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



жүктеу 3.26 Mb.
бет8/34
Дата07.02.2019
өлшемі3.26 Mb.
түріМетодическое пособие
1   ...   4   5   6   7   8   9   10   11   ...   34

ПОЛЕТ ПО КРУГУ


Вырулив на старт, развернуть вертолет против ветра, установить УГР-4УК на взлетный курс. Получить доклад от бортового техника и летчика-штурмана о готовности к взлету. Убедиться, что коррекция введена полностью вправо. Плавным отклонением рычага ШАГ-ГАЗ вверх установить шаг несущего винта 3°, убедиться, что частота вращения несущего винта составляет 95%. Если частота вращения несущего винта выходит за пределы 95%, то переключателем перенастройки оборотов установить заданную частоту вращения.

Получив разрешение на взлет, плавным отклонением рычага ШАГ-ГАЗ вверх отделить вертолет от земли и зависнуть на высоте 1,5—2 м, удерживая вертолет от разворотов и кренений соответствующими отклонениями ручки управления и педалей. Убедившись в нормальной работе двигателей и трансмиссии, плавным отклонением ручки управления от себя с одновременным незначительным увеличением тяги несущего винта перевести вертолет на поступательное движение, не допуская его снижения.

Разгон производить с таким расчетом, чтобы на высоте .20—30 м скорость по прибору была 60—70 км/ч. По достижении скорости 150 км/ч перевести вертолет в набор высоты с вертикальной скоростью 2—3 м/с. На эысоте 200 (300) м перевести вертолет в режим горизонтального полета на скорости 160 км/ч. По истечении расчетного времени на установленной высоте выполнить первый разворот.

Второй и третий развороты выполнять, когда линия посадочных знаков будет проецироваться под углом 45° сзади. Выполнив третий разворот, запросить разрешение на посадку, плавно уменьшить общий шаг несущего винта и перейти на планирование со скоростью 150 км/ч при вертикальной скорости 2—3 м/с.

Четвертый разворот начинать за 15—20° до выхода на линию посадочных знаков. Вывод из разворота закончить на высоте не менее 150 м. До высоты 100 м планирование выполнять на скорости 150 км/ч. С высоты 100 м начать уменьшение поступательной скорости с таким расчетом, чтобы на высоте 60—50 м скорость по прибору составляла 60—50 км/ч.

При правильном расчете на посадку проекция места приземления (посадочные знаки) на остеклении кабины не должна перемещаться вверх или вниз. Если в процессе снижения проекция места приземления смещается вверх, значит, вертолет уходит вниз от глиссады планирования (расчет с недолетом). В этом случае уменьшить вертикальную скорость снижения, увеличив общий шаг несущего винта. Если проекция места приземления смещается вниз — вертолет уходит от глиссады планирования вверх (расчет с перелетом). Необходимо увеличить вертикальную скорость снижения, но не более 3 м/с, для чего уменьшить общий шаг несущего винта. С высоты 8— 5 м плавным движением ручки управления на себя и увеличением общего шага до необходимой величины выполнить зависание вертолета на высоте 2—3 м. После чего уменьшением общего шага перейти на снижение с вертикальной скоростью не более 0,2 м/с.

При взлете по-самолетному отклонением ручки управления от себя и плавным увеличением общего шага перевести вертолет в режим разбега до скорости 20—50 км/ч (на Ми-8Т — 30-40 км/ч). Дальнейшим увеличением общего шага несущего винта (при необходимости до взлетного режима) отделить вертолет от земли.

При разбеге вертолет имеет тенденцию к отрыву сначала с основных, а затем с передних колес, поэтому темп и величина отклонения ручки управления на разбеге должны обеспечить горизонтальное положение фюзеляжа до полного отделения вертолета от земли.

После отрыва вертолета с плавным уходом от земли произвести разгон до скорости 150 км/ч по прибору и перейти в набор высоты.

При посадке по-самолетному планирование после четвертого разворота производить до высоты 100 м на скорости 120 км/ч с вертикальной скоростью 2—3 м/с. С высоты 100 м начать уменьшение поступательной скорости с таким расчетом, чтобы на высоте 30—20 м она составляла 60—70 км/ч.

Снижение с высоты 30—20 м производить с постепенным уменьшением поступательной скорости полета и вертикальной скорости снижения с таким расчетом, чтобы при подходе на высоту 1-0,5 м скорость полета была 50-40 км/ч, а вертикальная скорость снижения — 0,1-0,2 м/с.

После приземления уменьшить общий шаг несущего винта до минимального значения. Опустить вертолет на передние колеса и полностью убрать коррекцию. Для уменьшения пробега использовать тормоза.


ПОЛЕТ В ЗОНУ


Взлет, набор высоты и построение маршрута до разворота, от которого производится выход из круга, при полете в зону выполнять так же, как при обычном полете по прямоугольному маршруту. Набор высоты до выхода из круга, на прямой До зоны и в зоне производить на скорости 150 км/ч с вертикальной скоростью 2—3 м/с.

При наборе высоты до зоны вести круговую осмотрительность и следить за показаниями приборов, контролирующих работу двигателей, трансмиссии и гидросистемы. По достижении заданной высоты перевести вертолет в режим горизонтального полета. При подходе к зоне осмотреться и оценить метеорологические условия. Заняв зону, доложить руководителю полетов и приступить к выполнению задания.

В зоне выполняются маневрирование скоростью, виражи с креном 15 и 30°, развороты на заданный курс и угол в режиме горизонтального полета, набор высоты и снижение, а также планирование на режиме самовращения несущего винта с разворотами влево и вправо, спираль, форсированные развороты, пикирование, горки, развороты на горке.

Маневрирование скоростью


Маневрирование скоростью способствует выработке правильных навыков, а также уверенности в пилотировании вертолета на предельных режимах. Как элемент техники пилотирования оно отрабатывается на скоростях 60-250 км/ч.

Разгон скорости выполнять плавным отклонением ручки управления от себя с одновременным увеличением общего шага несущего винта.

В целях сохранения постоянной высоты полета стрелку вариометра удерживать в нулевом положении. Для парирования правого крена ручку управления по мере увеличения скорости отклонять влево. Направление полета выдерживать соответствующим отклонением педалей. По достижении скорости 250 км/ч дальнейшее отклонение ручки управления от себя и увеличение общего шага прекратить. Заданную скорость выдерживать в течение 10—15 сек.

Гашение скорости до минимальной производить уменьшением общего шага несущего винта. Одновременно с движением рычага ШАГ-ГАЗ вниз, движением ручки управления на себя удерживать вертолет в горизонтальном полете, оставляя стрелку вариометра на нуле, а отклонением левой педали сохранять заданное направление.

На скорости 110—100 км/ч у вертолета появляется тенденция к снижению, поэтому дальнейшее уменьшение скорости производить с одновременным плавным увеличением мощности двигателей с таким расчетом, чтобы стрелка вариометра оставалась на нуле.

По достижении скорости 60 км/ч отклонением ручки управления от себя удерживать эту скорость в течение 10—15 с, сохраняя направление и высоту полета, затем плавным движением рычага ШАГ-ГАЗ вверх с одновременным отклонением ручки управления от себя начать увеличение скорости до 160 км/ч, после чего установить двигателям режим, соответствующий этой скорости.


