Методическое пособие предназначается для летного и руководящего состава строевых частей армейской авиации ввс, имеющих на вооружении вертолеты Мн-8мт (Т)


НАБОР ВЫСОТЫ ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ, ПЛАНИРОВАНИЕ



жүктеу 3.26 Mb.
бет5/34
Дата07.02.2019
өлшемі3.26 Mb.
түріМетодическое пособие
1   2   3   4   5   6   7   8   9   ...   34

НАБОР ВЫСОТЫ ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ, ПЛАНИРОВАНИЕ

Набор высоты


Набор высоты производится, как правило, на номинальном режиме работы двигателей. При необходимости набор высоты можно производить на взлетном режиме (не более 6 мин), а также на режиме ниже номинального. Наивыгоднейшая ско­рость набора высоты на высотах от земли до 3000 м — 120 км/ч, на высотах от 3000 до 4000 м— ПО км/ч, на высоте 4000 м и выше—100 км/ч (на Ми-8Т до 4000 м —120 км/ч, на высоте 4000 м и выше— 105 км/ч).

Режим работы двигателей устанавливается летчиком по указателю измерителя режимов ИР-117М до высоты 2500 м на Ми-8Т при барометрическом давлении 755 мм рт. ст. и да­же — по ИТК-5 при давлении выше 755 мм рт. ст. (по графику, приведенному в инструкции экипажу). На высотах 2500 м и выше режим работы двигателей определяется по графику за­висимости числа оборотов турбокомпрессора от температуры наружного воздуха на входе в двигатель (рис. 11).





Рисунок 11. Зависимость числа оборотов турбокомпрессора от температуры наружного воздуха на входе в двигатель (Н=0, V=0).

1 — ограничение числа оборотов турбокомпрессора при максимальной настройке ре­гулятора оборотов с коррекцией пo tн; 2 — зона взлетного режима; 3 — зона ограни­ченного взлетного режима; 4 — зона номинального режима; 5 —зона I крейсерского режима; 6 — зона II крейсерского режима; 7 – максимально допустимые обороты ог­раниченного номинального режима; 8 — максимально допустимые обороты номиналь­ного режима; 9 — максимально допустимые обороты I крейсерского режима; 10 — мак­симально допустимые обороты II крейсерского режима; 11 — минимальные обороты II крейсерского режима.

При наборе высоты на взлетном режиме работы двигателей частота вращения несущего винта 92—94% поддерживается по­стоянной автоматически.

При наборе высоты на номинальном или крейсерском ре­жиме работы двигателей при постоянном значении общего ша­га несущего винта частота его вращения 95±2% автоматиче­ски поддерживается постоянной до определенной высоты. При дальнейшем, наборе высоты частота вращения несущего винта будет уменьшаться. В этом случае необходимо плавным уменьшением общего шага не допускать уменьшения частоты вращения несущего винта ниже 92%.

На вертолетах с двигателями, оборудованными РПР-ЗАМ, при наборе высоты на номинальном режиме работы двигате­лей на высотах от 0 до 1000 м выдерживать частоту вращения несущего винта 95±1%, на высотах более 1000 м — 93±1%, на взлетном режиме на всех высотах — 93±1%.

Набор высоты по наклонной траектории является основным видом подъема вертолета. Вертикальная скорость при таком наборе в 1,5—2 раза больше, чем при вертикальном подъеме. Для установившегося режима набора высоты необходимо, что­бы угол подъема θ, поступательная скорость и курс полета не изменялись. Схема сил, действующих на вертолет при подъеме по наклонной траектории, показана на рис. 12.


Рисунок 12. Схема сил, действующих на вертолет при подъеме по наклонной траектории.
Угол подъема будет постоянным, если составляющая силы тяжести G1 направленная перпендикулярно к траектории дви­жения, будет уравновешена подъемной силой Y — составляю­щей тяги несущего винта, направленной перпендикулярно к на­бегающему потоку воздуха.

