МАНЕВРИРОВАНИЕ СКОРОСТЬЮ

Рис.5.1. Схема сил и моментов, действующих на вертолет

при разгоне и торможении

Ускорение на разгоне определяется избытком мощности на данной скорости полета (рис.5.2.). Предельные возможности вертолета при горизонтальном разгоне характеризуют путь и время, потребные для приобретения заданной скорости при полном использовании располагаемой мощности двигателей. С увеличением высоты полета энергетические возможности разгона существенно уменьшаются, при этом на больших высотах ограничение по срыву наступает обычно раньше, чем иссякает избыток взлетной мощности двигателей. При постоянной высоте полета вертолет может разогнаться только до своей максимальной скорости. При снижении, вследствие уменьшения потребной мощности вертолет может разогнаться быстрее и при этом превысить значение .

Рис.5.2. Область возможных значений тангенциальной перегрузки

для разгона и торможения при различных скоростях

горизонтального полета

В разрешенном диапазоне углов тангажа время разгона и торможения практически линейно зависит от угла тангажа. Разгон с небольшими отрицательными углами тангажа, не превышающими 10⁰, до крейсерских скоростей полета, сопровождается набором высоты. Разгон от крейсерской скорости до максимальной, а также разгон с большими отрицательными углами тангажа (15-25⁰) во всем диапазоне скоростей приводит к снижению вертолета, что важно иметь ввиду при выполнении разгона на малых высотах над пересеченной местностью (рис.5.3.).

Рис.5.3. Зависимость набора высоты или снижения от

скорости и угла тангажа

В процессе разгона вследствие увеличения общего шага и перехода НВ на большие отрицательные углы атаки, сопровождаемые ростом потребной мощности, происходит затяжеление НВ и как следствие уменьшение . При выполнении разгонов с предельным темпом уменьшение составляет 4-6%. Поэтому, чтобы избежать нарушения ограничения по минимально допустимой частоте вращения НВ, необходимо перед началом разгона установить ее не менее номинальной и в дальнейшем обеспечивать выполнение данного ограничения за счет изменения темпа разгона.

Торможение вертолета от крейсерских скоростей горизонтального полета до экономической с выдерживанием постоянной высоты осуществляется отклонением РУ на себя и уменьшением общего шага. При этом за счет уменьшения углов установки лопастей и увеличения углов атаки НВ потребная мощность значительно уменьшается, что приводит к росту . При резком взятии РУ на себя для быстрого торможения «заброс» частоты вращения может достигать 10%.

Вследствие известной статической неустойчивости НВ по углу атаки торможение скорости за счет увеличения угла тангажа осуществляется весьма эффективно, т.к. вертолет сам стремится еще больше увеличить угол атаки НВ и тангажа.

Особую опасность представляет резкое торможение при полете вертолета на скорости, близкой к максимальной, большой высоте или низкой температуре наружного воздуха (т.е. при пониженных значениях скорости звука). В этих условиях при недопустимой раскрутке НВ число на лопастях в азимуте 90⁰ может достигнуть критического значения, т.е. концевые сечения наступающих лопастей окажутся в зоне волнового кризиса. В свою очередь, образование зоны волнового кризиса на НВ вызовет интенсивную тряску и уменьшение эффективности управления вертолетом. При полете на большой скорости и высоте это может быть воспринято экипажем как нарушение управляемости, отказ авиационной техники. При торможении до скоростей второго режима необходимо учитывать прогрессирующее падение скорости, обусловленное быстрым ростом потребной мощности.

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

Время разгона вертолета с предельным темпом в диапазоне скоростей 60-220^км/_ч составляет 36-26с. Максимальное возрастание скорости за одну секунду в среднем составляет 6-9^км/_ч. Среднее время горизонтального торможения вертолета от скорости 220^км/_ч до 60^км/_ч с предельным темпом может достигать 28с.

ВИРАЖ И СПИРАЛЬ

Вираж – это полет вертолета в горизонтальной плоскости по замкнутой окружности с постоянным креном и поступательной скоростью без скольжения. Разворот – часть виража.

Вираж и развороты в визуальном полете разрешается выполнять при взлетной массе:

§ 11100кг и менее на скорости 80-100^км/_ч с креном до 30⁰;

§ более 11100кг с креном до 20⁰ на скоростях100-120^км/_ч.

На высотах 50м над рельефом местности допускаются углы крена, по величине равные высоте полета, но не более указанных выше.

Рис.5.4. Схема сил и моментов, действующих на вертолет

при выполнении виража

Для ввода вертолета в вираж (разворот) необходимо отклонить силу в сторону разворота (рис.5.4.). Возникшая при этом неуравновешенная сила вызывает искривление траектории движения. При выполнении правильного виража продольная ось вертолета должна совпадать с вектором скорости. Это достигается отклонением педали в сторону виража на соответствующую величину.