Вираж и спираль


Вираж — это полет вертолета в горизонтальной плоскости по замкнутой окружности с постоянным креном и поступатель­ной скоростью без скольжения. Разворот как часть виража или спирали встречается в каждом полете.

Виражи и развороты в визуальном полете разрешается вы­полнять при взлетной массе 11 100 кг и менее на скорости 80— 200 км/ч с креном до 30°, при массе вертолета более 11 100 кг— с креном до 20° на скоростях 100—180 км/ч. На высотах до 50 м над рельефом местности допускается угол крена, по величине численно равный высоте полета, но не более указанных выше. В учебных целях виражи рекомендуется выполнять на скорости 160 км/ч.

Перед вводом в вираж необходимо проверить соответствие режима полета заданному и снять нагрузку с ручки управ­ления.


Рисунок 19. Схема сил, действующих на вертолет при выполнении правильного виража.

Как видно из рис. 19, силой, искривляющей траекторию движения, является горизонтальная составляющая Y2 подъем­ной силы на вираже. Под подъемной силой на вираже Y по­нимается составляющая сила тяги несущего винта, направлен­ная перпендикулярно к траектории движения вертолета и ле­жащая в плоскости его симметрии.

Величина горизонтальной составляющей Y2 при постоянной силе тяжести вертолета зависит от угла крена γ т. е. Y2=Ytgγ.

При установившемся вираже условием сохранения постоян­ной скорости по траектории будет равенство сил Р и Qвр. Сох­ранение постоянной высоты обеспечивается равенством сил ) Y1 и G. Из этого следует, что на вираже сила тяжести верто­лета уравновешивается только частью подъемной силы, ее вертикальной составляющей Y1. Другая ее часть, горизонталь­ная составляющая Y2, искривляет траекторию движения. Сле­довательно, подъемная сила на вираже Y всегда больше си­лы тяжести вертолета G.

Отношение подъемной силы к силе тяжести вертолета ха­рактеризует величину перегрузки в полете:

Перегрузка на вираже всегда больше единицы. Имея в ви­ду, что величина подъемной силы:



после подстановки получим:



Как следует из формулы, перегрузка на вираже зависит от угла крена: чем больше крен, тем больше перегрузка.

Наличие перегрузки означает, что на все элементы, и преж­де всего на лопасти несущего винта, действуют повышенные нагрузки. Так, при крене 30° перегрузка равна 1,16.

Из рис. 19 следует, что для ввода вертолета в вираж (раз­ворот) необходимо тягу несущего винта отклонить в сторону разворота. Возникшая при этом неуравновешенная сила Y2 вызывает искривление траектории движения. При выполнении правильного виража продольная ось вертолета должна совпа­дать с вектором скорости его движения. Это достигается от­клонением педали в сторону виража на соответствующую ве­личину. Таким образом, ввод и выполнение виража произво­дятся координированным отклонением ручки управления и пе­дали.

Сохранению координации следует придавать особо важное значение. Внутреннее или внешнее скольжение всегда приводит к увеличению нагрузок на хвостовую балку и неблагоприятно сказывается на всей конструкции вертолета.

При вводе в вираж нарушается балансировка вертолета. Так, на правом вираже у вертолета появляется тенденция к увеличению угла тангажа и уменьшению скорости, к снижению и увеличению крена.

Увеличение угла тангажа происходит в основном за счет мощного гироскопического момента Мгир. Действие этого мо­мента проявляется только в процессе выполнения разворота с креном. При увеличении угла тангажа отклоняется назад тяга несущего винта Т, что приводит к уменьшению ее составляю­щей Р. Уменьшение силы Р вызывает еще большее увеличе­ние угла тангажа, так как пикирующий момент от нее умень­шается. Кроме того, сила Р уменьшается в результате увеличения завала конуса вращения несущего винта на вираже из-за возрастания маховых движений лопастей. Увеличению угла тангажа способствует также рост кабрирующего момента от рулевого винта вследствие увеличения установочных углов его лопастей при отклонении правой педали. Увеличение угла тангажа и уменьшение горизонтальной составляющей тяги несущего винта являются причиной уменьшения скорости полета.

Тенденция к снижению вертолета появляется по следующим причинам. Во-первых, при наклоне силы тяги несущего винта для получения неуравновешенной силы Кг, искривляющей траекторию движения, сила Yx становится меньше силы тяжести вертолета. Во-вторых, уменьшается располагаемая мощность, затрачиваемая на вращение несущего винта, так как при отклонении правой педали установочные углы и, следовательно, момент сопротивления рулевого винта, а также потребная мощность для его вращения увеличиваются, что соответственно уменьшает мощность, затрачиваемую на вращение несущего винта.

Причиной увеличения крена является усиление маховых движений лопастей и увеличение в результате этого завала конуса вращения несущего винта назад и вправо. Объясняется это тем, что на правом вираже увеличивается суммарная скорость обтекания лопастей в азимуте 90°.

Таким образом, 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 отклонить также от себя. Кроме того, следует увеличивать мощность двигателей, а в процессе виража отклонением ручки управления в противоположную виражу сторону удерживать постоянный угол крена.

При вводе в левый вираж у вертолета появляется тенденция к уменьшению угла тангажа и увеличению скорости, к набору высоты и уменьшению крена. Направление действия гироскопического момента в этом случае становится противоположным тому, которое было при вводе в правый вираж, сила Р увеличивается, а кабрирующий момент от рулевого винта при отклонении левой педали уменьшается. Это приводит к уменьшению угла тангажа и, как следствие, к росту скорости и снижению вертолета.

Причиной снижения вертолета, кроме того, является уменьшение силы Y1 при вводе в вираж. Однако при отклонении левой педали происходит уменьшение установочных углов лопастей рулевого винта, а значит, момента сопротивления и мощности, потребной для его вращения. Соответственно увеличивается мощность, идущая на несущий винт, растет его тяга, а следовательно, увеличивается сила Y1. Практически на левом вираже с креном 15° за счет использования на несущем винте той мощности, которая при отклонении левой педали освободилась с рулевого винта, подъемная сила Y увеличивается настолько, что ее вертикальная составляющая Y, остается равной силе тяжести вертолета. Поэтому необходимости в увеличении мощности двигателей при вводе в левый вираж нет.

В процесс левого виража вследствие сложения вращательного движения несущего винта и движения вертолета относительно центра виража увеличивается зона обратного обтекания и соответственно уменьшается суммарная скорость обтекания лопастей в азимуте 270°. В результате вертолет стремится выйти из крена.

Таким образом, при вводе в левый вираж одновременно с координированным отклонением ручки управления и педали в сторону виража необходимо для сохранения постоянного угла тангажа ручку управления отклонять несколько на себя. В процессе виража отклонением ручки управления в сторону виража следует удерживать постоянный крен.

Однако, как указывалось выше, это справедливо только для виражей с креном до 15°. Если же угол крена будет больше 15°, то на левом вираже необходимо увеличивать подводимую к несущему винту мощность отклонением рычага ШАГ-ГАЗ вверх настолько, чтобы обеспечить равенство силы Y1 силе тяжести вертолета G.

