|
Нист
|
Нбар, м, 760
|
Полетная масса,
кг
|
Vmax, км/ч
|
Vmin, км/ч
|
|
Более 40
|
0 - 1500
|
Не более 11100
|
250
|
60
|
|
|
Более 11100
|
230
|
|
|
1500 - 2500
|
Не более 11100
|
215
|
60
|
|
|
Более 11100
|
195
|
|
|
2500 - 3500
|
Не более 11100
|
185
|
60
|
|
|
Более 11100
|
155
|
|
|
3500 - 4000
|
Не более 11100
|
150
|
80
|
|
|
Более 11100
|
120
|
|
|
4000 - 4500
|
Не более 11100
|
150
|
80
|
|
4500 - 5000
|
Не более 10000
|
135
|
80
|
|
5000 - 5500
|
Не более 9500
|
135
|
80
|
|
|
Не более 9000
|
120
|
80
|
Минимально и максимально допустимые скорости в зависимости от
полетного веса и высоты полета, установленные для эксплуатации указаны в табл.
На высотах до 10 м полеты производить со скоростью
горизонтального полета от 0 до 80 км/ч, а при высотах от 10 до 40 м - со
скоростью от 60 до 150 км/ч.
Полеты на малой высоте над сильно пересеченной местностью
производить на высотах не менее 20 м над рельефом местности, скорость
горизонтального полета выдерживать по прибору не менее 60 км/ч.
Продолжительные полеты на скоростях по прибору от 20 км/ч,
сопровождающиеся сильной вибрацией конструкции вертолета, не производить.
Скорость горизонтального полета в болтанку должна быть по прибору 150-175 км/ч.
Рекомендуемая скорость горизонтального полета при выполнении
полетов по кругу 160 км/ч.
Максимальная скорость горизонтального полета с грузом на
внешней подвеске 250 км/ч.
При эксплуатации внешней подвески с тросом 8АТ-9600-1
диаметром 13 мм на некоторых вертолетах при перевозке груза весом более 2000
кгс максимальная скорость горизонтального полета 150 км/ч.
Максимально допустимая скорость горизонтального полета с
полуоткрытыми задними створками грузовой кабины при перевозке лопастей несущего
винта и других длинногабаритных грузов 160 км/ч по прибору.
Частота вращения несущего винта на установившемся режиме
горизонтального полета должна быть 95±2°/о, на переходных режимах 89-103% в
течение не более 30 с.
Канал высоты автопилота АП-34Б включать в режим
горизонтального полета на высоте не ниже 50 м.
Максимальная высота горизонтального полета для вертолета с
полетным весом 11100 кгс - 4500 м, а для вертолета с полетным весом 12000 кгс -
4000 м.
Набор высоты разрешается выполнять до высоты 4500 м при нормальном
полетном весе и до 4000 м при максимальном полетном весе.
При наборе высоты частота вращения турбокомпрессора должна
быть не больше 101%.
Набор высоты можно выполнять на взлетном режиме работы
двигателей в течение не более 6 мин.
Минимально допустимая скорость набора до высоты 3000 м - 60
км/ч по прибору, до 4000 м-80 км/ч и с 4000 до 4500 м - 100 км/ч.
Максимально допустимая несинхронность частоты вращения
турбокомпрессоров без срабатывания ограничителей - 2%, без срабатывания
ограничителей степени повышения давления в компрессорах - 4%, при срабатывании
ограничителей - 3%.
Частота вращения несущего винта при наборе высоты на взлетном
режиме - 92-93%, на номинальном и крейсерском - 95± ±2%, на переходных режимах
полета - 89-103% не более 30 с.
1.3
Особенности выполнения разворотов и спиралей. Летные ограничения
Явления, сопровождающие вираж. Обтекание несущего винта
вследствие несимметричности аэродинамической схемы вертолета на левом и правом
вираже различны. Изменение поля скоростей приводит к тому, что на правом вираже
результирующая скорость лопастей несущего винта в азимуте 90° увеличивается, а
в азимуте 270° уменьшается вследствие вращения всего вертолета относительно
центра виража. Это вызывает больший завал конуса назад, следовательно, приводит
к увеличению кабрирующего момента от разноса горизонтальных шарниров Mz
ГШ. Увеличение завала конуса назад вызывает увеличение углов атаки элементов
лопастей в передней части конуса и уменьшение их в задней части, что
обусловливает увеличение завала конуса вправо, следовательно, увеличение
момента от разноса горизонтальных шарниров Мх ГШ способствующего вводу
вертолета в правый крен. На левом вираже поле скоростей изменяется таким
образом, что прирост результирующей скорости в азимуте 90° оказывается меньше,
чем на правом вираже, но зато значительно возрастает зона обратного обтекания в
азимуте 270°, что ведет к появлению момента на вывод вертолета из левого крена.
При правом вираже сила тяги хвостового винта направлена влево
вверх, создавая пикирующий момент, на левом вираже тяга хвостового винта
направлена влево вниз, создавая кабрирующий момент.
Итак, для управления вертолетом на вираже необходима сложная
координация, но при резком выполнении ввода в вираж и вывода из него она еще
усложняется появлением значительных гироскопических моментов от поворота в
пространстве осей таких вращающихся со значительными угловыми скоростями масс,
как роторы двигателей, несущий и хвостовой винты. Направление действия
гироскопического момента устанавливается по правилу: направление перемещения
какой-либо точки на оси гироскопа, в которой приложена сила, определяется, если
повернуть направление действия силы на 90° вокруг оси гироскопа в сторону
вращения ротора. На правом вираже гироскопический момент несущего винта кабрирующий,
на левом вираже - пикирующий (при вводе и выполнении; при выводе из виража -
направление противоположное).
Правый вираж. При вводе в правый вираж наблюдаются
следующие тенденции вертолета: увеличение угла тангажа, уменьшение скорости,
снижение, увеличение крена.
Увеличение угла тангажа объясняется следующими причинами:
) при вводе в вираж происходит наклон полной аэродинамической
силы несущего винта RА. B, что сопровождается уменьшением составляющих YgB,
XgB; уменьшение XgB означает уменьшение пикирующего
момента;
) при даче правой педали угол установки хвостового винта
увеличивается и вместе с этим увеличивается кабрирующий реактивный момент
хвостового винта;
) гироскопический момент несущего винта при вводе в правый
вираж кабрирующий.
Уменьшение скорости обусловливается увеличением угла тангажа
и уменьшением ХgB.
Снижение объясняется следующим:
) при наклоне RА. B для получения ZgB уменьшается
YgB и становится меньше G;
) при даче правой педали уменьшается располагаемая мощность
несущего винта вследствие увеличения отбора мощности на хвостовой винт, что
ведет к уменьшению RА. B.
Увеличение крена вызывается увеличением Мх ГШ в
результате увеличения завала конуса вращения вправо из-за изменения поля
скоростей.
Левый вираж. При вводе в левый вираж
наблюдаются следующие тенденции вертолета: уменьшение угла тангажа, увеличение
скорости, уменьшение крена.
Уменьшение угла тангажа объясняется следующим:
1) дача левой педали ведет к уменьшению угла
установки лопастей хвостового винта, а это вызывает уменьшение кабрирующего
реактивного момента хвостового винта;
2) гироскопический момент несущего винта при
вводе в левый вираж пикирующий.
Увеличение скорости обусловливается уменьшением угла тангажа,
что вызывает рост YgB и падение YgB, вертолет будет
увеличивать скорость и снижаться.
Уменьшение крена объясняется увеличением зоны обратного
обтекания и уменьшением суммарной скорости обтекания лопастей в азимуте 270°, в
результате чего вертолет стремится выйти из крена.
При вводе вертолета в левый вираж с креном до 15°
одновременно с координированным отклонением ручки циклического шага и педали в
сторону виража необходимо для сохранения постоянного угла тангажа ручку
отклонять несколько на себя, удерживая в процессе виража постоянным крен
отклонения ручки влево. Увеличивать мощность двигателей не требуется, так как
мощность, освободившаяся с хвостового винта, используется на несущем винте для
компенсации уменьшения YgB, при вводе в вираж снижения по этой
причине не будет. Если же крен больше 15°, то и на левом вираже необходимо
увеличивать подводимую к несущему винту мощность отклонением рычага
"Шаг-Газ" вверх, чтобы обеспечить условие YgB=G. При вводе
вертолета в правый вираж одновременно с координированным отклонением ручки и
педали в сторону виража необходимо для сохранения угла тангажа, скорости и
высоты ручку управления отклонять несколько меньше на себя, чем на левом вираже
(рис.1), одновременно рычагом "Шаг-Газ" увеличивать мощность
двигателей, а в процессе виража необходимо отклонением ручки влево удерживать
постоянным угол крена.
Вывод из виража необходимо начинать не доводя до намеченного
ориентира на число градусов в крене, при этом мощность уменьшить до значения,
необходимого для горизонтального полета. Тенденции вертолета на выводе
противоположны тем, которые проявляются при вводе. При вводе, выполнении виража
и выводе действовать рычагами плавно и координированно, вертолет в таком случае
меньше разбалансировывается, что упрощает технику пилотирования.