Постоянство поступательной скорости будет достигнуто, ес­ли сумма сил вредного сопротивления Qвp и составляющей си­лы тяжести G2, направленной параллельно траектории движе­ния, будет уравновешена составляющей Р силы тяги несущего винта, направленной параллельно набегающему потоку.

Условием сохранения заданного курса полета будет равен­ство реактивного момента несущего винта Мр моменту от тяги рулевого винта Трвlрв. Выполнение всех этих условий обеспечи­вается отклонением рычагов управления.

Мощность, потребная для подъема по наклонной траекто­рии, больше мощности, потребной для горизонтального полета на той же скорости, так как в режиме набора высоты часть мощности затрачивается на перемещение вертолета по вертикали, т. е. на создание скорости Vy. Потребная мощность для подъема Nпод складывается из потребной мощности для гори­зонтального полета Nг.п. и дополнительной мощности ∆Nпод.верт, затрачиваемой на перемещение вертолета по вер­тикали. Характер изменения потребной мощности для подъема Nпод и ее избытка ∆Nпод.верт, который можно затратить на создание вертикальной скорости подъема, в зависимости от высоты полета и режима подъема (по вертикали или наклон­ной траектории) показан на рис. 13.




Рисунок 13. Изменение потребной для подъема мощности Nпод и её избытка Nпод.верт. в зависимости от высоты полета и режима подъема (по вертикали или наклонной траектории).

Таким образом, набор высоты, как по наклонной, так и по вертикальной траектории возможен только при наличии избыт­ка мощности. Чем больше будет этот избыток, тем с большей вертикальной скоростью можно будет выполнять набор высоты.

Известно, что максимальному избытку мощности соответст­вует экономическая скорость горизонтального полета. Эта ско­рость практически является наивыгоднейшей скоростью набора высоты, так как она обеспечивает подъем с максимальной вер­тикальной скоростью. Значения допустимых скоростей набора по высотам приведены в таблице 1.

При наборе высоты по наклонной траектории вертикальная скорость подъема определяется по формуле:



Из формулы видно, что с увеличением взлетной массы вер­тикальная скорость подъема уменьшается, а с ростом избытка мощности увеличивается.


Таблица 1.

Высота, м.

При взлетной массе, кг

13000 (12000)

11100 (11000)

Vмакс

Vмин

Vмакс

Vмин

До 1000

230 (230)

60 (60)

250 (250)

60 (60)

2000

195 (180)

60 (60)

230 (210)

60 (60)

3000

160 (155)

60 (60)

210 (175)

60 (60)

4000

120 (120)

80 (90)

170 (150)

60 (75)

5000





130 (—)

80 (—)

Примечание: В скобках даны значения для вертолета Ми-8Т. В учебных целях набор высоты рекомендуется производить на скорости 140— 150 км/ч с вертикальной скоростью 2—3 м/с.

Характеристики скороподъемности вертолета в стандартных атмосферных условиях на наивыгоднейшей скорости при нор­мальной и максимальной взлетной массе вертолета и работе двигателей на номинальном режиме приведены на рис. 14.




Рисунок 14. Зависимость вертикальной скорости Vy и времени t набора высоты на наивыгоднейшей скорости при работе двигателей на номинальном режиме от высоты полета: а — при нормальной взлетной массе; б — при максимальной взлетной массе вертолета.
Заданная поступательная скорость при наборе высоты со­храняется отклонением ручки управления в продольном направ­лении. При меньшем значении скорости необходимо плавным отклонением ручки управления от себя несколько уменьшить угол тангажа вертолета. Если скорость больше заданной, угол тангажа следует увеличить. Выдерживание заданной скорости набора высоты облегчается при сохранении постоянного положения деталей остекления кабины относительно линии естест­венного горизонта и при периодическом контроле режима по­лета но авиагоризонту, вариометру и указателю скорости. Од­нако угол тангажа, а значит, и положение деталей остекления относительно линии горизонта в большей степени зависят от центровки вертолета, поэтому летчику необходимо в каждом конкретном случае после установки заданного режима полета запомнить положение линии горизонта относительно остекления кабины и сохранять его во время набора высоты.