В процессе виража заданная скорость сохраняется отклонением ручки управления в продольном направлении, а координация — соответствующими отклонениями педалей и ручки управления. При этом не следует забывать, что изменение угла тангажа всегда влечет за собой изменение скорости. На точность выдерживания скорости заметное влияние оказывает сохранение заданного угла крена, так как непостоянство крена приводит к изменению силы Р и соответственно скорости полета. Для облегчения сохранения заданных углов тангажа и крена рекомендуется после ввода в вираж запомнить положение остекления кабины относительно естественного горизонта (при заданном крене по авиагоризонту) и соответствующими отклонениями рычагов управления сохранять это положение постоянным, периодически контролируя скорость по указателю скорости, а величину крена и координацию — по авиагоризонту и указателю скольжения.

Вывод из виража рекомендуется начинать за 10—15° до намеченного ориентира или заданного направления по указателю УГР-4УК. Вывод производится плавными координированными отклонениями ручки управления и педалей. Мощность двигателей уменьшается при этом до значения, соответствующего режиму горизонтального полета.

Маневренные возможности вертолета характеризуются такими параметрами, как радиус и время виража. Радиус виража определяется по формуле



Из формулы видно, что радиус виража прямо пропорционален квадрату скорости и обратно пропорционален углу крена. Время виража можно подсчитать по формуле



Таким образом, время виража увеличивается с увеличением скорости и уменьшается с увеличением крена.

Спиралью называется полет вертолета по винтовой траектории с заданным креном на постоянной скорости с потерей или набором высоты. Спираль с набором высоты называется восходящей, с потерей высоты — нисходящей. Нисходящая спираль представляет собой сочетание виража и планирования, поэтому для спирали характерны те же явления, что для виража и планирования. При вводе в спираль и выводе из нее необходимо следить, чтобы не было уменьшения или увеличения угла планирования, а следовательно, и скорости полета. Спираль в учебных целях рекомендуется выполнять на скорости 150 км/ч с вертикальной скоростью 2—3 м/с и креном 15°.

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 цели.

На высотах 50—1000 м форсированный разворот может выполняться с креном до 45° при скоростях полета 120— 250 км/ч. Максимальный крен ограничен максимально допустимой перегрузкой и запасом по срыву воздушного потока с лопастей несущего винта.

При скорости ввода в форсированный разворот 200 км/ч и менее уменьшать шаг несущего винта в процессе разворота не рекомендуется, так как это может привести к потере скорости менее минимально допустимых значений.

На скоростях 200—250 км/ч форсированные развороты можно выполнять как при постоянном значении общего шага несущего винта, так и с уменьшением его на 2—5°.

С исходных скоростей 200—250 км/ч форсированный разворот на 180° при постоянном шаге несущего винта выполняется за 17—38 сек. с потерей скорости на 10—45 км/ч, а с уменьшением общего шага — за 17—27 сек. с потерей скорости, на 40— 100 км/ч.

Форсированный разворот с уменьшением общего шага сокращает время разворота, а также эффективен в тех случаях, когда необходимо не только развернуться, но как можно больше уменьшить за это время скорость полета.

Перед выполнением форсированного разворота следует на заданной высоте установить режим горизонтального полета и сбалансировать вертолет. Убедиться в нормальных показаниях приборов, контролирующих работу силовой установки. Осмотреть воздушное пространство, обратив особое внимание в на­правлении выполнения разворота.

Практически разворот без изменения шага несущего винта в процессе его выполнения мало чем отличается от установив­шегося разворота.

Ввод в разворот осуществляется плавным и координирован­ным отклонением ручки управления и педали в сторону раз­ворота. Для уменьшения скорости (торможения) по мере уве­личения крена ручка управления плавно отклоняется на себя. Если ввод в разворот осуществлен правильно, дальнейшее его выполнение трудности не представляет, вертолет устойчи­во сохраняет заданную траекторию полета. Если же при вводе в разворот допускаются некоординированные действия, коле­бания по тангажу или крену, то в процессе разворота эти ошибки быстро возрастают и исправить их практически не­возможно. Поэтому при вводе вертолета в форсированный разворот, когда положение кабины экипажа относительно есте­ственного горизонта непостоянно и быстро изменяется, необ­ходимо больше внимания уделять контролю за креном и тангажом по авиагоризонту и вариометру.

При наличии вертикальной скорости изменение высоты па­рировать соответствующим отклонением ручки управления. Следует иметь в виду, что при вводе в разворот с постоянным значением общего шага несущего винта происходит увеличение частоты его вращения на 2—2,5%. Если она изменяется на большую величину, необходимо уменьшить темп отклонения ручки управления на себя.

По достижении угла крена 45° (определяется по авиагори­зонту) перенести взгляд на горизонт, запомнить положение его относительно остекления кабины при этом крене и удерживать так в процессе выполнения разворота, периодически контро­лируя по приборам сохранение координации разворота и за­данного режима полета по скорости и высоте. На рис. 20 и 21 показано положение линии естественного горизонта на остек­лении вертолета при выполнении левого и правого разворотов с креном 45°. Следует отметить, что в первых полетах летчик уделяет внимание только авиагоризонту, так как на контроль положения вертолета по естественному горизонту не хватает времени и навыков. В последующем с приобретением опыта выдерживать крен визуально ему становится проще.

В развороте вертолет по крену сравнительно устойчив. Больше внимания приходится уделять на тангаж.

Гашение скорости и выдерживание заданной высоты в про­цессе разворота, как и при вводе в разворот, осуществляются отклонением ручки управления. Контроль за сохранением высоты целесообразно вести в первую очередь по вариометру, прибору более чувствительному по сравнению с высотомером к изменению высоты.



Рисунок 20. Положение линии естественного горизонта на остеклении вертолета при выполнении левого разворота с креном 45°.



Рисунок 21. Положение линии естественного горизонта на остеклении вертолета при выполнении правого разворота с креном 45°.

Во второй половине разворота темп отклонения ручки уп­равления на себя больше, чем в первой, так как с уменьшением скорости наблюдается большее стремление вертолета к потере высоты. Кроме того, с уменьшением скорости полета значительно возрастает угловая скорость разворота, что необходимо учитывать при выводе вертолета на заданную цель (ориентир).

В процессе разворота внимание рекомендуется распределять следующим образом: горизонт — авиагоризонт — вариометр; горизонт — вариометр — указатель скорости; авиагоризонт — высотомер — указатель курса.

По достижении заданной скорости (но не меньше 100 км/ч) плавным отклонением ручки управления от себя прекратить дальнейшее уменьшение скорости, а для сохранения высоты полета увеличить режим работы двигателей. Вывод из разворота следует начинать за 15—20° до намеченного курса (ориентира). В процессе вывода внимание распределять следующим образом: горизонт — частота вращения несущего винта — вариометр; авиагоризонт — вариометр — указатель скорости — курс. После вывода из разворота отклонением ручки управления от себя и соразмерным увеличением общего шага несущего винта разогнать вертолет до скорости, необходимой для выполнения следующей фигуры пилотажа, и проверить режим работы силовой установки и систем вертолета. Проанализировать отклонения и ошибки, осмотреть воздушное пространство, определить местонахождение вертолета в зоне и возможность сохранения его при выполнении следующей фигуры. Если нужно, занять место, обеспечивающее дальнейшее пилотирование без выхода из зоны.

Но 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 правую 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 угла тангажа и набору высоты.