Рис. 1. Зависимость вертикальной перегрузки от величины
отклонения автомата перекоса в продольном направлении на виражах - спиралях при
хт =0,220 м.
взл = Gнорм:
а-левые виражи-спирали; б-правые
виражи-спирали; 1-при Vприб=140 км/ч, авторотация; 2-при Vпри6 = 150 км/ч, горизонтальный
полет: 3-Vприб
= 120 км/ч, набор на Nном.
Летные ограничения. Виражи и развороты следует выполнять в
разрешенном диапазоне скоростей при нормальном полетном весе с креном до 30°,
при максимальном полетном весе - до 15°. С учебной целью виражи рекомендуется
выполнять со скоростью 160 км/ч, при полете по приборам и при выполнении виража
с включенными каналами крена и тангажа крен должен быть не более 15°. С грузом
на внешней подвеске виражи и развороты выполнять на высоте не менее 100 м со
скоростью 100-120 км/ч и с углом крена до 10°.
Развороты на режиме самовращения несущего винта разрешается
выполнять с креном не более 20°.
Спираль в учебных и тренировочных целях рекомендуется
выполнять со скоростью 150 км/ч при Vy=2-3 м/с и углом крена не
более 15°. При маневрировании в ущельях и котлованах на высоте меньше 2000 м
развороты выполнять при скорости 60-70 км/ч, на высоте, превышающей 2000 м, -
при скорости 75-80 км/ч. На этих скоростях с креном 10° можно безопасно
маневрировать и производить развороты на 180° в ущельях и котлованах шириной не
меньше 800 м в первом случае и 1000 м во втором.
При выполнении нисходящей спирали с углом крена 2 (Р
минимальная потеря высоты в полете на одном работающем двигателе составляет
20-60 м на скорости 80-110 км/ч при развороте на 180°, в полете на режиме
самовращения - 210-220 м на скорости 30-60 км/ч (рис.2). Время разворота на
180° в первом случае составляет около 26 с, во втором случае - около 15 с
(рис.3).
Рис. 2 Потеря высоты при развороте на 180° с углом крена 20°:
- выключены два двигателя, G =11750 кгс, Нср=1000 м, t = +23°С;
- выключен один двигатель, G = 9400 кгс, Нср=600 м, t = +14°С;
- выключен один двигатель, G = 11 750 кгс, <= +
14° С.
Рис. 3
1.4 Виды
посадок. Основные ограничения при посадках
На вертолете возможны следующие виды посадок:
— по-вертолетному без использования влияния
"воздушной подушки", гашение скорости до зависания производится на высоте,
превышающей не менее чем на 3-5 м высоту препятствий на подходе;
— по-вертолетному с использованием влияния
"воздушной подушки", гашение скорости до зависания производится на
высоте 3 м от колес до земли;
— с коротким пробегом при двух работающих двигателях;
— с коротким пробегом при одном неработающем
двигателе;
— на режиме самовращения несущего винта.
Ограничения.
Посадки рекомендуется выполнять на площадки, расположенные на
барометрической высоте не выше 4500 м.
Посадка разрешается при скорости ветра не более: спереди - 25
м/с, сбоку - 10 м/с, сзади - 5 м/с.
Размеры летных полос, рабочих площадок, воздушные подходы,
уклоны, прочность грунта должны соответствовать тем же параметрам аэродромов,
применяемых для выполнения соответствующих видов взлета.
Максимально допустимая частота вращения несущего винта на
время не более 30 с - 103% и на режиме малого газа в течение не более 5 с -
105%. Минимально допустимая частота вращения несущего винта - 89%.
1.5 Отказ
двух двигателей на вертикальных режимах и взлете
При отказе двух двигателей разбалансировка вертолета
аналогична разбалансировке при отказе одного двигателя, но при этом вертолет с
большими угловыми скоростями разворачивается и кренится вправо, опускает нос и
энергично снижается. В такой ситуации экипаж должен действовать так, чтобы:
предотвратить резкое падение частоты вращения винта;
сохранить вертолет в горизонтальном положении;
с наибольшей эффективностью выполнить "подрыв"
несущего винта.
При отказе двух двигателей на вертикальных режимах и висении
действия экипажа определяются высотой над местностью, на которой произошел
отказ. При отказе на высоте менее 100 м отклонением рычага "Шаг-Газ"
вниз (чем больше высота в момент отказа, тем на большую величину необходимо
сбросить шаг) задержать снижение частоты вращения несущего винта (скорость
вертикального снижения будет увеличиваться, ее установившееся значение
составляет около 20 м/с). На высоте 30-20 м выполнить резкое затяжеление (за
0,5-1 с на 3°-6° - "подсечка") несущего винта с дальнейшим увеличением
общего шага несущего винта до максимального значения к моменту приземления,
обеспечивая при этом ручкой циклического шага горизонтальность положения
вертолета.
Если высота отказа меньше 40-30 м, то необходимо сразу же
начинать энергичное увеличение шага, увеличивая темп по мере приближения к
земле.
Если высота отказа больше 100 м, то можно попытаться придать
вертолету поступательную скорость, но при этом более энергичнее придется
сбрасывать шаг, так как отклонение ручки циклического шага от себя приведет к
более резкому снижению частоты вращения.
При отказе двигателей на взлете отклонением ручки
циклического шага на себя погасить поступательную скорость до 20 - 25 км/ч к
высоте 30-20 м, при этом частота вращения несущего винта будет увеличиваться,
так как такое действие ручкой циклического шага эквивалентно уменьшению общего
шага несущего винта. Рычагом "Шаг-Газ", отклоняя его вниз,
поддерживать увеличение частоты вращения, затем выполнить посадку с
"подрывом" несущего винта.
1.6 Опасные
зоны высоты и скорости
Переход от моторного полета к полету на режиме самовращения
несущего винта занимает определенное время, необходимое для перехода
набегающего потока с отрицательных углов атаки несущего винта на положительные.
Время перехода на режим самовращения зависит от параметров исходного режима
полета в момент отказа двигателей и быстроты реакции пилота. Существуют такие
режимы полета, на которых конструктивные характеристики вертолета не
обеспечивают безопасное приземление вертолета в случае отказа двигателей. Такие
режимы, характеризуемые величинами высот и скоростей полета вертолета,
находятся в так называемых опасных зонах высот и скоростей, выполнение полетов
в которых руководством по летной эксплуатации либо запрещается (например,
полеты на малых высотах с большими скоростями), либо ограничивается случаями
крайней необходимости (например, вертикальные режимы на высотах от 10 до 200
м).
В опасной зоне малых скоростей самым неблагоприятным является
отказ двигателей на режиме висения. Вертолет начинает интенсивно снижаться.
Гасить вертикальную скорость снижения увеличением общего шага несущего винта
нельзя, так как это может привести к снижению частоты вращения несущего винта
ниже минимально допустимой, что означает потерю управляемости и беспорядочное падение.
Верхней границей этой опасной зоны является так называемая безопасная высота
перехода с висения на режим планирования на самовращении несущего винта (около
200 м). При ее определении учтено запаздывание реакции пилота на сброс шага,
учтена потеря высоты на выравнивание вертолета у земли для посадки, но
определяющим в значении безопасной высоты перехода является запас кинетической
энергии, который должен иметь вертолет, чтобы успеть разогнаться до скорости
75% Vэк (примерно 90 км/ч для вертолета Ми-8), так как только на этой
скорости величина вертикальной скорости на предпосадочном снижении может быть
погашена без опасного снижения частоты вращения несущего винта. На высотах от
10 до 200 м в случае отказа двух двигателей на малых скоростях полета (до 60
км/ч) характеристики конструкции вертолета Ми-8 не обеспечивают безопасного
приземления.
1.7
Ограничение на рулении
При выполнении руления необходимо убедиться, что на п нет
препятствий и показания всех приборов нормальные, и просить разрешение
на выруливание. Получив разрешение, растормозить основные колеса, установить
частоту вращения несущего винта 95+2% (коррекция в крайнем правом положении),
увеличить общий шаг до значения 3°-5° (по УШВ) при взлетном в 11100 кгс и до
4°-6° при взлетном весе 12000 кгс (в зависима от состояния грунта) и плавно
отклонить ручку управления в перед от нейтрального положения. Опробовать
тормоза. Скоро руления регулировать ручкой управления, общим шагом и тормозами
колес. При необходимости энергичного торможения отклонить ручку управления на
себя на незначительную величину! нейтрального положения, не уменьшая при этом
полностью общ шаг (не менее 3° по УШВ). Ручку управления отклонять от се на
большую величину не рекомендуется, так как передние коле будут зарываться в
грунт.
Скорость руления выбирается в зависимости от состоянии
грунта, направления ветра и обстановки, но она не должна повышать 20 км/ч.
Развороты на рулении выполнять плавным отклонением педалей и
ручки управления, не допуская при этом полной разгрузки амортизационной стойки
передних колес и юза.
