Обоснование ограничений минимальной и максимальной скоростей полета и рекомендуемого диапазона высот висения.
Минимальная скорость полета вертолета на высотах до 3000 м ограничена величиной 60 км/ч по следующим причинам
— на меньших скоростях ненадежно работает указатель скорости, поскольку ПВД обдуваются потоком сильно скошенным вниз под влиянием несущего винта;
— неустойчивые режимы снижения вертолета на скоростях полета от 0 до 60 км/ч с вертикальными скоростями более 4 м/с.
На высотах менее 200 м, когда возможна ориентировка относительно земли, в случае крайней необходимости допустим полет на меньших скоростях до висения. Однако это крайне нежелательно, так как при отказе одного и особенно двух двигателей посадка вертолета затруднена.
Полет на скоростях меньше минимальной и висение разрешаются на высотах до 10 м от поверхности площадки. При этом вес вертолета должен быть в пределах, обеспечивающих висение на заданной высоте в соответствии с номограммами, данными в Инструкции экипажу.
С высоты висения до 10 м в зависимости от полетного веса (рис. 2 2) в случае отказа одного двигателя на скоростях 0—20 км/ч при вмешательстве в управление практически сразу же после отказа двигателя и при наличии под вертолетом площадки, пригодной для вынужденной посадки с коротким пробегом (0—15(м), обеспечивается возможность выполнения посадки без поломки вертолета
При скоростях полета от 60 до 90 км/ч на высотах до 20 м обеспечивается посадка перед собой. На скоростях 90—150 км/ч с высоты до 20 м возможна посадка с отворотом от препятствий, а при скоростях более 150 км/ч с высот до 40 м возможно выполнение посадки с разворотом на 180°
На высотах более 3000 м минимальная скорость полета увеличивается с высотой, поскольку возрастает потребная мощность при полете на малых скоростях и на скорости меньше минимальной не обеспечивается горизонтальный полет при номинальном режиме работы двигателей
Максимальные скорости полета на высотах более 1000м ограничены из условий сохранения достаточных запасов по скорости до режимов, на которых развивается срыв потока на конце отступающей лопасти.
Известно, что при полете с поступательной скоростью отступающая лопасть обтекается потоком с меньшей скоростью, чем наступающая. Однако из условий уравновешивания вертолета по крену подъемная сила лопасти по азимутам приблизительно сохраняется. Поэтому в зоне меньших скоростей увеличиваются угол атаки сечений лопасти и коэффициент подъемной силы. С увеличением скорости полета указанное различие в условиях работы наступающей и отступающей лопастей несущего винта возрастает, на некоторой скорости полета угол атаки на конце отступающей лопасти достигает критического значения, и появляется срыв потока. Появление срыва потока приводит к резкому увеличению нагрузок в лонжероне лопасти и забустерной части управления несущим винтом, а также вибраций вертолета.
Средний угол атаки лопастей несущего винта увеличивается с увеличением веса вертолета и уменьшением плотности воздуха, т. е. с увеличением высоты полета и температуры наружного воздуха. Поскольку увеличение среднего угла атаки лопастей уменьшает запас до срыва потока, то с увеличением веса вертолета, высоты полета и температуры наружного воздуха уменьшается скорость полета, на которой возникает срыв.
Заданные Инструкцией экипажу максимальные скорости полета обеспечивают отсутствие срыва потока на всех установившихся режимах полета. В связи с уменьшением запасов до срыва потока с лопастей на больших высотах и больших скоростях полета нельзя допускать при этих условиях резких маневров.
Обоснование других ограничений
Взлетный вес ограничен величинами 11100 кгс (нормальный) и 12000 кгс (максимальный) из условий прочности агрегатов вертолета и обеспечения достаточных запасов по срыву потока на лопастях несущего винта при выполнении полета с максимальной скоростью и на маневрах.
Разрешенный взлетный вес в зависимости от техники взлета и метеоусловий уточняется по специальным номограммам, учитывающим тягу несущего винта и запасы путевого управления.
Максимальный вес груза в кабине ограничен из условий обеспечения прочности пола и условия получения взлетного веса не больше максимального.
Центровки вертолета ограничены из условий обеспечения необходимых запасов управления на всех режимах полета, а также из условий сохранения в допустимых пределах переменной составляющей изгибающего момента, действующего на вал несущего винта.
Максимальная скорость полета с полуоткрытыми створками ограничена из условий обеспечения прочности узлов крепления створок.
Минимальная высота и скорость полета над пересеченной местностью ограничены для исключения опасного воздействия воздушных течений на вертолет.
Максимальная угловая скорость разворота и скорость дачи правой педали при разворотах на висении ограничены из условий прочности трансмиссии рулевого винта и хвостовой балки.
Скорость ветра сбоку и сзади на режиме висения ограничена из условий обеспечения необходимых запасов управления.
Скорость ветра при раскрутке и остановке несущего винта ограничена в целях исключения ударов по упорам втулки несущего винта, а также исключения возможности ударов концов лопастей несущего винта по хвостовой балке.
Углы крена на вираже ограничены в целях ограничения перегрузки и сохранения достаточных запасов по срыву потока на лопастях несущего винта, а также для упрощения техники пилотирования.
Максимальные и минимальные обороты несущего винта ограничены из условий прочности главного редуктора.
Вес груза и взлетный вес вертолета с грузом на внешней подвеске ограничены из условий прочности подвески, а также для обеспечения необходимых запасов тяги несущего винта.