Величина изменения угла тангажа зависит от скорости ввода: чем больше скорость, тем меньше тангаж. Кроме того, на развороте с уменьшением общего шага несущего винта перед началом разворота вследствие энергичного уменьшения скорости заметнее проявляется тенденция к увеличению крена на левом развороте и к выходу из крена на правом, обусловленная особенностями изменения поперечной балансировки вертолета по скорости.

С учетом сказанного одновременно с отклонением ручки управления влево для сохранения высоты и гашения скорости сразу же приходится брать ручку на себя. При этом в начальный момент величина отклонения ручки управления незначительна, а в дальнейшем величина ее отклонения увеличивается.

В правый разворот вертолет входит менее охотно, в связи с чем усилия на ручку управления вправо должны быть несколько больше, чем на левом развороте влево. Для большей части летчиков выполнение правого разворота оказывается более сложным.

При скоростях ввода 150—160 км/ч разворот выполняется вяло, скорость уменьшается до 120—130 км/ч. Если перед разворотом шаг сбросить до 5°, то разворот заканчивается на скорости 130—140 км/ч.

На скорости ввода 250 км/ч (шаг 9°) за время маневра скорость уменьшается до 190—200 км/ч. Следует отметить, что на правом развороте скорость теряется на 10—15 км/ч больше, чем на левом.

Техника выполнения форсированного разворота с уменьшением шага несущего винта такая же, как без изменения шага. Уменьшать шаг необходимо одновременно с вводом вертолета в крен. К моменту создания крена 45° шаг должен быть установлен постоянным.

В процессе разворота уменьшение скорости и сохранение высоты полета осуществляется взятием ручки управления на себя.

По выполнению форсированный разворот с изменением шага несущего винта более сложный, так как изменение шага сказывается на устойчивости частоты вращения несущего винта и балансировке вертолета. Больше внимания приходится уделять контролю за приборами и работе органами управления для сохранения режима полета и координации разворота.

При вводе в форсированный разворот с уменьшением общего шага происходит более энергичный заброс частоты вращения несущего винта, чем при вводе без изменения шага. Частота вращения может достигать 99% и более. Поэтому темп и величина уменьшения общего шага винта и отклонение ручки управления на себя на развороте должны быть такими, чтобы частота вращения несущего винта не выходила за допустимые пределы.


Пикирование


Пикирование — это вертикальный маневр, сопровождающийся быстрым уменьшением высоты и нарастанием скорости полета. Он применяется для атаки наземных целей, имеющих большие углы закрытия (в укрытиях, за складками местности, деревьями или постройками). Маневр состоит из криволинейных участков ввода и вывода и наклонного прямолинейного участка снижения с постоянным углом пикирования для прицеливания и стрельбы. Отсчет изменения угла тангажа производится по авиагоризонту.

Пикирование в зависимости от высоты и исходной скорости горизонтального полета разрешается выполнять с изменением углов тангажа в пределах значений, указанных в таблице 2.



Таблица 2.

Высота полета, м

Максимальные значения угла тангажа на пикирование от исходного, °. при скорости ввода в пикирование, км/ч

150 и менее

180

200

220

До 500

20

20

15

10

500-1000

20

20

15



1000—2000

20

10





Ввод в пикирование после выполнения маневра (горки, разворота на горке) выполнять с углами тангажа на пикиро­вание, не превышающими 20°.

Максимально допустимые скорости начала вывода из пи­кирования в зависимости от угла тангажа на пикирование указаны в таблице 3.



Таблица 3.

Высота полета, м

Максимально допустимая скорость вывода из пикирования, км/ч, при углах пикирования

10°

20°

До 1000

285

270

1000—2000

235

220

Увеличение скорости за время ввода в пикирование на угол 10° составляет 15 км/ч, на угол 20° — 35 км/ч.

На прямолинейном участке пикирования с углом 10° увели­чение скорости за секунду достигает 6 км/ч, с углом 20° — 12 км/ч. Величины потери высоты в метрах на выводе из пи­кирования в зависимости от угла пикирования приведены в таблице 4.



Таблица 4.

Скорость начала вывода из пикирования, км/ч

Потеря высоты (просадка) м, при углах пикирования

10°

20°

180

60

90

200

70

120

220

85

150

240

100

180

260

115

200

280

130

220

Пикирование разрешается выполнять при постоянном (неизменном) знамении общего шага несущего винта, соответствующем тому исходному значению, которое было в режиме горизонтального полета перед вводом. Перемещать рычаг ШАГ-ГАЗ при вводе, в процессе пикирования и при выводе запрещается.

Перед выполнением пикирования необходимо установить режим горизонтального полета на заданной скорости и снять нагрузки с ручки управления, т. е. сбалансировать вертолет. Шкалу авиагоризонта после этого установить в нулевое положение для удобства отсчета изменения тангажа, а задатчик сигнализатора опасной высоты радиовысотомера — на значение высоты начала вывода из пикирования. Убедиться в нормальных показаниях приборов, контролирующих работу силовой установки и систем вертолета. Осмотреться, обратив особое внимание на переднюю нижнюю полусферу воздушного пространства. Наметить ориентир для выдерживания направления пикирования (выбирать как можно ближе к носу вертолета, чтобы на пикировании не потерять его из виду).

Рекомендуемые скорости ввода в пикирование — 120 - 140 км/ч. В этом случае скорость на выводе составляет 250 - 260 км/ч при времени прямолинейного участка пикирования 7 - 10 с.

Ввод в пикирование производить плавным отклонением ручки управления от себя при постоянном значении общего шага винта, удерживая вертолет от кренов и разворотов. Угол тангажа и наличие крена контролировать по авиагоризонту, а выдерживание направления — визуально по намеченному ориентиру. Иметь в виду, что по достижении угла 15 - 17° линия естественного горизонта, перемещаясь вверх, выходит за пределы остекления кабины. Поэтому выдерживание угла пикирования 15 - 20° возможно только по авиагоризонту. Темп ввода в пикирование должен быть таким, чтобы изменить угол тангажа от исходного значения до 20° за время не менее 6—7 с (с угловой скоростью не более 3°/с). Этим достигается ввод с вертикальной перегрузкой не менее 0,5 необходимой для обеспечения безопасных зазоров между лопастями несущего винта и хвостовой балкой.

На участке пикирования в результате действия гироскопического эффекта несущего винта возникает кренящий момент вправо, который необходимо парировать отклонением ручки управления влево. Чтобы упредить появление правого крена на пикировании, рекомендуется при вводе в пикирование ручку отдавать от себя и влево. При вводе в пикирование наблюдается уменьшение частоты вращения несущего винта на 1-2%.

Для ввода в пикирование из разворота с креном до 30° необходимо плавным отклонением ручки управления от себя создать заданный угол пикирования с одновременным выводом из крена.

По достижении заданного угла тангажа зафиксировать его и в последующем сохранять постоянным. Величину угла пикирования, отсутствие крена и скольжения контролировать по показаниям авиагоризонта и визуально.

При пикировании в связи с ростом скорости увеличивается тяга несущего винта. Действие возникающего вследствие этого кабрирующего момента приводит к уменьшению угла тангажа (пикирования). На ручке управления появляются давящие усилия. Сохранение постоянного значения угла пикирования на этом этапе достигается соразмерным отклонением ручки управления на необходимую величину от себя. Кроме того, на пикировании с увеличением скорости появляется скольжение влево (чем больше скорость, тем больше скольжение), поэтому приходится отклонять левую педаль.