Радиус разворота должен быть не менее:
— при развороте на 90°, скорости 10 км/ч -
16 м;
— при развороте на 180°, скорости 4-5 км/ч -
6 м;
— при развороте на 180°, на месте - 3 м.
При выполнении разворотов необходимо помнить, что чем больше
скорость руления, тем больше должен быть радиус разворота. Энергичные развороты
на рулении с малым радиусом запрещаются, так как возникает юз. Для прекращения
юза необходимо уменьшить мощность двигателей до минимальной, плавно отклонить педаль
в сторону юза, выждать, пока вертолет остановит затем начать руление на меньшей
скорости и произвести раз рот.
Руление разрешается при скорости встречного ветра не более 25
м/с.
При рулении с боковым ветром вертолет имеет тенденцию к
развороту против ветра.
Разворот вертолета парируется соответствующим отклонением
педалей, а кренение - отклонением ручки управления. Если при рулении появляются
нарастающие колебания, необходимо уменьшить общий шаг несущего винта до
минимального, убрать коррекцию, если колебания вертолета не прекращаются или
усиливаются, немедленно выключить двигатели и остановить вертолет.
Рулить разрешается при прочности грунта не менее 3 к. гс/см2.
Если площадки пыльные или покрыты свежевыпавшим снегом, то глубина пыли или
снега должна быть не более 10 см. Скорость руления по пыльным площадкам не
более 30 км/ч, по снежным - не более 10 км/ч. Развороты выполнять на
минимальной скорости. Развороты на месте запрещаются, так как это может
привести к срыву покрышек колес или поломке передней стойки.
Руление при встречном ветре более 5 м/с особенностей не
имеет, так как пыльный или снежный вихрь на всех скоростях руления остается
сзади кабины экипажа и видимость не ухудшается.
При встречном ветре менее 5 м/с и при попутном ветре после
дачи коррекции вправо по достижении частоты вращения несущего винта 35-47% и в
процессе руления видимость значительно ухудшается. В этих случаях следует
рулить так:
убедиться, что в направлении руления нет препятствий, на
минимальном шаге и правой коррекции выполнить разгон скорости до выхода кабины
экипажа и воздухозаборников двигателей из 5ихря. Скорость выдерживать по земле,
если при достижении скорости 30 км/ч видимость не улучшается, то необходимо,
понизив на 20-25 м, остановиться, вывести коррекцию влево и после появления
горизонтальной видимости, убедившись в отсутствии препятствий, продолжать
руление. В некоторых случаях, при сильном ветре сзади, руление производить на
малой скорости, чтобы вихрь находился на расстоянии 10-15 м впереди кабины
экипажа, вообще следует избегать руления на пыльных и заснеженных площадках и
производить буксировку вертолета.
Глава 2.
Аэродинамическое обоснование
2.1 Режимом
висения
называется такой режим полета, при котором
отсутствуют перемещения вертолета относительно земли (эксплуатационный режим)
или перемещения относительно воздуха (аэродинамический режим). Эксплуатационный
и аэродинамический режимы висения совпадают только в штилевых условиях. В
дальнейшем будет рассматриваться эксплуатационный режим висения.
Контрольное висение выполняется с
целью проверки правильности расчета загрузки и центровки, запаса мощности и
высоты над препятствием, оценки запасов продольно-поперечного и путевого
управления, исправности органов управления и агрегатов вертолета, возможности
приземления на подобранную площадку. Переход на контрольное висение
осуществляется на режиме вертикального набора высоты, а уменьшение высоты - на
режиме вертикального снижения.
Рис. 4. Схема взаимодействия сил на висении
На режиме висения не должно быть продольных и боковых перемещений
вертолета относительно земли, сохраняется постоянная высота. Эти условия
соблюдаются при уравновешивании сил и моментов, действующих на вертолет. На
вертолет действуют следующие силы (рис. 2): полная аэродинамическая сила НВ
Rн, сила тяжести вертолета G, сила сопротивления планера от индуктивного потока НВ Уапл, сила
тяги рулевого винта (РВ) Тарв. Рис. 4
Воздействие ветра на рулевой винт:
Ветер слева.
Рис. 5
При увеличении скорости обдувки слева происходит сложение
потоков индуктивного и обдувки слева. Осевая скорость обтекания элементов РВ
возрастает, углы атаки уменьшаются. Соответственно уменьшается и тяга РВ.
При усилении обдувки слева более 10 м/с возможна потеря
путевого управления (нехватка правой педали).
Ограничения РЛЭ по силе ветра: слева = 10 м/с, а при висении
в горах - 3 м/с с любой стороны.
Ветер справа.
Рис. 6
По сравнению со штилевыми условиями, увеличение обдувки
справа приводит к уменьшению осевой обдувки, увеличению углов атаки.
При слабом правом ветре тяга РВ несколько возрастает. При
ветре справа более 5 м/с наблюдается резкое уменьшение тяги РВ. Возникает
потеря управляемости [вихревое кольцо].
Ограничения РЛЭ по силе ветра: справа = 5 м/с, а при висении
в горах - 3 м/с с любой стороны.
2.2 Взлет
Взлет вертолета
Взлет - это ускоренное движение вертолета
от точки старта до набора минимально-допустимой скорости и высоты.
На вертолете Ми-8 разрешается выполнять
следующие виды взлета:
· по-вертолетному с
использованием влияния воздушной подушки;
· по-вертолетному без
использования влияния воздушной подушки;
· с коротким разбегом.
Способ взлета выбирается в зависимости от
конкретных условий: состояния и размеров площадки, высоты препятствий
(подходов), атмосферных условий (температуры наружного воздуха tнв,
барометрической высоты Нбар, ветра), загрузки вертолета.
Указанные факторы влияют на запас мощности
вертолета ∆N. Чем больше ∆N, тем больше грузоподъемность вертолета,
безопасность и эффективность взлета.
Взлет по-вертолетному с использованием
влияния воздушной подушки.
Рис. 6.
Условия выполнения: площадки достаточных
размеров с ровной поверхностью, без обрывов; подходы свободные; разбег на
площадке невозможен; ∆N позволяет устойчиво висеть на высоте не менее 3
м.
Достоинства: является наиболее
безопасным, т.к. может выполняться на N ном, т, е. при наличии ∆N;
хорошая устойчивость, контакт с землей; безопасность при отказе двигателя.
Взлетные характеристики: L взл = 130-150 м (до Н-50 м);
L раз =0; Vотр
= 0. Взлет по-вертолетному без использования влияния воздушной подушки.
Условия выполнения: площадки минимальных
размеров не менее допустимых; препятствия не выше допустимых; ∆N
позволяет устойчиво висеть на "Н" не менее 20 м или превышающей
препятствия не менее чем на 10 м.
Недостатки: минимальная грузоподъемность,
сложность техники пилотирования, так как вертолет висит с предельной массой на
взлетном режиме двигателей: минимальные запасы мощности и управления:
недостаточная пространственная ориентировка; вертолет находится в опасной зоне
по отказу двигателя.
Рис. 7
Применение; площадки ограниченных
размеров; высокие препятствия в расположении площадки; при транспортировке
грузов на внешней подвеске; в условиях образования снежного вихря; в учебных
целях; при проверке "свободной тяги".
Взлет с коротким разбегом.
Условия выполнения; наличие аэродрома или
подготовленной площадки; подходы открытые; запас мощности ∆N позволяет
устойчиво висеть на "Н" не менее I м.
Достоинства: максимальная грузоподъемность
вертолета в условиях, когда не хватает ∆N для взлета по-вертолетному
(увеличивается ~ на 15%); хорошая устойчивость; минимальный уровень вибраций.
Недостатки: усложняется боковая
балансировка при разбеге, возможно возникновение юза, опрокидывания, земного
резонанса, увеличивается взлетная дистанция.
Взлетные характеристика:
Lвзл = 180-200 м (до Н=50 м);
Vотр = 30-40 км/ч.
Вывод: Каждый способ взлета имеет
отделенные запасы мощности, поэтому имеет свою методику выполнения.
Закономерность поведения вертолета и
особенности пилотирования зависят от соотношения сил на различных элементах
взлета.
Рис. 8
Элементы взлета.
Взлет по-вертолетному
Включает в себя следующие элементы:
- отрыв; 0-1 - вертикальный набор; I - висение; 1-3 - разгон скорости; 2-3 - переход к набору высоты;
3-4-5 - набор высоты.
Рис. 9
2.3 Развороты
виражи и спираль
Вираж - это полет вертолета в горизонтальной плоскости по
замкнутой окружности с постоянным креном и поступательной скоростью без
скольжения. Разворот - часть виража.
Вираж и развороты в визуальном полете разрешается выполнять
при взлетной массе:
§ 11100 кг и менее на скорости 80-100км/ч
с креном до 300;
§ более 11100 кг с креном до 200 на
скоростях 100-120км/ч.
На высотах 50 м над рельефом местности допускаются углы
крена, по величине равные высоте полета, но не более указанных выше.
