемся полете с параметрами движения, отвечающими кинематическим параметрам неустановившегося движения в рассматриваемый момент времени.

Будем предполагать, что аэродинамические силы и моменты слабо зависят от производных по времени высших порядков, а также от линейных и угловых ускорений вертолета. Тогда запишем

F⁽¹⁾_x = F⁽²⁾_x, F⁽¹⁾_y = F⁽²⁾_y, F⁽¹⁾_z = F⁽²⁾_z, (6.5)

где индексом «1» обозначены силы в случае установившегося движения вертолета, а индексом «2» – силы при неустановившемся полете.

Вычитая из уравнений системы (6.4) соответствующие уравнения системы (6.5), получим

где обозначено

ΔT_x = T_x⁽²⁾ – T_x⁽¹⁾, ΔM_x = ΣM_x⁽²⁾ – ΣM_x⁽¹⁾,

ΔT_y = T_y⁽²⁾ – T_y⁽¹⁾, ΔM_y = ΣM_y⁽²⁾ – ΣM_y⁽¹⁾,

ΔT_z = T_z⁽²⁾ – T_z⁽¹⁾, ΔM_z = ΣM_z⁽²⁾ – ΣM_z⁽¹⁾.

Интересующее нас приращение силы тяги несущего винта равно

Подставив в (6.7) проекции приращения силы тяги, определяемые первыми тремя уравнениями системы (6.6), получим

а используя выражение перегрузок

где g – ускорение свободного падения, получим окончательное выражение зависимости приращения силы тяги от перегрузок, действующих на вертолет при неустановившемся полете, по отношению к тяге несущего винта в установившемся полете:

Таким образом, согласно (6.1), погрешность измерения веса вертолета, обусловленная неучетом перегрузок, действующих на вертолет при его неустановившемся движении, определяется зависимостью (6.8). Что касается системы измерения коэффициента подъемной силы лопасти С_у, то при переходе вертолета с установившегося на неустановившийся режим полета она будет регистрировать изменение подъемной силы лопасти, причем, используя линейную зависимость между С_у и Т

приращение коэффициента подъемной силы лопасти ΔС_у примем равным

где ρ – плотность воздуха, ω – угловая скорость вращения несущего винта, R – радиус несущего винта, B₀(V), B₁(V) – коэффициенты, зависящие от скорости полета вертолета.