Следует также иметь в виду, что на пикировании определение вертикальной скорости ограничено максимальным значением шкалы вариометра в 10 м/с, тогда как истинная вертикальная скорость достигает 30 м/с. А чем больше вертикальная скорость снижения, тем больше потеря высоты (просадка вертолета) на выводе. Так, при вертикальной скорости 10 м/с просадка достигает 70 м, при скорости 20 м/с—150 м, а при скорости 30 м/с — 220 м.

В процессе пикирования необходимо контролировать текущее значение скорости и высоты в целях своевременного определения момента начала вывода из пикирования.

По достижении установленной скорости или безопасной высоты начала вывода из пикирования с учетом просадки вертолета на выводе, отклонением ручки управления на себя при постоянном значении общего шага винта начать вывод вертолета из пикирования. Вывод осуществлять за время не менее 8—9 с, не допуская увеличения частоты вращения несущего винта более 103%. Вертикальная перегрузка на выводе в этом случае не превышает максимально допустимых значений. Выход вертолета на предельную перегрузку определяется по наличию тряски, которую летчик должен воспринимать, как предупреждение уменьшить угловую скорость, т. е. замедлить темп взятия ручки управления на себя.

При выводе из пикирования увеличивается угол атаки несущего винта, что приводит к изменению маховых движений лопастей и к расширению зоны срыва в азимуте 270—300°. Конус несущего винта заваливается влево, в результате чего возникает неуравновешенный кренящий момент от тяги несущего винта, действующий вправо. Этот момент больше гироскопического момента несущего винта, кренящего вертолет на выводе из пикирования влево. Под действием гироскопического момента на выводе из пикирования, так же как и на вводе, вертолет накреняется вправо (до 5°). Поэтому ручку управления при выводе из пикирования практически надо отклонять на себя и влево. Кроме того, на выводе наблюдаются небольшое покачивание и тряска вертолета, которые увеличиваются с возрастанием перегрузки.

Следует иметь в виду, что по достижении на выводе из пикирования угла тангажа, соответствующего горизонтальному полету, вертолет еще не вышел в горизонтальный полет, а продолжает снижаться по наклонной траектории. Снижение вертолета прекращается при положительных углах тангажа по авиагоризонту, равных 5 - 7°.

По достижении па выводе из пикирования угла тангажа на кабрирование 5—10° и прекращении снижения вертолета плавным отклонением ручки управления от себя перевести вертолет в горизонтальный полет, не допуская уменьшения частоты вращения несущего винта менее 88% (на Ми-8Т менее 89%). После этого установить режим работы двигателей, соответствующий очередному режиму полета или маневру.

До скорости 250 км/ч вертолет охотно выходит из пикирования, а на больших скоростях усилия на ручке управления значительно возрастают.

Начальный участок вывода из пикирования характерен увеличением скорости на 20—30 км/ч и частоты вращения несущего винта до 100%. В конце вывода из пикирования уменьшается скорость полета, в связи с чем увеличивается темп изменения угла тангажа при неизменном положении ручки управления. Поэтому для сохранения постоянной угловой скорости и своевременной фиксации горизонтального полета ручку управления необходимо отклонять вперед с некоторым опережением.

Для обеспечения безопасности полета необходимо помнить, что энергичное уменьшение общего шага несущего винта с одновременной резкой отдачей и последующим взятием ручки управления на себя при выводе из пикирования может привести к удару лопастями несущего винта о хвостовую балку.


Горка


Горка является составным элементом боевого маневрирования и применяется для быстрого набора высоты при атаке воздушной цели или обеспечения условий пикирования при атаке наземных целей в укрытиях. Она состоит из криволинейных участков ввода и вывода, а также наклонного прямолинейного участка набора высоты.

Ввод в горку может производиться после разгона скорости до заданной в режиме горизонтального полета или с пикирования.

С режима горизонтального полета до высоты 500 м маневр целесообразно выполнять на скорости 220 км/ч, а на высотах 500—1000 м — 200 км/ч. Если ввод в горку начинается после выполнения пикирования, то скорость законченного вывода из пикирования должна быть 260—270 км/ч.

Максимальное значение изменения угла тангажа от исходного, соответствующего горизонтальному полету на данной скорости, не должно превышать 20°. При этом ввод в горку и вывод из нее допускаются с угловой скоростью не более 3°/с, т. е. за 6—7 с. В этом случае обеспечивается сохранение допустимых значений частоты вращения несущего винта и перегрузки.

Горку разрешается выполнять только при «неизменном значении общего шага несущего винта, соответствующего исходному значению перед вводом, чтобы не допустить создания чрезмерной нагрузки на лопастях несущего винта. Перемещать рычаг ШАГ-ГАЗ при вводе в горку, на горке и при выводе из нее запрещается.

Перед выполнением маневра необходимо установить заданную скорость ввода в горку, снять усилия с ручки управления и убедиться в нормальных показаниях приборов, контролирующих работу силовой установки и систем вертолета. Осмотреть воздушное пространство, обратив особое внимание передней верхней полусфере. Наметить курс и характерный ориентир для выдерживания направления маневра. При наличии облачности ее также можно использовать для визуального контроля маневра.

Ввод в горку выполнять плавным отклонением ручки управления на себя, контролируя отсутствие кренов и скольжения. С увеличением угла тангажа угол атаки несущего винта возрастает и момент сопротивления его вращению уменьшается. В результате этого частота вращения несущего винта на вводе в горку увеличивается. Увеличение ее зависит от величины перегрузки и во всех случаях не превышает 100%. Однако при резком взятии ручки управления на себя система автоматической регулировки оборотов может не успеть сохранить их в заданных пределах.

Следует учитывать, что при энергичном переводе вертолета из прямолинейного в криволинейный полет вертолет быстро выходит на предельные значения перегрузки. Превышение допустимой перегрузки на вводе воспринимается как повышение уровня вибраций (тряски). В таких случаях следует замедлить темп отклонения ручки управления на себя.

До угла тангажа 10° летчик должен пилотировать вертолет по естественному горизонту, постоянно перенося взгляд в левое боковое стекло, так как на угле 12—15° по направлению полета горизонт начинает закрываться приборной доской кабины. В дальнейшем отсчет и выдерживание угла тангажа производить по авиагоризонту.

Во избежание «проскакивания» за ограничения по углу тангажа его необходимо ожидать и за 4—5° до заданного значения ослабить тянущие усилия ручки управления на себя. По достижении заданного угла незначительным отклонением ручки управления от себя зафиксировать его и сохранять постоянным до момента достижения установленной скорости начала вывода из горки. Иметь в виду, что угол тангажа 20° на меньшей скорости достигается значительно быстрее, чем на большей при одной и той же перегрузке.

При вводе в горку возникает кренящий момент вправо. Действие этого момента необходимо парировать соразмерным отклонением ручки управления влево. Отклонением соответствующей педали удерживать вертолет от разворотов и скольжения, сохраняя положение шарика в центре.