Рис. 10. Схема сил и моментов, действующих на вертолет при
выполнении виража
Для ввода вертолета в вираж (разворот) необходимо отклонить силу 
в сторону разворота (рис. 10.). Возникшая
при этом неуравновешенная сила 
вызывает искривление траектории движения. При выполнении
правильного виража продольная ось вертолета должна совпадать с вектором
скорости. Это достигается отклонением педали в сторону виража на
соответствующую величину.
При вводе в вираж нарушается балансировка вертолета. Так, на
правом вираже у вертолета появляется тенденция к увеличению угла тангажа,
уменьшению скорости и снижению, увеличению угла крена.
Увеличение угла тангажа происходит в основном за счет действия
мощного гироскопического момента. Действие этого момента проявляется только в
процессе разворота с креном. При увеличении угла тангажа отклоняется назад сила
, что приводит к уменьшению ее
составляющей 
. Уменьшение силы вызывает еще большее увеличение угла
тангажа, т.к. пикирующий момент от нее уменьшается.
Кроме того сила . уменьшается в результате увеличения завала конуса НВ на вираже
из-за возрастания маховых движений лопастей. Увеличению угла тангажа
способствует также рост кабрирующего момента от РВ вследствие увеличения углов
установки его лопастей при отклонении правой педали. Увеличение угла тангажа и
уменьшение силы . Является причиной уменьшения скорости
полета.
Тенденция к снижению вертолета проявляется по следующим причинам.
Во-первых, при наклоне силы для получения неуравновешенной силы, искривляющей траекторию движения, сила 
становится меньше силы тяжести вертолета 
.
Во-вторых, уменьшается располагаемая мощность, затрачиваемая на
вращение НВ, т.к. при отклонении правой педали установочные углы и,
следовательно, момент сопротивления РВ, а также потребная мощность для его
вращения увеличивается, что соответственно уменьшает мощность, затрачиваемую на
вращение НВ.
Таким образом, при вводе вертолета в правый вираж одновременно с
координированным отклонением РУ и педали в сторону виража необходимо для
сохранения угла тангажа, скорости и высоты полета РУ отклонить от себя. Кроме
этого, следует увеличить мощность двигателей, а в процессе виража отклонением
РУ в противоположную сторону удерживать постоянный угол крена.
При вводе в левый вираж у вертолета появляется тенденция к
уменьшению угла тангажа, увеличению скорости, к уменьшению высоты и уменьшению
угла крена.
Направление действия гироскопического момента в этом случае
становится противоположным тому, которое было при вводе в правый вираж, сила увеличивается, а кабрирующий момент от РВ
при отклонении левой педали уменьшается. Это приводит к тому, что уменьшается
угол тангажа и, как следует, к росту скорости и снижению вертолета.
Причиной снижения, кроме того, является уменьшение силы при вводе в вираж. Однако при отклонении
левой педали происходит уменьшение установочных углов лопастей РВ, а значит, и
момента сопротивления и мощности, потребной для его вращения. Соответственно
увеличивается мощность, идущая на НВ, растет его тяга, а следовательно
увеличивается сила. Практически на левом вираже с креном 150
за счет использования на НВ той мощности, которая при отклонении левой педали
освободилась с РВ, подъемная сила увеличивается настолько, что ее вертикальная составляющая остается равной силе тяжести вертолета.
Поэтому необходимости в увеличении мощности двигателей при вводе в левый вираж
нет.
В процессе левого виража вследствие сложения вращательного
движения НВ и движения вертолета относительно центра виража увеличивается зона
обратного обтекания и соответственно уменьшается суммарная скорость обтекания
лопастей в азимуте 2700. В результате этого вертолет стремится выйти
из крена.
Таким образом, при вводе в левый вираж одновременно с
координированным отклонением РУ и педали в сторону виража необходимо для
сохранения постоянного угла тангажа РУ отклонить несколько на себя. В процессе
виража отклонением РУ в сторону виража следует удерживать постоянный крен.
Однако, как указывалось выше, это справедливо только для виражей с
креном до 150. Если же угол крена будет больше 150, то на
левом вираже необходимо увеличивать подводимую к НВ мощность отклонением рычага
"ШАГ-ГАЗ" вверх настолько, чтобы обеспечить равенство силы силе тяжести.
В процессе виража заданная скорость сохраняется отклонением РУ в
продольном направлении, а координация - соответствующим отклонением педалей и
РУ. При этом не следует забывать, что изменение угла тангажа ведет к изменению
скорости.
Вывод из виража рекомендуется начинать за 10-150 до
намеченного ориентира или заданного направления. Вывод производится
координированным отклонением РУ и педалей. Мощность двигателя при этом
уменьшается до значения соответствующего режиму ГП.
Характеристики правильного виража представлены на рисунке 11.
Рис. 11. Характеристики правильного виража
Спиралью называется полет вертолета по винтовой траектории с
заданным креном на постоянной скорости с потерей или набором высоты (рис. 12.).
При вводе в спираль и выводе из нее необходимо следить, чтобы не было
увеличения или уменьшения угла планирования, и, следовательно и скорости
полета.
По сравнению с правильным виражом при выполнении установившейся
восходящей спирали с теми же значениями угла крена и скорости полета требуется
большая мощность двигателей, т.к. вертолет не только разворачивается, но и
набирает высоту. Выполнение нисходящей спирали при прочих равных условиях
требует, наоборот, меньшей мощности по сравнению с правильным виражом.
При увеличении крена для сокращения радиуса и времени разворота
уменьшается вертикальная скорость набора высоты (рис. 13.).
Рис. 12. Схема выполнения спирали
Рис. 13. Зависимость вертикальной скорости от угла крена и
скорости полета при выполнении спирали
Форсированный разворот
Форсированный (неустановившийся) разворот - это маневр в
горизонтальной плоскости с торможением для быстрого разворота вертолета на
цель. Он применяется для выхода в кратчайшее время в точку начала атаки
внезапно обнаруженной цели и для быстрого ухода от нее.
На высотах 50-1000 м форсированный разворот может выполняться с
креном до 450 при скоростях полета 120-250км/ч.
Максимальный крен ограничен максимально допустимой перегрузкой и запасом по
срыву потока с лопастей НВ.
При скорости ввода в форсированный разворот 200км/ч и менее
уменьшать общий шаг в процессе разворота не рекомендуется, т.к. это может
привести к потере высоты и скорости менее 
.
На скоростях 200-250км/ч форсированные
развороты можно выполнять как при постоянном значении общего шага, так и с
уменьшением его на 2-50.
С исходных скоростей 200-250км/ч
форсированный разворот на 1800 при постоянном общем шаге выполняется
за 17-38с с потерей скорости на 10-45км/ч, а с
уменьшением общего шага - за 17-27с с потерей скорости на 40-100км/ч.
Ввод в разворот осуществляется плавным и координированным
отклонением РУ и педали в сторону разворота. Для уменьшения скорости по мере
увеличения угла крена РУ плавно отклоняется на себя.
Если при вводе в разворот допускаются некоординированные действия,
колебания углов крена и тангажа, то в процессе разворота эти ошибки быстро
возрастают и исправить их практически невозможно.
При наличии вертикальной скорости изменение высоты парировать
отклонением РУ. Следует иметь в виду, что при вводе в разворот с постоянным
общим шагом происходит увеличение 
на 2-2,5%. Если частота вращения увеличилась на большую величину,
необходимо уменьшить темп отклонения РУ на себя.
В развороте вертолет по крену сравнительно устойчив. Больше
внимания приходится уделять на тангаж вертолета.
Гашение скорости и выдерживание заданной высоты в процессе
разворота, как и при вводе в разворот, осуществляется отклонением РУ. Контроль
за сохранением высоты вести по вариометру.
Во второй половине разворота темп отклонения РУ на себя больше,
чем в первой, т.к. с уменьшением скорости наблюдается большое стремление
вертолета к потере высоты. Кроме того, с уменьшением скорости значительно
возрастает угловая скорость разворота.
По достижении заданной скорости (но не менее 100км/ч)
плавным отклонением РУ от себя прекратить дальнейшее уменьшение скорости, а для
сохранения высоты полета увеличить режим работы двигателей. Вывод из разворота
следует начинать за 15-200 до намеченного курса.
По технике выполнения левый и правый форсированные развороты
существенных различий не имеют. Однако следует учитывать, что для сохранения
координации на левом развороте приходится больше, чем на правом отклонять левую
педаль вперед. При вводе в левый разворот и в процессе его выполнения вертолет имеет
тенденцию к уменьшению угла тангажа и потере высоты, а при вводе в правый
разворот и при его выполнении - к увеличению тангажа и набору высоты.
Величина изменения тангажа зависит от скорости ввода: чем больше
скорость, тем меньше тангаж. Кроме того, на развороте с уменьшением общего шага
перед началом разворота вследствие энергичного уменьшения скорости заметнее
проявляется тенденция к увеличению угла крена на левом развороте и к выходу из
крена на правом, обусловленная особенностями изменения поперечной балансировки
по скорости.