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

Увеличение угла тангажа происходит в основном за счет действия мощного гироскопического момента. Действие этого момента проявляется только в процессе разворота с креном. При увеличении угла тангажа отклоняется назад сила , что приводит к уменьшению ее составляющей . Уменьшение силы вызывает еще большее увеличение угла тангажа, т.к. пикирующий момент от нее уменьшается.

Кроме того сила . уменьшается в результате увеличения завала конуса НВ на вираже из-за возрастания маховых движений лопастей. Увеличению угла тангажа способствует также рост кабрирующего момента от РВ вследствие увеличения углов установки его лопастей при отклонении правой педали. Увеличение угла тангажа и уменьшение силы . Является причиной уменьшения скорости полета.

Тенденция к снижению вертолета проявляется по следующим причинам.

Во-первых, при наклоне силы для получения неуравновешенной силы , искривляющей траекторию движения, сила становится меньше силы тяжести вертолета .

Во-вторых, уменьшается располагаемая мощность, затрачиваемая на вращение НВ, т.к. при отклонении правой педали установочные углы и, следовательно, момент сопротивления РВ, а также потребная мощность для его вращения увеличивается, что соответственно уменьшает мощность, затрачиваемую на вращение НВ.

Таким образом, при вводе вертолета в правый вираж одновременно с координированным отклонением РУ и педали в сторону виража необходимо для сохранения угла тангажа, скорости и высоты полета РУ отклонить от себя. Кроме этого, следует увеличить мощность двигателей, а в процессе виража отклонением РУ в противоположную сторону удерживать постоянный угол крена.

При вводе в левый вираж у вертолета появляется тенденция к уменьшению угла тангажа, увеличению скорости, к уменьшению высоты и уменьшению угла крена.

Направление действия гироскопического момента в этом случае становится противоположным тому, которое было при вводе в правый вираж, сила увеличивается, а кабрирующий момент от РВ при отклонении левой педали уменьшается. Это приводит к тому, что уменьшается угол тангажа и, как следует, к росту скорости и снижению вертолета.

Причиной снижения, кроме того, является уменьшение силы при вводе в вираж. Однако при отклонении левой педали происходит уменьшение установочных углов лопастей РВ, а значит, и момента сопротивления и мощности, потребной для его вращения. Соответственно увеличивается мощность, идущая на НВ, растет его тяга, а следовательно увеличивается сила . Практически на левом вираже с креном 15⁰ за счет использования на НВ той мощности, которая при отклонении левой педали освободилась с РВ, подъемная сила увеличивается настолько, что ее вертикальная составляющая остается равной силе тяжести вертолета. Поэтому необходимости в увеличении мощности двигателей при вводе в левый вираж нет.

В процессе левого виража вследствие сложения вращательного движения НВ и движения вертолета относительно центра виража увеличивается зона обратного обтекания и соответственно уменьшается суммарная скорость обтекания лопастей в азимуте 270⁰. В результате этого вертолет стремится выйти из крена.

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

Однако, как указывалось выше, это справедливо только для виражей с креном до 15⁰. Если же угол крена будет больше 15⁰, то на левом вираже необходимо увеличивать подводимую к НВ мощность отклонением рычага «ШАГ-ГАЗ» вверх настолько, чтобы обеспечить равенство силы силе тяжести.

В процессе виража заданная скорость сохраняется отклонением РУ в продольном направлении, а координация – соответствующим отклонением педалей и РУ. При этом не следует забывать, что изменение угла тангажа ведет к изменению скорости.

Вывод из виража рекомендуется начинать за 10-15⁰ до намеченного ориентира или заданного направления. Вывод производится координированным отклонением РУ и педалей. Мощность двигателя при этом уменьшается до значения соответствующего режиму ГП.

Характеристики правильного виража представлены на рисунке 5.5.

Рис. 5.5. Характеристики правильного виража

Спиралью называется полет вертолета по винтовой траектории с заданным креном на постоянной скорости с потерей или набором высоты (рис.5.6.). При вводе в спираль и выводе из нее необходимо следить, чтобы не было увеличения или уменьшения угла планирования, и, следовательно и скорости полета.

По сравнению с правильным виражом при выполнении установившейся восходящей спирали с теми же значениями угла крена и скорости полета требуется большая мощность двигателей, т.к. вертолет не только разворачивается, но и набирает высоту. Выполнение нисходящей спирали при прочих равных условиях требует, наоборот, меньшей мощности по сравнению с правильным виражом.

При увеличении крена для сокращения радиуса и времени разворота уменьшается вертикальная скорость набора высоты (рис.5.7.).

Рис.5.6. Схема выполнения спирали

Рис.5.7. Зависимость вертикальной скорости от угла крена

и скорости полета при выполнении спирали