На прямолинейном участке горки с уменьшением скорости вертолет имеет тенденцию к уменьшению угла кабрирования, которую необходимо парировать соразмерным отклонением ручки управления на себя. Внимание при выполнении этой части фигуры пилотажа направлять на сохранение прямолинейности траектории (постоянство угла тангажа, отсутствие крена и скольжения), используя показания авиагоризонта и курса, а при возможности и намеченный ориентир. Прямолинейный участок горки крайне скоротечен. Поэтому по достижении заданного угла тангажа больше внимания уделять контролю за скоростью полета. Начало вывода из горки должно определяться не только количественной величиной скорости полета, но и темпом ее изменения.

Вывод из горки начинать на скорости 110—100 км/ч плавным отклонением ручки управления от себя при постоянном значении общего шага несущего винта. При интенсивном выводе вертолета из горки угол конусности лопастей несущего винта уменьшается и при последующем отклонении ручки управления на себя лопасти приближаются к хвостовой балке. Поэтому для обеспечения безопасных зазоров между лопастями и хвостовой балкой ручку управления следует перемещать так, чтобы в полете с постоянным общим шагом вертолет вышел из горки в горизонтальный полет за врел1я не менее 6— 7 с. Кроме того, при уменьшении угла тангажа и угла атаки несущего винта увеличивается потребная мощность на создание крутящего момента и частота вращения несущего винта уменьшается. Это уменьшение частоты вращения происходит в пределах допусков. Однако при значительном и резком отклонении ручки управления от себя система автоматического регулирования частоты вращения может не успеть сохранить ее в заданных пределах. Кренящий момент вправо, возникающий в результате гироскопического эффекта несущего винта, парировать отклонением ручки управления влево, удерживая вертолет от разворотов отклонением соответствующей педали. Как только остекление кабины займет положение, соответствующее горизонтальному полету, зафиксировать его и установить режим полета, необходимый для выполнения следующей фигуры пилотажа (очередного маневра), согласно заданию на полет.

За время выхода из горки скорость уменьшается на 20 - 30 км/ч, а частота вращения несущего винта — на 2 - 3%.

При выполнении горок максимальная величина набора высоты достигается при угле тангажа 10°, но время выполнения горки при этом увеличивается.

Средние параметры горки при вводе со скоростей 180— 220 км/ч приведены в табл. 5.


Таблица 5

Изменение угла тангажа°,

Набор высоты за горку, м, на скорости, км/ч

Время выполнения горки, с, на скорости, км/ч

180

200

220

180

200

220

10

130

200

250

22

30

36

20

100

150

200

14

17

20

При появлении признаков подхвата на вводе в горку (тряска и покачивание вертолета) необходимо прекратить взятие ручки управления на себя. Выход из подхвата производить вводом вертолета в левый разворот с креном до 30° с отдачей ручки управления от себя и одновременным уменьшением общего шага несущего винта на 2 - 3°.

Вводом вертолета в разворот с креном 20 - 30° рекомендуется осуществлять и вывод из горки в случае непреднамеренного уменьшения скорости на горке менее 100 км/ч.

Летчик должен твердо усвоить, что энергичное уменьшение общего шага несущего винта с одновременной резкой отдачей и последующим взятием ручки управления на себя при вводе и выводе из горки может привести к удару лопастями несущего винта о хвостовую балку.

Разворот на горке


Разворот на горке применяется для быстрого разворота после набора высоты на горке. Он представляет собой последовательное соединение двух фигур: горки и разворота на заданный угол в конце горки. Поэтому техника выполнения первой половины фигуры, режим полета, распределение и переключение внимания такие же, как и при выполнении горки.

Вывод из горки целесообразно начинать по достижении скорости 120 - 130 км/ч с одновременным вводом вертолета в разворот. Ввод в разворот с меньших скоростей не рекомендуется по той причине, что в процессе его выполнения скорость полета продолжает уменьшаться и может выйти за пределы минимально допустимой. Разворот на горке выполняется при постоянном значении общего шага несущего винта.

Для ввода вертолета в разворот на горке ручку управле­ния плавно отклонить от себя и в сторону разворота. Одно­временно в ту же сторону координировано отклонить педаль. Темп действия рычагами управления должен быть таким, что­бы угол тангажа уменьшился до нуля за время 6 - 7 с (с уг­ловой скоростью до 3°/с), а крен за это время достиг 30°. Как только фонарь кабины займет положение, соответствующее развороту в горизонтальной плоскости, зафиксировать его, пе­ревести взгляд в кабину, проверить величины крена и скоро­сти, отсутствие скольжения и при необходимости исправить отклонения.

Как и на форсированном развороте, при выполнении левого разворота на горке вертолет имеет тенденцию к увеличению крена, при выполнении правого разворота — к уменьшению крена. Стремление вертолета изменить крен парировать на ле­вом вираже отклонением ручки управления в сторону, противо­положную развороту, на правом вираже — в сторону разворо­та, добиваясь координации разворота соответствующим откло­нением педали.

Внимание при вводе в разворот обращать на координацию (одновременность уменьшения угла тангажа, создания крена и углового вращения), определение момента отклонения рыча­гов управления для фиксирования заданного крена и угла тангажа. В процессе разворота по положению остекления ка­бины вертолета относительно горизонта постоянно контролиро­вать крен, тангаж и угловую скорость вращения. При необхо­димости дополнительного контроля взгляд периодически пере­носить на приборы. В процессе разворота проверять, свободно ли воздушное пространство в направлении разворота.

За 15 - 20° до заданного курса (намеченного ориентира) координированным отклонением ручки управления и педали вывести вертолет из разворота в горизонтальный полет на скорости не менее 70 км/ч.

При выводе из разворота оценивать положение горизонта относительно остекления кабины, одновременность уменьшения крена, углового вращения, координацию, скорость, высоту, курс (ориентир).

После разворота проверить режим работы силовой установ­ки и систем вертолета, осмотреть воздушное пространство и установить скорость и высоту, необходимые для выполнения следующей фигуры.

Разворот на горке выполняется практически координировано с малыми значениями поперечной перегрузки (углов сколь­жения) и представляет собой восходящую неустановившуюся спираль в конце горки с разворотом до 180° и выходом в го­ризонтальный полет в конце разворота. В процессе разворота вертолет достаточно устойчив и хорошо управляем.

При выполнении разворота на горке с уменьшением скоро­сти на левом развороте менее 80 км/ч появляется неустойчи­вость в показаниях указателя скорости, особенно при разворо­те со скольжением.

При выполнении маневрирования снятие нагрузки с органов управления кнопкой ТРИММЕР рекомендуется только на пря­молинейных участках.

Планирование на режиме самовращения несущего винта


Режимом самовращения называется такой режим полета, при котором несущий винт приводится во вращение аэродинамиче­скими силами, возникающими в результате взаимодействия лопастей с набегающим потоком воздуха без подвода мощно­сти двигателей. На этом режиме вращение несущего пинта осуществляется воздушным потоком, возникающим при сниже­нии вертолета под действием силы тяжести.

Для выяснения физической сущности режима самовраще­ния рассмотрим работу элемента лопасти несущего винта и действующие на него силы при вертикальном снижении (рис. 22).





Рисунок 22. Схема сил, действующих на элемент лопасти на режиме самовращения: а - общая; б - на замедленном режиме; в - на установившемся режиме; г - на ускоренном режиме.