С учетом сказанного, одновременно с отклонением РУ влево для
сохранения высоты и гашения скорости сразу же приходится брать РУ на себя. При
этом в начальный момент времени величина отклонения РУ незначительна, а в
дальнейшем величина ее отклонения увеличивается.
Техника выполнения форсированного разворота с уменьшением общего
шага такая же, как и без уменьшения. Уменьшать общий шаг необходимо
одновременно с вводом вертолета в крен. К моменту создания крена 450
шаг должен быть постоянным.
В процессе разворота уменьшение скорости и сохранение высоты
полета осуществляется взятием РУ на себя.
При вводе в форсированный разворот с уменьшением общего шага
происходит более энергичный заброс , чем при вводе без изменения шага ( может достигать 99% и более). Поэтому темп и величина уменьшения
общего шага и отклонения РУ на себя на развороте должны быть такими, чтобы не выходила за допустимые пределы.
2.4 Виды
посадок
Элементы посадки. особенности выполнения
1. Снижение. Выполняется для подвода ВС к земле на расчетной Vy и Vx Начинается с высоты не
менее 100 м. До высоты 100 м скорость уменьшается до 120 км/час. С высоты 100 м
скорость следует уменьшить до 60 - 70 км/час. для снижения взять РЦШ на себя,
общий шаг незначительно уменьшить. При отклонении РЦШ возрастает сопротивление,
скорость уменьшается. Необходимая вертикальная скорость устанавливается
шаг-газом. Vy рек = 2-4 м/с.
. Вывод из снижения. Выполняется для начала гашения
вертикальной скорости и продолжения гашения поступательной скорости. С высоты
40-50 м одновременно отклонением РЦШ на себя и увеличением общего шага. При отклонении
РЦШ отклоняется конус НВ, увеличивается угол атаки НВ, растет сопротивление,
скорость уменьшается. За счет увеличения шага возникает прирост тяги, угол
снижения уменьшается. Этап идет до высоты 6-10 м.
Горизонтальное торможение. Цель - окончательное гашение
поступательной скорости, переход к висению. Начинается с высоты 10 - 6 м.
Выполняется соразмеренным отклонением РЦШ на себя и более интенсивным
увеличением шага. Сила сопротивления вертолета на этом участке не уравновешена.
На этапах гашения скорости следует учитывать следующие
особенности вертолета:
- прогрессирующий характер торможения из-за неустойчивости по
углу атаки и из-за увеличения потребной мощности НВ;
- на скорости менее 50 км/час возникает повышенная вибрация;
- перед зависанием имеется тенденция на разворот влево и
смещение назад;
- вертолет стремится увеличивать вертикальную скорость, на Vx менее 40 км/час и Vy более 1,5 - 2 м/с ВС
близко к режиму вихревого кольца.
Вывод: для выполнения безопасной посадки требуется иметь
определенный запас мощности, который используется для гашения Vy. Для получения избытка
мощности посадочная масса BС должна соответствовать данным условиям посадки.
Характеристики различных способов посадки.
Посадка в ЗВВП. Достоинством посадки является
достаточный запас мощности, хорошая устойчивость; вертолет находится в
безопасной зоне по отказу двигателя (см. рисунок 14).
Рис. 14.
Посадка вне ЗВПП. Выполняется на ограниченные площадки, в условиях образования
пыльного (снежного) вихря и других случаях см. рис. 15.
Рис. 15.
Рекомендации и ограничения:
Расчет на посадку уточнять до высоты 100 м. При недолете увеличить
общий шаг, отклонить РЦШ на себя. При перелете отклонить РЦШ от себя, уменьшить
общий шаг. Соблюдать последовательность отклонения рычагов.
При необходимости снижение вертолета выполнять на повышенной
поступательной и меньшей вертикальной скоростях. Заход на посадку выполнять с
включенными каналами крена и тангажа автопилота.
- По возможности посадку выполнять против
ветра.
- Перед приземлением не допускать боковых
перемещений, особенно влево.
Уменьшение общего шага до минимального после приземления
выполнять только при полной уверенности, что ВС стоит на твердой поверхности.
Посадка с коротким пробегом: (см. рисунок)
Такой вид посадки применяется в случаях, когда из-за низкого
давления, повышенной температуры или большой посадочной массы имеется
недостаток мощности для выполнении зависания.
Рис. 16.
Посадка на РСНВ: (см. рисунок 17)
Выключение двигателей сопровождается: резким изменением характера
шума двигателей и трансмиссии; энергичным снижением с уменьшением угла тангажа,
разворотом и креном вправо.
Снижение вертолета вызвано быстрым падением оборотов НВ и
уменьшением, в связи с этим, тяги НВ.
Рис. 17.
2.5 Отказ
двух двигателей на вертикальных режимах и взлете
Признаки: разворот и крен вправо, падение оборотов НВ,
опускание носа, резкое изменение шума.
Рис. 18.
При снижении вертолета с большой Vy воздушный поток
подводится снизу, НВ переходит на режим самовращения, то есть, такой режим, при
котором лопасти приводятся во вращение от аэродинамических сил. Рис.18
Результирующая Vy
будет направлена снизу вверх, угол атаки увеличится, Rr отклоняется вперед. Это ведет к появлению
подсасывающей силы Хг, создающей ускорение в плоскости вращения. При
некотором числе оборотов подсасывающая сила будет равна нулю, возникнет установившееся
самовращение. Для увеличения скорости самовращения элемента необходимо
уменьшить установочные углы (шаг винта), или отклонить ручку управления на
себя.
Наличие регулятора взмаха дополнительно способствует раскрутке
элемента лопасти.
Самовращение НВ
В целом лопасть НВ создает подсасывающую силу Хг. Это
объясняется тем, что корневые и средние сечения лопастей работают на ускоренном
самовращении, концевые - на замедленном. Рис. 19
Комплект лопастей создает крутящий или увлекающий момент: Мкр
= Хл Кл r, направленный в сторону вращения лопастей НВ. Реактивный
момент от вращения лопастей отсутствует (на моторном снижении направлен в
сторону, противоположную вращению лопастей).
Угол снижения на РСНВ много больше, чем при моторном
снижении, конус отклонен назад и создает тормозящую силу Хан. В то
же время НВ создает силу YaH, уравновешивающую Gya. Тяга РВ направлена
вправо по полету, уравновешивается боковой силой НВ. Для этого конус вращения
отклонен влево.
Рис. 20
Балансировка. Устойчивость и Управляемость
Путевая балансировка определяется направлением Mувлек и осуществляется
отклонением левой педали.
Поперечная балансировка осуществляется отклонением РЦШ влево,
вертолет имеет правый крен.
Продольная балансировка - отклонением РЦШ на себя для
уравновешивания Мпикир стабилизатора и для создания
тормозящей силы НВ. Выполняется с разными углами тангажа, в зависимости от
центровки и скорости.
Анализ летных испытаний показывает, что Ми-8 имеет
незначительную динамическую неустойчивость. Управляемость обеспечивается с
достаточным запасом, сложности не вызывает.
Предупреждение: при отказе двигателей задержка со сбросом
шага недопустима, так как приводит к потере эффективности управления.
Запрещается отдача РЦШ от себя до перехода на
установившиеся обороты.
Посадка на РСНВ с пробегом - для гашения вертикальной
скорости используется запас кинетической энергии движения вертолета. При этом
при увеличении угла атаки на торможение достигается эффективное увеличение
подъемной силы.
Посадка на РСНВ с коротким пробегом - гашения вертикальной
скорости за счет увеличения энергии НВ ("подсечка” - плавное увеличение
шага - "подрыв”)
При предельно задних центровках посадочная скорость будет
несколько больше.
2.6 Опасные
зоны высоты и скорости
На вертолете Ми-8 по результатам испытаний определены
сочетания высот и скоростей полета, при которых не обеспечивается безопасность
полета в случае отказа одного двигателя. В основу положены требования Норм
летной годности гражданских вертолетов (НЛГВ-г).
Содержащиеся в РЛЭ вертолета Ми-8 графические зависимости
позволяют определить границы опасных зон "высота-скорость" (рис.21).
Отказ двигателя в пределах опасных зон не гарантирует
безопасного продолжения полета, так как из-за уменьшения оборотов НВ и дефицита
мощности вертолет приобретает вертикальную скорость снижения, для гашения
которой пилот не имеет необходимого времени:
на обнаружение отказа двигателя;
на принятие решения по ликвидации последствий отказа;
автоматика не в состоянии мгновенно вывести работающий
двигатель на максимальную мощность;
Рис. 21
Зона а) соответствует следующим параметрам: поступательная
скорость V≤40
км/ч, высоты от 5.10 м до 200 м. То есть зона а) построена для висения,
вертикальных режимов, а так же перемещений с малыми поступательными скоростями.
Нижняя граница зоны а) определяется запасом высоты,
необходимой для посадки с "подрывом ОШ" и назначается из условия не
превышения эксплуатационной перегрузки в момент приземления, исключения
остаточных деформаций (максимально-допустимая вертикальная скорость составляет
- 3,68 м/с). Чем больше масса вертолета, тем ниже граница опасной зоны (для G
=11100 кгс H=10 м, G=12000 кгс H=5 м).