Направление полета выдерживается по указателю УГР-4УК. При хорошей видимости естественного горизонта для облегчения выдерживания направления можно намечать впереди ориентир. По достижении заданной высоты вертолет переводится в режим горизонтального полета.


Горизонтальный полет


Под режимом горизонтального полета понимается устано­вившееся прямолинейное движение вертолета с постоянной скоростью без набора высоты и снижения.

Для перевода вертолета из набора высоты в горизонталь­ный полет необходимо, не меняя режима работы двигателей, отклонением ручки управления от себя установить заданную скорость, а затем рычагом ШАГ-ГАЗ подобрать режим работы двигателей, соответствующий заданной скорости горизонталь­ного полета. Частота вращения несущего винта при этом авто­матически поддерживается в пределах 95±1%. После перево­да вертолета в режим горизонтального полета появляющиеся усилия на ручке управления снять триммерами.

О правильности подбору режима работы двигателей для горизонтального полета на заданных скорости и высоте полета можно судить по показаниям указателя скорости и вариомет­ра. Если при заданной скорости полета стрелка вариометра находится около нулевого положения, режим работы двигате­лей подобран правильно. Если же при заданной скорости по­лета стрелка вариометра показывает спуск, то летчик должен рычагом ШАГ-ГАЗ несколько увеличить мощность двигателей, а отклонением ручки управления на себя увеличить угол тан­гажа. Когда при заданной скорости полета вариометр показывает подъем рычагами управления, следует действовать в об­ратном порядке.

После того как будет подобран режим работы двигателей, рекомендуется запомнить положение остекления кабины отно­сительно линии естественного горизонта и сохранять его соот­ветствующими отклонениями рычагов управления, периодичес­ки контролируя режим полета по авиагоризонту, вариометру и указателю скорости. Это облегчит пилотирование вертолета в визуальном полете.

Горизонтальный полет вертолета в зависимости от высоты полета разрешается производить при взлетной массе 13 000 и 11 100 кг (для Ми-8Т при взлетной массе 12 000 и 11000 кг) в диапазоне скоростей по прибору, указанных в таблице 1.

На рис. 15 показана схема сил, действующих на вертолете горизонтальном полете.




Рисунок 15. Схема сил, действующих на вертолет в горизонтальном полете.
Сила тяжести вертолета G в горизонтальном полете долж­на быть уравновешена вертикальной составляющей Y тяги не­сущего винта. Этим обеспечивается сохранение постоянства высоты полета. Чтобы скорость полета была постоянной, сила вредного сопротивления Qвp должна быть равной горизонталь­ной составляющей Р тяги несущего винта. Равенство реактив­ного момента Мр несущего винта моменту от тяги рулевого винта Трвlрв является условием сохранения прямолинейности полета.

Известно, что с увеличением скорости полета потребная тяга увеличивается. Объясняется это ростом вредного сопро­тивления вертолета (оно изменяется пропорционально квадра­ту скорости). Для уравновешивания силы вредного сопротив­ления потребуется увеличить горизонтальную составляющую тяги несущего винта. А этого можно достигнуть только за счет увеличения общей тяги несущего винта, так как при наклоне ее вперед (для увеличения горизонтальной составляющей) вертикальная составляющая Y должна оставаться равной си­ле тяжести вертолета.

Располагаемая тяга с увеличением скорости полета до эко­номической вследствие увеличения секундного расхода возду­ха, проходящего через несущий винт, растет. При дальнейшем увеличении скорости из-за расширения зоны обратного обтекания и усиливающегося срыва потока воздуха с концов отсту­пающих лопастей несущего винта в азимуте 270° располагае­мая тяга падает. В результате этого потребная мощность при увеличении скорости до экономической Vэк будет уменьшаться, а при дальнейшем росте скорости увеличиваться.

График располагаемой и потребной мощностей показан на рис. 16.