ПОЯСНЕНИЕ РЕКОМЕНДАЦИЙ ЛЕТЧИКУ ПО ДЕЙСТВИЯМ В ОСОБЫХ СЛУЧАЯХ В ПОЛЕТЕ
Отказ в полете одного двигателя
Вертолет с одним отказавшим двигателем и другим двигателем, работающим на взлетном режиме, может продолжать полет на режимах, указанных на рис.1. Если при этом включена противообледенительная система двигателя, то вследствие снижения мощности двигателя при отборе от него воздуха вес вертолета, при котором возможен горизонтальный полет, уменьшается на 400—500 кгс.
Полет на одном двигателе нужно выполнять на скорости 120 км/ч, при которой потребная мощность минимальна. В связи с тем, что время непрерывной работы двигателя на взлетном режиме ограничено
6 мин, а полет на номинальном режиме может происходить со снижением, после отказа одного двигателя необходимо подобрать площадку и выполнить посадку по-самолетному с одним работающим двигателем.
В случае невозможности произвести безопасную посадку в течение 6 мин работы двигателя на взлетном режиме использовать запас высоты и выполнять полет в течение 5 мин на номинальном режиме, после чего снова перевести двигатель на взлетный режим.
Если это окажется невозможным из-за рельефа местности, необходимо использовать вплоть до посадки повышенные режимы работающего двигателя.
Отказ в полете двух двигателей
В случае отказа в полете двух двигателей полет и посадка могут продолжаться только на режиме самовращения несущего винта.
Характеристика самовращения в виде зависимости вертикальной скорости от скорости полета приведена на рис. 9. 15. Согласно этой характеристике минимальная вертикальная скорость имеет место при скоростях
полета 140— 150 км/ч, а минимальный угол наклона траектории - на скоростях 180—190 км/ч. Поэтому, при необходимости получить максимальный пройденный путь для обеспечения безопасной посадки, необходимо планирование с высоты 2000 м рекомендуется выдерживать равной 140 км/ч.
При переходе на режим самовращения после отказа двигателей необходимо иметь в виду следующие обстоятельства. Сразу же после отказа двигателей начинает быстро уменьшаться скорость вращения несущего винта и если летчик промедлит с уменьшением общего шага, обороты несущего винта могут стать меньше минимально допустимых (89% по тахометру).
После отказа двигателей пропадает реактивный момент несущего винта и вертолет разбалансируется в путевом отношении. Для восстановления балансировки необходимо дать левую ногу. Кроме того, после уменьшения общего шага ручку управления необходимо немного отклонить на себя.
В процессе планирования при положении ручки общего шага на нижнем упоре возможно возрастание оборотов несущего винта выше рекомендованных 92—95%, особенно при выполнении торможения путем отклонения ручки управления на себя. Для снижения оборотов несущего винта необходимо несколько увеличить общий шаг. Предпосадочное торможение рекомендуется выполнять плавно, постепенно увеличивая угол тангажа вертолета по мере уменьшения поступательной скорости. К концу торможения желательно иметь обороты несущего винта, близкиек верхнему пределу ограничений (103%), чтобы
увеличить запас кинетической энергии винта, расходуемый при выравнивании вертолета и предпосадочном подрыве.
Наиболее сложной частью посадки с режима самовращения является правильная координация отклонения РУ от себя и увеличения общего шага, поскольку слишком раннее выравнивание вертолета и подрыв ведут к израсходованию кинетической энергии винта до касания земли вертолетом и к последующему увеличению вертикальной скорости до момента приземления. Слишком позднее выравнивание грозит разрушением 'хвостовой опоры, рулевого винта и хвостовой балки. Слишком поздний подрыв не позволяет полностью использовать кинетическую энергию несущего винта и погасить
вертикальную скорость планирования.
Правильное выполнение посадки с режима самовращения позволяет приземлить вертолет с малой вертикальной и горизонтальной составляющими скорости, а обороты несущего винта в момент приземления могут снижаться до 70 - 75%.
Отказ путевого управления
Если в результате отказа путевого управления не изменяется шаг рулевого винта, а привод исправен, уравновешивание вертолета возможно:
а) путем изменения момента рыскания за счет скольжения вертолета (например, правое скольжение дает момент, разворачивающий вертолет вправо);
б) путем изменения реактивного момента несущего винта за счет изменения мощности двигателя (горизонтальной или вертикальной скорости полета). При увеличения мощности двигателей вертолет разворачивается влево, при уменьшении - вправо.
Посадка вертолета выполняется по-самолетному. Если в результате отказа путевого управления нарушен привод рулевого винта, то рулевой винт не может уравновесить реактивный момент несущего винта. Поэтому реактивный момент должен быть уменьшен за счет сброса общего шага и перевода двигателей на режим малого газа. Полет необходимо продолжить на режиме самовращения, балансируя вертолет в путевом отношении за счет скольжения и, если вертолет разворачивается вправо, за счет увеличения мощности двигателя. Посадку также необходимо выполнять с режима самовращения с поступательной скоростью.
Земной резонанс
Земной резонанс - это поперечные колебания вертолета на шасси при работающем несущем винте, сопровождающиеся отклонениями лопастей относительно вертикальных шарниров.
Колебания типа земного резонанса, как правило, отсутствуют на всех режимах эксплуатации вертолета на земле. Возникновению таких колебаний способствуют сильный начальный толчок, большое отклонение ручки управления от нейтрали, снижающее демпфирование колебаний лопастей относительно вертикальных шарниров, а также снижения демпфирования в стойках шасси при стоянке или пробеге на не обжатых стойках шасси. Поэтому при появлении усиливающихся боковых колебаний вертолета на земле необходимо энергично сбросить общий шаг и убрать коррекцию, что приводит к обжатию основных стоек шасси, увеличению в них демпфирования и падению оборотов несущего винта; ручку управления нужно поставить в нейтральное положение, что приводит к увеличению демпфирования лопастей за счет действия демпферов, установленных на вертикальных шарнирах. Если колебания вертолета не прекращаются, необходимо выключить двигатели.