Правая и верхняя граница зоны а) определяются запасом высоты:
на запаздывание в реакции пилота;
на разгон вертолета до Vнв=120 км/ч или до
скорости предпосадочного снижения с последующей посадкой с коротким пробегом.
Кроме того, на V<40 км/ч при снижении вертолета существует опасность
возникновения "вихревого кольца". Скорость 40 км/ч обеспечивает
необходимый темп разгона и заложена с учетом оптимальной техники пилотирования
в условиях массовой эксплуатации.
Отказ двигателя в опасной зоне при выполнении подлетов и
перемещений не обеспечивает запаса высоты для парирования моментов
разбалансировки и приземления на колеса главных ног шасси.
Зона 6) соответствует параметрам: Vпр=60-150 км/ч:
Н ≤ 20 м, Vпр>150 км/ч; H≤40 м.
Вследствие малой высота полета в пределах зоны б) действия
пилота при отказе двигателя должны быть направлены:
на отход от земли за короткое время;
вывести двигатель на Nвзл;
установить наивыгоднейший режим полета;
при острой необходимости подобрать площадку для посадки.
При отказе двигателя на Yпр>120 км/ч необходимо
выполнить торможение до V=120 км/ч, обеспечивающей максимальную скороподъемность. Торможение
осуществляется взятием РЦШ на себя. Увеличение тангажа замедляет темп падания
оборотов НВ и просадки вертолета. Однако на малых высотах опускание хвостовой
балки может привести к столкновению с землей в начальный момент просадки
вертолета.
Поэтому верхняя граница зоны 6) складывается из потери высоты
на запаздывание автоматики, действий командира и запаса высоты на изменение
пространственного положения вертолета в начальный момент торможения.
При отказе двигателя на Vпp < 120 км/ч необходимо
немедленно переходить на снижение и выполнение посадки перед собой. В противном
случае для увеличения скорости, до 120 км/ч потребуется вы полнить разгон
вертолета отклонением РЦШ от себя и уменьшением угла тангажа, что вызовет
дополнительную просадку вертолета.
Поэтому на V<120 км/ч, близких к V предпосадочного снижения, верхняя
граница зоны б) складывается из потери высоты на запаздывание пилота,
установления V предпосадочного планирования, выполнения необходимых действий
при посадке с коротким пробегом.
Вывод: Нахождение вертолета в пределах опасных зон без особой
необходимости не рекомендуется. Полеты должны выполняться в безопасном коридоре
"высота-скорость".
2.7 Руление
Руление - это основной вид передвижения вертолета по земле.
Руление выгоднее, чем подлет, так как мощность, потребная для руления,
составляет 25-40% от номинальной мощности.
Рис. 22
Руление разрешается производить на вертолете по твердой и
ровной поверхности, не допуская взвешенного состояния вертолета.
Для установившегося прямолинейного руления необходимо, чтобы
действующие на вертолет силы находились в следующем взаимоотношении (рис.22):
Как видно из рис. 22, силой, заставляющей вертолет
перемещаться вперед, является Ха в,
возникающая при отклонении ручки циклического шага вперед. Продольным
перемещением ручки управления можно изменять величину силы Х ав,
а при необходимости изменять и знак ее и таким образом регулируя скорость
руления. Подъемная сила на рулении меньше веса. Тяга рулевого винта должна
уравновешивать боковую силу несущего винта и составляющие сил трения колес по
оси Z.
Глава 3.
Влияние внешних факторов
3.1
Особенности полета в турбулентной атмосфере
Интенсивная турбулентность наблюдается в нижних слоях
атмосферы (тропосферы) до Н=3 км.
Проявляется в виде: сдвига ветра и сильной болтанки.
Сдвиг ветра - это отношение разности скоростей ветра в двух
точках пространства, отнесенное к расстоянию между этими точками.
В практических целях вертикальный сдвиг ветра удобно
рассчитывать для слоя толщиной 30 м.
Согласно НПП ГА-78 вертикальный сдвиг β>5 м/с/30 м является опасным метеоявлением.
Характеризуется изменением не только путевой, но и воздушной
скорости вертолета, с изменением ее направления даже на противоположное.
При этом аэродинамические силы НВ резко изменяются
пропорционально " V". Наблюдается интенсивная разбалансировка
вертолета, возможно падение η н, самопроизвольное
снижение вертолета.
При плавных изменениях ветра в пространстве и времени пилот
без затруднений парирует отклонения вертолета.
При резких изменениях ветра управление вертолетом значительно
усложняется. Пилот не успевает компенсировать отклонения.
Большую опасность сдвиг ветра представляет на малых высотах.
Следовательно, в первом случае сдвиг ветра вызывает
увеличение запасов по тяге и мощности. Во втором случае, наоборот, ∆Т и ∆N
уменьшаются.
На II режимах полета на малой высоте (взлеты, посадки) при
возрастании воздушной скорости располагаемая тяга НВ Тр
увеличивается, а потребная мощность Nпотр уменьшается.
При уменьшении воздушной скорости, наоборот: Тр ↓,
Nпотр↑.
Из-за работы двигателей на повышенном режиме увеличение Nпотр
вызывает снижение вертолета с увеличением его вертикальной скорости.
Снижение невозможно предотвратить из-за недостаточной приёмистости двигателей,
отсутствие запасов мощности, быстротечности процесса.
Следовательно, опасность представляет горизонтальный сдвиг
ветра, которому соответствует уменьшение воздушной скорости, при полете на
малой скорости и на малой высоте.
Болтанка характеризуется интенсивностью горизонтальных и
вертикальных порывов.
В отличие от самолета перегрузки невелики (∆Пу
=0,5 ÷0,7q), что объясняется демпфирующим действием лопастей. Из-за
нарастания маховых движений возникают удары лопастей по ограничителям шарниров;
сближение лопастей с хвостовой балкой.
Нагрузки в виде шарнирных моментов лопастей передаются на
гидроусилители. Переданные нагрузки возрастают ~ в 3 раза.
Опыт эксплуатации показывает, что усилия в системе управления
не достигают критических значений по мощности гидроусилителей, нарушений
расчетной управляемости не происходит.
Однако при полете в болтанку усложняется техника
пилотирования. Это вызвано непрерывной разбалансировкой вертолета. Возможности
автопилота недостаточны. Кроме того, ввиду большой частоты порывов происходит
наложение управляющих сигналов, поступающих на органы управления от пилота и
автопилота. Это вызывает разбалтывание вертолета.
Возрастают усилия и потребные отклонения органов управления.
Искажается поток на входе ПВД.
При полетах с ГНВД нарушается равновесие груза, наступает
раскачка.
При бросках вверх уменьшается ηн, вниз - увеличивается
на 3-5%.
Рекомендации:
. для облегчения пилотирования выдерживать рекомендуемый
диапазон скоростей полета, 150-175 км/ч;
. Движение рычагами управления должно быть соразмеренными;
. Продолжительные полеты в болтанку с бросками более ± 50-м,
резкими колебаниями горизонтальной скорости ±30 км/ч - запрещаются. Необходимо
выйти из зоны болтанки.
. При полете в условиях сильной турбулентности автопилот не
включать.
3.2
Особенности полетов на пыльных, песчаных и заснеженных площадках. Снежный вихрь
Воздушный поток, отбрасываемый НВ, захватывает плохо
закрепленные массы снега (пыли), которые вовлекаются во вращение (вихрь).
Поток воздуха с частицами снега (пыли) растекается по
подстилающей поверхности до "Н" не более 0,5 м. За пределами
плоскости вращения НВ поток движется по инерции и одновременно поднимается
вверх.
Распределение массы снега (пыли) в зоне вихря неоднородно.
Вследствие этого образуются две области: достаточной и ограниченной видимости
(см. рис. 23).
Рис. 23.
Область с достаточной видимостью характеризуется хорошей
видимостью наземных ориентиров, имеет протяженность в горизонтальной плоскости
~ 10 м (от кабины), в вертикальной плоскости (при вертикальных режимах) 10-15
м.
Область ограниченной видимости характеризуется максимальным
ухудшением видимости в зоне вихря. Имеет протяженность ~ 5 м. Находится на
удалении 10-15 и от кабины вертолета.
С усилением встречного ветра зона ограниченной видимости
приближается к вертолету. При U =5-7 м/с кабина вертолета находится в области ограниченной
видимости.
В то же время встречный ветер снижает мощность вихря. При U ~7 м/с и более влияние
снежного вихря на полет почти не ощущается.
Интенсивность вихря зависит; от массы снега (пыли); ηн; Nдв.
В зависимости от этого вихрь бывает сильный, средний, слабый.
Максимальная интенсивность вихря наблюдается к моменту
полного ввода правой коррекции; переходе к висению (Н=3-5 м); в момент
зависания вертолета при посадке (V≈ 10 км/ч).
Сильное вихреобразование происходит при наличии рыхлого снега
глубиной более 10 см. При сильном вихреобразовании исчезает видимость
ориентиров, лежащих в зоне вихря.