Скорость полета, при которой располагаемая мощность Np равна потребной Nгп (избыток мощности отсутствует), называ­ется максимальной Vмакс. Однако максимальная скорость го­ризонтального полета, как правило, ограничивается срывом воздушного потока, возникающим на отступающей лопасти несущего винта. Первоначальное возникновение срыва прояв­ляется в сильной тряске всего вертолета. В дальнейшем с уве­личением скорости полета зона срыва быстро увеличивается, что приводит к потере управляемости.

Нарушение плавности обтекания лопасти несущего винта воздушным потоком (срыв потока) наступает на определенной скорости полета, при которой вследствие движения лопастей истинные углы атаки лопасти, идущей назад, достигают кри­тического значения. Чем больше величина общего шага винта, тем на меньшей скорости полета возникает срыв потока. С увеличением высоты полета срыв потока наступает раньше, так как из-за уменьшения плотности воздуха для создания той же тяги общий шаг несущего винта необходимо увеличить.





Рисунок 16. График распологаемой и потребной мощностей горизонтального полета.
Другой причиной, ограничивающей максимальную скорость полета, является влияние сжимаемости воздуха. При движении по полету каждая лопасть несущего винта в азимуте 90° про­ходит зону наибольших скоростей обтекания, в которой мест­ная скорость обтекания может превысить скорость звука. При этом возникает скачок уплотнения, приводящий к резкому увеличению силы лобового сопротивления лопастей несущего винта, а следовательно, и потребной мощности. Для снижения влияния сжимаемости воздуха в концевых сечениях лопастей несущего винта, работающих в зоне наибольших скоростей об­текания, установлены скоростные профили с небольшой отно­сительной толщиной.

Для уменьшения вредного сопротивления вертолета ось главного редуктора наклонена вперед от вертикальной оси на угол 4°30'. Этим уменьшается наклон продольной оси фюзе­ляжа на крейсерской и максимальной скоростях полета, а следовательно, уменьшается площадь сечения фюзеляжа, рас­положенная перпендикулярно к встречному потоку воздуха.

Максимальная скорость горизонтального полета по прибо­ру до высоты 1000 м со взлетной массой 13 000 кг (Ми-8Т — 12 000 кг) установлена 230 км/ч, для взлетной массы 11 100— 250 км/ч.

Горизонтальный полет в учебных целях (при полетах по кругу и по системе) рекомендуется выполнять на скорости 160 км/ч. Полеты по маршруту, т. е. полеты, в которых тре­буется достигнуть наибольшую дальность полета, выполняют­ся на скоростях, указанных в табл. 1.

При полете со скоростями меньше указанных в таблице 1 радиус и дальность полета уменьшается, а продолжительность полета увеличивается. Максимальная продолжительность по­лета получается при скоростях по прибору 120—130 км/ч.

Планирование


Планирование с работающими двигателями является основ­ным видом снижения вертолета. Оно позволяет использовать мощность двигателей для выдерживания вертикальной скоро­сти снижения.

Схема сил, действующих на вертолет при снижении с ра­ботающими двигателями, приведена на рис. 17.

В установившемся режиме планирования должны выдержи­ваться постоянный угол планирования в, поступательная ско­рость и курс полета. Для сохранения постоянного угла плани­рования необходимо, чтобы подъемная сила Y уравновешива­ла составляющую силы тяжести вертолета G1. направленную перпендикулярно к траектории снижения. Под подъемной силой понимается составляющая тяги несущего винта, направ­ленная перпендикулярно к набегающему потоку воздуха.

Условием постоянства поступательной скорости будет ра­венство составляющей силы тяжести вертолета G2, направлен­ной параллельно траектории снижения, сумме сил вредного сопротивления вертолета Qвр и составляющей Р силы тяги не­сущего винта, направленной параллельно набегающему потоку.

При -этом следует иметь в виду, что на скоростях планирова­ния более 60—70 км/ч составляющая Р направлена вперед. В этом случае для сохранения поступательной скорости сумма сил G2 и Р должна быть равна силе Qвр.

Как и на других режимах, равенство реактивного момента несущего винта Мр моменту от тяги рулевого винта Трвlрв будет условием сохранения курса полета.