Под воздействием потока воздуха возникает полная аэро­динамическая сила Rэ,. Ее составляющая Y, направленная перпендикулярно к направлению суммарного потока воздуха Wэ является подъемной силой, а составляющая Qэ направ­ленная по суммарному потоку,— силой лобового сопротив­ления (рис. 22, а).

Силы, возникающие на элементе лопасти, зависят от вели­чины и направления суммарной скорости Wэ его встречи с воздушным потоком, т. с. от угла атаки элемента аэ, равного сумме установочного угла элемента лопасти φ, и угла притекания потока воздуха β. На рис.22, б, в, г показаны три возмож­ных направления полной аэродинамической силы Rэ в зависимости от величины угла атаки.

Когда сила Rэ наклонена назад (рис. 22, б), сила ∆Х как проекция составляющей Qэ, на плоскость вращения будет больше силы ∆Y — проекции составляющей Y на эту же плос­кость. В результате в плоскости вращения будет действовать неуравновешенная сила, замедляющая вращение элемента. Эта тормозящая сила возникает вследствие большого установочно­го угла элемента лопасти (общего шага несущего винта).

Когда сила Rэ параллельна оси вращения (рис. 22, в), ее составляющие Y и Qэ дают равные проекции на плоскость вра­щения, т. е. ∆Х=∆Y. В плоскости вращения силы оказывают­ся уравновешенными, элемент лопасти вращается по инерции с постоянной частотой вращения. Это режим установившегося самовращения.

В третьем случае (рис. 22, г) сила Rэ несколько наклоне­на вперед по вращению. В результате сила ∆Y больше силы ∆Х, и в плоскости вращения будет действовать неуравновешен­ная сила, ускоряющая движение элемента. Эта ускоряющая сила может возникнуть, при условии, если общий шаг несуще­го винта меньше, чем при установившемся самовращении.

Крутка лопасти и наличие разных скоростей обтекания по размаху являются причиной того, что концевые сечения лопасти работают, как правило, в условиях замедленного самовраще­ния, а средние и корневые — в условиях ускоренного самовра­щения.

При планировании на режиме самовращения по наклонной траектории работа лопастей несущего винта в условиях косого обтекания сильно усложнена. Вследствие того что в азимуте 270° прирост угла атаки ∆аэ больше чем в азимуте 90°, изме­няется и наклон полной аэродинамической силы Rэ в азиму­те 90° она отклоняется назад, в азимуте 270° — вперед. Махо­вые движения лопастей несущего винта способствуют еще большему отклонению силы Rэ в азимуте 90° назад и в ази­муте 270° вперед. Таким образом, наступающая лопасть соз­дает тормозящий момент, достигающий наибольшего значения в азимуте 90°-, где вертикальная скорость взмаха вверх макси­мальна. Отступающая лопасть создает крутящий момент, наи­большая величина которого достигается в азимуте 270°, где скорость взмаха вниз максимальна. Лопасти поочередно в ази­муте 180—360° раскручивают винт (являются ведущими), а в азимуте 0—180° тормозят вращение, в целом же винт работа­ет в условиях установившегося самовращения. Частота враще­ния несущего винта nнв регулируется шагом φнв; чем меньше φнв, тем больше nнв. На различных высотах вследствие из­менения массовой плотности воздуха значения общего шага, при которых обеспечивается установившийся режим самовращения, будут разными. С увеличением высоты (уменьшением массовой плотности воздуха ρ) потребное значение общего шага увеличивается примерно на 1° на каждые 1000 м.

Из схемы сил, действующих на вертолет при снижении на режиме самовращения несущего винта (рис. 23), видно, что условием постоянства угла планирования является равенство подъемной силы Y и составляющей силы тяжести вертолета G1, направленной перпендикулярно к траектории движения.



Рисунок 23. Схема сил, Схема сил, действующих на вертолет при снижении на режиме самовращения несущего винта

Скорость планирования будет постоянной при условии, ес­ли сумма составляющей полной аэродинамической силы вин­та Qхв, направленной параллельно набегающему потоку, и вредного сопротивления вертолета Qвр будет уравновешена со­ставляющей силы тяжести G2, которая направлена по траекто­рии движения..

Реактивного момента на режиме самовращения несущего винта нет. Однако в результате трения в трансмиссии и име­ющейся механической связи с рулевым винтом несущий винт при своем вращении увлекает за собой корпус вертолета, и вертолет разворачивается в направлении вращения несущего винта (вправо). Этот момент принято называть моментом не­сущего винта Мнв. Для предотвращения разворота необходим противодействующий момент от тяги рулевого винта. Так как направление разворота по отношению к моторному полету из­менилось на противоположное, то и направление силы тяги ру­левого винта и момента Трвlрв также должно быть изменено на противоположное.

Таким образом, условием сохранения заданного направле­ния полета будет равенство моментов несущего и рулевого винтов.

Полет на режиме самовращения несущего винта можно вы­полнить как с полностью введенной вправо, так и с полностью убранной влево коррекцией газа двигателей.

При самовращении в зоне полет выполняется с полностью убранной влево коррекцией.

На режиме самовращения автомат частоты вращения выключается из работы, поэтому частоту вращения несущего винта необходимо сохранять изменением положения рычага ШАГ-ГАЗ. В том случае, если снижение выполнялось с убранной влево коррекцией, необходимо перед выводом из снижения вначале ввести коррекцию, а затем увеличить общий шаг. Рекомендуемая частота вращения несущего винта 92— 96%, минимально допустимая — 89%, минимально допустимая в момент приземления — 70%.

Снижение на режиме самовращения несущего винта с работающими двигателями выполнять на приборных скоростях:



  • на высоте 2000 м и более— 100—120 км/ч;

  • на высоте менее 2000 м—120—190 км/ч (на Ми-8Т — 90—200 км/ч).

Вертикальная скорость снижения зависит от выбранной скорости планирования и равна 10—12 м/с. Наименьшая вертикальная скорость соответствует скорости планирования ПО— 120 км/ч и равна 10 м/с.

Наивыгоднейшая скорость планирования по прибору, соответствующая максимальной дальности планирования на высотах менее 2000 м, 180 км/ч.

Перед выполнением снижения на режиме самовращения несущего винта в зоне нужно развернуть вертолет против ветра, установить режим горизонтального полетала скорости 120 км/ч. Снять нагрузки с органов управления и убедиться в нормальной работе двигателей и трансмиссии. После этого уменьшить общий шаг несущего винта до минимального значения и убедиться, что частота его вращения составляет 95±2%. Стремление вертолета развернуться вправо и опустить нос парировать отклонениями левой педали и ручки управления влево. Рукоятку коррекции повернуть влево до упора. После перехода на режим самовращения изменением положения рычага ШАГ-ГАЗ сохранять частоту вращения несущего винта в допустимых пределах,

Развороты на режиме самовращения несущего винта выполняются с креном не более 20°. При этом нужно иметь в виду, что эффективность органов управления в этом случае меньше, чем в моторном полете (на правом развороте отклонена левая педаль), а увеличение крена более 15° приводит к значительному росту вертикальной скорости снижения. Кроме того, при вводе в разворот незначительно увеличивается частота вращения несущего винта. Объясняется это следующим. При прямолинейном планировании подъемная сила уравновешивает часть силы тяжести вертолета, а при вводе в разворот она еще и искривляет траекторию движения. Поэтому вертикальная составляющая подъемной силы оказывается меньше части силы тяжести вертолета, которую она уравновешивала до ввода в разворот. В результате этого увеличиваются угол планирования, вертикальная скорость снижения и частота вращения несущего винта, что приводит к увеличению тяги (подъемной силы) винта. Вертикальная составляющая подъемной силы будет теперь равна части силы тяжести вертолета, дальнейшее увеличение вертикальной скорости и частоты вращения прекратится.