По вертикали вихрь обычно не поднимается выше одного αн.
Опасность снежного вихря: резкое ухудшение видимости, потеря
визуальной ориентировки, трудность полёта по приборам (из-за недостаточной
разрешающей способности пилотажных приборов),
Меры безопасности:. Необходимо добиться визуальной
ориентировки;
. Выбирать оптимальный режим полета в зависимости от
конкретных условий (ветер, t нв, рельеф, площадки, масса, состояние покрова).
. Иметь хорошие навыки техники пилотирования.
. Отличное содержание площадок (размеры, маркировка, укатка,
ветроуказатели и т.д., информация экипажей о состоянии площадок).
Рекомендации.
На заснеженных (пыльных) площадках избегать руления.
При сильном попутном ветре рулить с малой скоростью.
Взлеты и посадки на заснеженных (пыльных) аэродромах по
возможности производить с коротким разбегом (пробегом).
Взлеты и посадки по вертолетному выполнять вне зоны влияния
воздушной подушки.
Перед посадкой с пробегом, в случае ухудшения горизонтальной
видимости, необходимо увеличить скорость и уйти на 2 круг.
При вторичном заходе скорость должна быть на 5-10 км/ч
больше.
Висение выполнять против ветра, при включенных каналах крена
и тангажа автопилота.
Вертикальный набор производится ступенчато, при постоянной
вертикальной видимости.
Разгон производить плавно, с набором высоты, не допуская
попадания в вихрь.
При отсутствии естественных ориентиров на посадочной площадке
использовать искусственный ориентир (сброс контрастных предметов, дымовых шашек
и др.).
3.3 Полет в
особых условиях
Влияние обледенения на аэродинамические и летные
характеристики вертолета.
Обледенение - это опасное метеоявление, сопровождающееся
отложением льда на обтекаемых поверхностях вертолета.
Обледенение наиболее вероятно при tнв =-5°….10°C. Входные устройства
двигателей подвергаются обледенению при tнв =+5°С.
Лёд образуется: на лобовых частях НВ, РВ, остекления, датчиках
приборов, воздухозаборниках двигателей и др. Виды льдообразования: прозрачный
лёд (облака, tнв =0. - 10°0); матовый лёд (смешанные облака, tнв =-6. - 10°С); иней
(сублимация водяного пара на охлажденной поверхности вертолета).
Несущий винт. Лёд искажает форму профиля лопасти и ухудшает
качество поверхности. Это приводит к уменьшению значений: Су; αкр; К; увеличивается Сх. Следовательно, падает тяга НВ;
увеличивается Мкр возникает преждевременный срыв потока с лопастей.
Обледенение распределяется по длине лопасти неравномерно
(из-за аэродинамического нагрева концевых сечений лопастей). Под действием
центробежных сил происходит самоудаление льда. Нарушается весовая балансировка
лопастей, инерционные свойства лопастей.
Эти явления приводят к следующим последствиям:
снижаются обороты НВ, возникает просадка вертолета;
усиливаются вибрации вертолета;
появляется разбалансировка вертолета;
возможна механическая повреждаемость лопастей и планера;
возможна потеря авторотационных свойств НВ (при толщине льда
12-15 мм), обороты НВ ниже оборотов авторотации.
Двигатель. При отложении льда на поверхностях входных
устройств суживаются проходные сечения, уменьшается секундная масса воздуха.
Засасываемый воздух более разрежен, поэтому на 4-5°С уменьшается его
температура. Следовательно, обледенение входных устройств возможно при t нв до +5°С. Причиной
переохлаждения является также то, что V вертолета меньше V потока во входном
канале. При позднем включении ПОС двигателей возможно засасывание частиц льда
на лопатки НА двигателя.
Вследствие уменьшения расхода воздуха через двигатель
уменьшатся эффективная мощность двигателей.
Таким образом, вследствие увеличения потребной мощности НВ, с
одной стороны, и уменьшения располагаемой мощности двигателей, с другой,
снижаются запасы мощности на вертолете.
Рулевой винт. Обледенение лопастей РВ приводит к уменьшению
путевой устойчивости и управляемости, особенно на малых V, висении, при боковом
ветре. Из-за увеличения мощности потребляемой на вращение РВ, дополнительно
уменьшается располагаемая мощность НВ.
Вывод; Обледенение приводит к значительному ухудшению летных
свойств и динамики вертолета на всех режимах полета, может явиться причиной
отказа двигателя (двигателей).
Признаки начавшегося обледенения:
уменьшается ηн;
увеличивается η тк, автоматика выводит
двигатели на повышенный режим;
появляется тенденция вертолета к снижению;
увеличиваются вибрации вертолета.
Рекомендации:
при случайном попадании в зону обледенения при tнв ниже - 12°С необходимо
принять меры к немедленному выходу из этой зоны.
полеты ночью в условиях обледенения запрещаются;
в условиях обледенения при tнв =+5°С и ниже, повышенной
влажности воздуха (свыше 80%) руление после прогрева двигателей и главного
редуктора производить на η тк не ниже
80%;
ПОС двигателей включать вручную перед входом в облачность,
туман, снегопад, дождь, морось при tнв =+5°С и ниже.
Необходимо учитывать ограниченную мощность электрической
тепловой ПОС. Поэтому заблаговременное включение - основное условие БП.
Глава 4.
Модернизация авиационной техники, введение новых технологий
Я бы хотел рассказать о вертолете КА-62. С точки зрения
аэродинамики этот вертолет создан для более скоростных полетов и при его сборке
были применены новые технологии. Рис.24
Рис. 24.
Вертолет Ка-62 является первым вертолетом АООТ
"Камов", выполненным по одновинтовой схеме с рулевым винтом в
вертикальном оперении. Разработка вертолета началась в 1990 году под
руководством генерального конструктора С.В. Михеева в инициативном порядке, учитывая
большую потребность в среднем многоцелевом вертолете для народного хозяйства.
Большое внимание при проектировании вертолета было обращено на повышение его
эффективности за счет увеличения крейсерской скорости, уменьшения удельного
расхода топлива и увеличения весовой отдачи, а также за счет снижения
трудоемкости технического обслуживания. Проведенные совместно с ЦАГИ
теоретические и экспериментальные исследования позволили значительно уменьшить
аэродинамическое сопротивление вертолета, а использование усовершенствованных
профилей и оптимизация конфигурации лопастей обеспечили увеличение
относительного и пропульсивного КПД и достижение максимального эквивалентного
аэродинамического качества, равного 4.
Специально для вертолета Ка-62 Рыбинским КБ моторостроения
(главный конструктор А.С. Новиков) разработаны ГТД нового поколения РД-600,
имеющие характеристики на уровне лучших зарубежных ГТД.
Базовым для вертолета Ка-62 выбран транспортный вертолет,
рассчитанный на перевозку груза массой до 2500кг на внешней подвеске или 15-16
пассажиров в кабине. На его базе разрабатываются санитарный и спасательный
варианты, отличающиеся специальным оборудованием, включающим спасательную
лебедку грузоподъемностью 300кг. Для экспортных поставок разработан вариант
вертолета Ка-62М, с пятилопастным несущим винтом, зарубежными двигателями
General Electric T700/CT7-2D1 или LHTEC CT8-800 или Rolls-Royce/Turbomeca RTM
332 и пилотажно-навигационным оборудованием фирмы Bendix King.
Первый опытный вертолет Ка-62 был продемонстрирован на
авиационно-космической выставке МАКС-95 в г. Жуковском. Первый полет вертолета
предполагался в 1996 году. Предусматривается сертификация вертолета по
американским нормам летной годности FAR 29.
КОНСТРУКЦИЯ. Вертолет одновинтовой схемы с рулевым винтом в
вертикальном оперении, с двумя ГТД и трехопорным шасси. Конструкция вертолета
отличается широким применением КМ, составляющих более 50% массы конструкции.
Фюзеляж отличается хорошими аэродинамическими формами
(площадь эквивалентной вредной пластинки около 1.25 м2), имеет металлический
каркас со шпангоутами и продольными балками и обшивку из слоистых панелей из КМ
на основе стекло - и углепластиков. Фюзеляж состоит из четырех секций: кабины
экипажа, средней части с грузопассажирской кабиной, хвостовой балки с
горизонтальным оперением и вертикального оперения с каналом для рулевого винта.
Кабина экипажа имеет большую площадь остекления и силовой набор фонаря из КМ,
двери по бокам кабины открываются наружу против потока. Сиденье летчика
расположено с правой стороны (впервые для отечественных вертолетов), чтобы
исключить дублирование органов управления оборудованием при экипаже из двух
летчиков, в этом случае устанавливаются органы управления для второго летчика.
В средней части фюзеляжа размещена грузопассажирская кабина
размерами 3.3 х 1.75 х 1.3м с большими сдвижными грузовыми дверьми размерами
1.3 х 1.25м. На хвостовой балке эллипсовидного сечения установлен неуправляемый
стабилизатор размахом 3м, прямоугольной формы в плане, с большими концевыми
шайбами с несимметричным профилем для создания боковой аэродинамической силы и
разгрузки рулевого винта. К хвостовой балке пристыковано большое вертикальное
оперение с профилированным каналом для рулевого винта, сверху которого
установлен киль с несимметричным профилем.