На рис. 17 видно, что на планировании с работающими двигателями подъемная сила уравновешивает только часть массы вертолета (G1), а другая часть (С2) является силой, которая перемещает вертолет по траектории. Поэтому потреб­ная тяга на планировании меньше, чем в режиме горизонталь­ного полета. Из этого следует, что для перевода вертолета с режима горизонтального полета на планирование необходимо уменьшить тягу несущего винта путем уменьшения его общего шага. От значения общего шага несущего винта при постоян­ной поступательной скорости будет зависеть величина верти­кальной скорости снижения.


Рисунок 17. Схема сил, действующих на вертолет при снижении с работающими двигателями.

Таким образом, на вертолете при одной и той же поступа­тельной скорости можно снижаться с различными вертикальны­ми скоростями, но максимальная вертикальная скорость снижения при планировании с работающими двигателями ограничена.

Рекомендуемая вертикальная скорость снижения на планировании 2—3 м/с.

Поступательная скорость на планировании зависит от высоты полета. Планирование на вертолете с работающими двигателями разрешается на скоростях, указанных в таблице 1.

В учебных целях при заходе на посадку планирование выполняется на скорости 140—150 км/ч с вертикальной скоростью снижения 2—3 м/с.

При переходе с режима горизонтального полета на планирование с работающими двигателями следует уменьшить общий шаг несущего винта и ручкой управления установить заданную скорость планирования. Необходимо учитывать, что с уменьшением общего шага уменьшается реактивный момент несущего винта. Поэтому вместе с отклонением рычага ШАГ-1 A3 вниз для предотвращения разворота вертолета вправо нужно на небольшую величину отклонить левую педаль. Это вызовет уменьшение тяги рулевого винта, и у вертолета появится тенденция к накренению вправо. Поэтому одновременно с отклонением левой педали необходимо отклонить ручку управления влево.

Заданную скорость полета и вертикальную скорость снижения можно уточнять плавными отклонениями ручки управления и рычага ШАГ-ГАЗ. Вначале при постоянном значении общего шага несущего винта отклонениями ручки управления в продольном направлении устанавливается заданная поступательная скорость. Если вертикальная скорость окажется меньше или больше заданной,, рекомендуется соответственно уменьшить или увеличить общий шаг несущего винта.

Установившийся режим планирования, особенно при длительном снижении, легче выдерживать по положению деталей остекления кабины относительно линии естественного горизонта.

С изменением центровки вертолета, а также при изменении поступательной скорости положение деталей остекления кабины относительно линии горизонта будет изменяться. Поэтому в каждом отдельном случае после перевода вертолета на планирование и установления заданного режима рекомендуется запомнить фактическое положение деталей остекления кабины относительно линии естественного горизонта и выдерживать его соответствующими отклонениями рычагов управления, периодически контролируя сохранение заданного режима по авиагоризонту, указателю скорости и вариометру.

Для перехода с режима планирования к режиму горизонтального полета надо увеличить общий шаг несущего винта до необходимого значения, удерживая при этом вертолет отклонением правой педали от разворота влево, а отклонением ручки управления установить заданную скорость.


Характерные ошибки


  1. Невыдерживание заданных поступательной скорости полета, высоты в горизонтальном полете и вертикальной скорости при наборе высоты и на планировании Причиной этих ошибок может быть несоответствие мощности двигателей режиму полета.

  2. Невыдерживание заданного направление полета. Ошибка является следствием недостаточного контроля летчиком за сохранением прямолинейности полета по УГР-4УК или намеченному для этого ориентиру на горизонте. Отклонения от заданного направления могут возникать, когда вертолет не сбалансирован в поперечном и путевом отношении, при полете с креном (скольжением), а также при некоординированной работе рычагом ШАГ-ГАЗ и педалями в момент перевода вертолета из одного режима в другой.



Достарыңызбен бөлісу:
1   2   3   4   5   6   7   8   9   ...   34


©kzref.org 2019
әкімшілігінің қараңыз

    Басты бет