Частота вращения несущего винта при выполнении разворотов обычно не выходит за допустимые пределы и после вывода из разворота восстанавливается. Поэтому уменьшать частоту вращения несущего винта увеличением общего шага не рекомендуется.

Для вывода из режима самовращения плавно ввести коррекцию газа вправо, затем отклонить рычаг ШАГ-ГАЗ вверх, не допуская уменьшения частоты вращения несущего винта менее 92%, и установить заданный режим работы двигателей. Увеличение темпа отклонения рычага ШАГ-ГАЗ может привести к уменьшению частоты вращения несущего винта ниже минимально допустимой.

Вывод из режима самовращения должен быть закончен на высоте не менее 300 м.

Особенности пилотирования вертолета с отключенным автопилотом


Пилотирование вертолета с отключенным автопилотом может выполняться в случаях его отказа или в учебных целях.

Основной особенностью выполнения полета при отключенном автопилоте является заметное ухудшение продольной, поперечной и путевой устойчивости вертолета. При отключении автопилота вертолет стремится энергично изменить заданный режим полета, накреняясь вначале преимущественно в правую сторону. При отключенном автопилоте вертолет обладает вполне, приемлемыми характеристиками устойчивости, управляемости и маневренности. Поэтому при отключенном автопилоте выполнение полета возможно на всех режимах и особых трудностей не представляет. Однако при пилотировании с отключенным- автопилотом от летчика требуется своевременная реакция на сохранение заданного режима полета и равновесия вертолета. Он должен уверенно и плавно действовать рычагами управления для устранения возникающих отклонений и восстановления нарушенного равновесия. Отклонения рычагов управления должны быть более короткими по сравнению с их отклонениями при пилотировании с включенным автопилотом. В полете с отключенным автопилотом приходится более часто корректировать балансировку вертолета с помощью кнопки ТРИММЕР. Особенно точно следует сбалансировать вертолет в поперечном направлении перед переводом его на вертикальное снижение при выполнении посадки по-вертолетному.

В продольном направлении в этом случае рекомендуется сбалансировать вертолет на незначительный пикирующий момент, т. е. создать на ручке управления небольшое тянущее усилие.

Для получения твердых навыков летному составу рекомендуется систематически тренироваться в пилотировании вертолета с отключенным автопилотом.


Характерные ошибки


  1. Невыдерживание высоты и направления полета при маневрировании скоростью. В процессе разгона скорости до максимальной летчик обычно допускает увеличение высоты полета и разворот вертолета влево, а при гашении — потерю высоты и разворот вертолета вправо.

Основными причинами указанных ошибок являются энергичные некоординированные перемещения рычага ШАГ-ГАЗ, ручки управления и педалей, а также недостаточный контроль за сохранением высоты и направления полета. Другой причиной может быть неполное снятие усилий с ручки управления в продольном и поперечном направлениях.

Ошибка устраняется соразмерным отклонением ручки управления, и педалей в соответствующую сторону с одновременным снятием усилий на ручке управления.



  1. Невыдерживание постоянной скорости и высоты на вираже. Основной причиной этой ошибки является несоответствие значения общего шага несущего винта (мощности двигателей) заданной скорости выполнения пи-ража или несоответствие фактического угла тангажа вертолета заданному, когда сила Y1 не уравновешивает силу тяжести вертолета. Другой причиной может быть наличие усилий на ручке управления в продольном направлении.

Ошибка исправляется изменением мощности двигателей, установлением заданного угла тангажа или снятием нагрузки с ручки управления. При больших отклонениях по высоте и скорости рекомендуется выполнение виража прекратить, установить соответствующую заданной скорости мощность двигателей, уточнить продольную балансировку вертолета, после чего вновь начать выполнение виража.

  1. Непостоянство крена и угловой скорости на вираже. Ошибка является следствием недостаточного контроля за величиной крена по АГБ-ЗК и положению деталей фонаря кабины относительно горизонта. Другой причиной может быть недостаточно точная балансировка вертолета в поперечном направлении перед вводом в вираж и несвоевременное снятие нагрузки с ручки управления.

  2. Скольжение на вираже. Основной причиной является отсутствие координации и контроля за положением шарика указателя скольжения при перемещении педалей и ручки управления в поперечном направлении. Для устранения скольжения необходимо соразмерным и координированным отклонением ручки управления и педалей добиться соответствия угловой скорости вращения величине крена (держать шарик указателя скольжения в центре).

  3. Невыдерживание заданного направления полета при планировании на режиме самовращения несущего винта. Ошибка допускается в результате несвоевременного (позднего) парирования стремления вертолета к накреиению и развороту вправо. Ошибка устраняется соразмерным координированным отклонением левой педали и ручки управления влево.

  4. Падение частоты вращения несущего винта ниже 89% при выводе вертолета из режима самовращения. Ошибка происходит из-за того, что отклонение рычага ШАГ-ГАЗ для увеличения мощности двигателей производится с большим темпом.

Для устранения ошибки необходимо уменьшением шага восстановить заданную частоту вращения несущего винта и после этого увеличить мощность двигателей плавным отклонением рычага ШАГ-ГАЗ вверх с темпом, исключающим уменьшение частоты вращения несущего винта менее 92%.

  1. Невыдерживание направления на вводе в пикирование и горку, а также на выводе из ни х. Отклонение может быть вызвано тем, что летчик не учитывает действия кренящих и разворачивающих моментов. Кренение и развороты вертолета на вводе в пикирование и горку, а также на выводе из них необходимо устранять соответствующими отклонениями рычагов управления, сохраняя прямолинейность полета на намеченный перед вводом ориентир.

  2. Превышение допустимой скорости полета на выводе из пикирования. Ошибка заключается в недостаточном контроле за текущим значением скорости в процессе пикирования и, как следствие этого, в позднем начале вывода из пикирования.

  3. Чтобы исключить эту ошибку, необходимо вывод из пикирования начинать по достижении указанных ниже скоростей. При угле тангажа 20°:

  • на высотах до 1000 м — 270 км/ч;

  • на высотах 1000—2000 м —220 км/ч.

При угле тангажа 10°:

  • на высотах до 1000 м —285 км/ч;

  • на высотах 1000—2000 м —235 км/ч.

  1. Непостоянство угла тангажа на горке. Причина отклонения — отсутствие у летчика достаточно прочных навыков в определении заданного угла тангажа по положению деталей кабины относительно линии горизонта с контролем по авиагоризонту. Для выработки этих навыков необходимо выполнить с летчиком дополнительные контрольные полеты.


Достарыңызбен бөлісу:
1   ...   4   5   6   7   8   9   10   11   ...   34


©kzref.org 2017
әкімшілігінің қараңыз

    Басты бет