Шасси: трехопорное, убирающееся, с хвостовой
самоориентирующейся опорой телескопического типа со сдвоенными колесами,
убирающейся назад в хвостовую балку. Главные опоры рычажного типа с
азотно-масляными амортизаторами убираются вперед и вбок в фюзеляж. На опорах
могут быть установлены надувные баллонеты для аварийной посадки на воду.
Несущий винт: четырехлопастный с упругим креплением
лопастей. Корпус втулки изготовлен из стеклоуглепластика, разъемный, втулка
имеет только самосмазывающиеся подшипники вертикальных шарниров, вместо
горизонтальных и осевых шарниров используются торсионы из пакета стальных
пластин и упругие элементы из стеклопластика.
Лопасти: цельнокомпозиционные, прямоугольной формы в
плане, со стреловидной законцовкой. Двухконтурный лонжерон имеет форму носка
профиля, вдоль носка проходит резиновое покрытие с электрической
противообледенительной системой. Хорда лопасти 0.53м.
Рулевой винт: диаметром 1.4м, с жестким креплением
лопастей, с осевыми шарнирами. Лопасти с хордой 0.089м имеют прямоугольную
форму в плане, носовая часть лопасти защищена абразивостойкой титановой
оковкой.
Силовая установка: состоит из двух ГТД
РД-600 взлетной мощностью по 955кВт и крейсерской мощностью по 735 кВт.
Предусмотрен режим чрезвычайной мощности 1139кВт, развиваемый одним двигателем
в течение 2.5 мин при выходе из строя другого двигателя. Двигатели установлены
в общем обтекателе за валом несущего винта, воздухозаборники над обтекателем
снабжены противообледенительной воздушно-тепловой системой. Двигатели оснащены
цифровой электронной системой регулирования с полным резервированием каналов,
имеют модульную конструкцию. Модуль генератора объединяет четырехступенчатый
компрессор с тремя осевыми и одной центробежной ступенью, кольцевую
противоточную камеру сгорания и двухступенчатую турбину привода компрессора.
Свободная турбина также двухступенчатая. Двигатель имеет длину 1.56м, ширину
0.76м и высоту 0.72м, сухая масса 220 кг. Запуск двигателей осуществляется от
вспомогательной силовой установки АИ-9.
Топливная система: включает 4 мягких бака
общей емкостью 1100л, размещенных под полом кабины, с подкачивающими насосами
для питания двигателей от любой группы баков.
Трансмиссия: с двухступенчатым главным редуктором
рассчитана на передачу взлетной мощности 1910кВт, хвостовой редуктор
одноступенчатый.
Система управления: с гидравлическими
рулевыми приводами, объединенными в общий блок на корпусе редуктора и жесткими
тягами, включает загрузочные триммерные механизмы.
Гидросистема: состоит из двух автономных подсистем,
первая обеспечивает питание рулевых приводов, вторая - системы уборки колес и
их тормозов.
Электрическая система: состоит из
двухканальной системы переменного трехфазного тока с двумя бесконтактными
генераторами мощностью по 30кВт и двухканальной системы постоянного тока с
двумя выпрямителями и аккумуляторной батареей.
Оборудование: Пилотажно-навигационный комплекс
обеспечивает улучшение характеристик устойчивости и управляемости,
автоматизированную стабилизацию угловых положений вертолета, полет по заданному
курсу и заданной линии пути, предупреждение о предельно допустимых режимах
полета. В кабине установлены два многофункциональных индикатора на ЭЛТ. На
спасательном варианте предусмотрена лебедка грузоподъемностью 300кг.
Многоцелевой вертолет Ка-62 создан на базе армейского
вертолета Ка-60 и предназначен для перевозки пассажиров и грузов в транспортной
кабине, а также транспортировки крупногабаритных грузов на внешней подвеске.
Вертолет Ка-62 построен по одновинтовой схеме с
многолопастным рулевым винтом в кольцевом канале вертикального хвостового
оперения. Лопасти винтов и планер на 60 процентов по массе выполнены из
полимерных композиционных материалов. Планер отличается совершенными
аэродинамическими обводами, вместительной транспортно-пассажирской кабиной и
трехстоечным шасси с хвостовой опорой. Силовая установка включает двигатели
нового поколения модульной конструкции разработки Рыбинского конструкторского
бюро моторостроения под руководством генерального конструктора А.С. Новикова.
Гражданская модификация от базовой военной использует высокие крейсерскую
скорость, топливную эффективность и транспортную производительность, широкие
дверные проемы транспортной кабины по обоим бортам фюзеляжа.
Вертолет может использоваться для перевозки пассажиров с
надлежащим комфортом, транспортировки грузов внутри кабины и на внешней
подвеске, оказания экстренной медицинской помощи, выполнения
аварийно-спасательных работ, ведения ледовой разведки и различного рода
патрульных операций, контроля водных границ и границ экономических зон,
обслуживания шельфовых газо - и нефтепроводов и др.
Вертолет Ка-62 спроектирован с учетом международных
требований по безопасности полетов. Обеспечены полет и посадка с одним
работающим двигателем. Травмобезопасность пилота и пассажиров на случай грубой
посадки гарантируется комплексом мер, в том числе энергопоглощающей
конструкцией шасси и кресел. Рулевой винт в киле защищен от случайных
повреждений. Машина оснащена эффективными противообледенительной и
противопожарной системами.
Ка-62 может иметь как стандартное оборудование базового
транспортного варианта для полетов в условиях визуальной видимости, так и
комплекс для пилотирования винтокрылого аппарата по приборам в любых погодных
условиях с использованием аппаратуры спутниковой навигации. Экспортный вариант
вертолета может по желанию заказчика иметь двигатели и авионику зарубежных
фирм.
Технические данные Ка-62
Экипаж: 1-2, пассажиры: 16, силовая установка: 2 x ГТД РД-600
Рыбинского завода мощностью по 955 кВт, диаметр несущего винта: 13.5 м, длина
фюзеляжа: 13.25 м, высота: 4.1 м, взлетный вес: 6250 кг, вес пустого: 3730 кг,
максимальная скорость: 300 км/ч, крейсерская скорость: 260 км/ч,
скороподъемность: 11.7м/с, статический потолок: 2500 м, динамический потолок:
5000 м, дальность полета: 720 км, полезная нагрузка: 2000-2500 кг.
Глава 5.
Анализ происшествия
Была изучена статистика авиационных происшествий, связанных с
несоблюдением аэродинамических ограничений за 2011. Информация о статистике
происшествий проанализирована на сайте МАК.
25.07.2011 в районе национального села Биллингс (200
км северо-восточнее г. Певек Чукотского АО) потерпел катастрофу вертолет
Ми-8 RA-24422 ФГУП "ЧукотАВИА".
При выполнении посадки, в районе посадочной площадки, у
вертолета появилась тенденция к самопроизвольному снижению, на увеличение
экипажем оборотов несущего винта вертолет не реагировал. Вертолет столкнулся с
землей, перевернулся на правый борт и загорелся. Бортмеханик и два пассажира
погибли.
Причиной катастрофы явились ошибка экипажа в технике пилотирования
и отсутствие контроля за параметрами полета вертолета (тангаж, высота,
скорость) при заходе на посадку в метеоусловиях, не соответствующих для полетов
по ПВП, что привело к попаданию вертолета в режим "вихревого кольца",
его столкновению с землей с большой вертикальной скоростью, разрушению и
пожару.
Сопутствующими факторами явились:
непринятие экипажем решения об изменении плана полета при
ухудшении метеоусловий до значений, не соответствующих для полетов по ПВП;
неудовлетворительное взаимодействие в экипаже и несоблюдение
технологии работы при выполнении захода на посадку.
Выводы
1. Были изучены летные ограничения;
2. Было найдено аэродинамическое обоснование летных
ограничений;
. Приведены внешние факторы влияющие на динамику
полета;
. Приведен пример авиационного происшествия;
. Изучена статистика авиационных происшествий,
связанная с некачественной подготовкой к полету и приведен пример авиационной
катастрофы;
Практические рекомендации:
Руководству авиакомпаний необходимо повысить качество подготовки
экипажей к полетам и усилить контроль за соблюдением установленных правил при
подготовке экипажей к полетам. Также уделить большее количество времени
подготовке на тренажёре, для отработки полетов в особых условиях и отработке
аварийных ситуаций в полете.
Экипажам ВС необходимо изучать нормативные документы
настоящих авиационных правил, а также, знать порядок действий экипажа в особых
и аварийных случаях полета.
Список
литературы
1. "Основы
летной эксплуатации вертолетов. Аэродинамика" А.М. Володько;
2. РЛЭ
Ми-8, Ми-171;
. Воздушный
кодекс;
. "Практическая
аэродинамика вертолета ми-8";
. Основы
аэродинамики и динамики полета;
. Интернет
и конспекты.