САМОПРОИЗВОЛЬНОЕ ВРАЩЕНИЕ ВЕРТОЛЕТА.

Самопроизвольное вращение – это такой режим, при котором летчик отклонением правой педали или уменьшением общего шага не может уменьшить угловую скорость вращения.

Возможно на взлете и посадке с максимальной полетной массой, и скоростью ветра справа более допустимой, при выполнении висения, разворотов на висении, восходящих или нисходящих разворотов. Здесь имеются ввиду развороты влево, когда угловая скорость разворота более допустимой.

Чем больше взлетная масса вертолета, высота висения и ветер справа, тем меньше запас хода правой педали, следовательно, больше вероятность попадания вертолета в самопроизвольное вращение.

Все наши отечественные вертолеты вращаются влево в направлении действия реактивного момента НВ.

Для балансировки вертолета на режиме висения в путевом отношении необходимо, чтобы

Это равенство может нарушиться в результате:

§ резкого взятия общего шага при несвоевременной даче правой педали;

§ увеличения общего шага, когда правая педаль стоит на упоре или очень мал запас по ходу правой педали и при разгоне вертолета возможна постановка ее на упор;

§ попадание рулевого винта в режим вихревого кольца;

§ отказ путевого управления.

Целесообразно рассматривать следующие расчетные случаи отказов путевого управления:

- разрушение привода РВ или концевой балки, сопровождаемое полным исчезновением тяги РВ и соответствующей разбалансировки вертолета;

- разрушение системы управления в хвостовом редукторе, сопровождаемое установкой лопастей РВ под действием шарнирных моментов на угол 1-2⁰ и соответствующим уменьшением тяги РВ;

- разрушение (заклинивание) системы управления от педалей до хвостового редуктора, сопровождаемое невозможностью изменения режима полета вертолета и выполнения посадки.

Наиболее тяжелым и опасным является первый расчетный случай, приводящий к интенсивной разбалансировке вертолета в продольном и боковом движении, прежде всего, в азимутальной плоскости. Под действием не скомпенсированного тягой РВ реактивного момента НВ вертолет резко разворачивается влево и на малых скоростях полета, меньших экономической, фюзеляж вертолета делает несколько полных витков относительно вертикальной оси. При больших скоростях полета вследствие наличия значительной путевой устойчивости фюзеляжа движение рыскания приобретает колебательный характер с тенденцией возвращения к исходной курсовой ориентации.

Вследствие периодического изменения по величине и знаку продольной и боковой сил, моментов на втулке НВ и моментных характеристик фюзеляжа при полных разворотах фюзеляжа в азимутальной плоскости вертолет в процессе разворота подвержен резким и сильным броскам в противоположные стороны по тангажу и крену, интенсивность которых возрастает с увеличением скорости полета. Управление вертолетом с помощью ручки циклического шага крайне затруднено, ибо малейшая несинхронность управляющих действий пилота с неожиданными резкими бросками вертолета из стороны в сторону приводит к тому, что пилот не стабилизирует, а, наоборот, раскачает вертолет.

При отрыве РВ с хвостовым редуктором и концевой балкой рассматриваемая аварийная ситуация существенно усугубляется из-за падения путевого демпфирования, что приводит к значительному возрастанию угловой скорости вращения фюзеляжа относительно вертикальной оси. Кроме того, возникает значительный пикирующий момент из-за отделения на большом плече массы РВ, хвостового редуктора и концевой балки.

Во втором расчетном случае, когда углы установки лопастей и тяга РВ уменьшаются почти до нуля, вертолет может быть в принципе сбалансирован в азимутальной плоскости за счет создания крена и скольжения. На крейсерских и выше скоростях горизонтального полета потребный для путевой балансировки угол скольжения сравнительно невелик – порядка

10⁰, однако, по мере уменьшения скорости потребный угол скольжения резко возрастает, превышая 40-50⁰ (рис.7.1.)

Рис.7.1. Зависмость балансировочного угла скольжения от скорости

горизонтального полета вертолета ( )

Значительные трудности возникают и в третьем из рассматриваемых расчетных случаев отказов путевого управления с той, однако, разницей, что вследствие несбалансированной тяги РВ с заклиненным управлением вертолет заходит на посадку не с правым, а с левым скольжением.

ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА:

1.Н_вис=3-5м. Вертолет начало самопроизвольно разворачивать влево и на отклонение правой педали он не реагирует или правая педаль стоит на упоре:

1-й способ:

- уменьшить общий шаг и посадить вертолет;

- ручкой управления удерживать вертолет от опрокидывания.

2-й способ:

- задержать общий шаг;

- незначительным отклонением ручки управления в сторону разворота и незначительным отклонением левой педали придать вертолету управляемый разворот влево.

2.Если вертолет вошел во вращение с увеличением угловой скорости, но не снижается и имеет запас по мощности, то можно рекомендовать следующее:

увеличением общего шага обеспечить вертолету вертикальный набор высоты с левым вращением с последующим переводом вертолета в поступательный полет отклонением РУ в сторону разворота (чем больше угловая скорость, тем больше угол крена).

3.Н_вис=3-5м. Вертолет вошел во вращение:

- выключить двигатели и посадить вертолет;

- ручкой управления удерживать вертолет от опрокидывания.

4.Если вертолет начало самопроизвольно разворачивать при заходе на посадку:

4.1.Если есть запас высоты, то необходимо:

1-й способ:

- задержать общий шаг;

- отклонить РУ от себя и вправо и дать правую ногу.

2-й способ:

- задержать общий шаг;

- отклонением ручки управления от себя и влево и незначительным отклонением левой педали уйти на второй круг.

4.2.Если запаса высоты нет:

- выключить двигатели;

- выполнить посадку с подрывом.

ШТОПОР ВЕРТОЛЕТА

Штопор вертолета – это самопроизвольное движение вертолета по нисходящей спиралевидной траектории малого радиуса с одновременным вращением относительно трех осей. В штопоре значительно ухудшается (иногда практически теряется) управляемость вертолета и существенно усложняются условия пространственной ориентировки и пилотирования, что затрудняет вывод вертолета из этого режима.

Штопор, наряду с самопроизвольным снижением и самопроизвольным вращением относится к критическим режимам, в которые возможно попадание вертолета при выходе за ограничения по минимально допустимой скорости.

Вертолетный штопор объединяет в себе и самопроизвольное снижение и самопроизвольное вращение, т.е. за один оборот по нисходящей спирали вертолет совершает несколько оборотов относительно трех осей. Наиболее интенсивное (основное вращение) вертолета в штопоре происходит относительно его нормальной оси. Интенсивность же вращения вертолета вокруг его поперечной и продольной оси, как правило, значительно ниже.

Попаданию в штопор подвержены все одновинтовые вертолеты. При принятом направлении вращения НВ все наши отечественные вертолеты вращаются только влево, в направлении действия . Если к вертолетному штопору применять классификацию самолетного, то это будет левый нормальный штопор, т.е. если на штопорящий вертолет смотреть сверху, то он будет двигаться против хода часовой стрелки.

Осью штопора является ось спирали, по которой движется центр тяжести штопорящего вертолета, радиусом штопора – радиус горизонтальной проекции этой спирали.

Вертолет в штопоре движется со скольжением. Различают внутреннее и наружное скольжение. Внутренним называется скольжение, при котором поток набегает на вертолет с внутренней стороны, т.е. справа по полету.

Факторы, способствующие попаданию вертолета в штопор:

§ увеличение полетной массы вертолета;

§ увеличение температуры наружного воздуха;

§ увеличение высоты полета;

§ увеличение передней центровки вертолета.

Причины попадания в штопор:

-ошибки летчика в технике пилотирования;

-неисправности авиационной техники.

Как показала практика, вертолеты попадают в штопор после «подхвата». Неправильный вывод из «подхвата» приводит к выходу вертолета на нулевые скорости полета с дальнейшим развитием самопроизвольного вращения со снижением и последующим переходом в штопор.

ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА:

1.Если есть запас высоты более 600м:

- уменьшить общий шаг на 1-2⁰;

- отклонением РУ от себя и вправо и дачей правой педали попытаться вывести вертолет из штопора.

2.Если запаса высоты нет, вывод созданием левого крена. Величина угла крена зависит от угловой скорости вращения. Чем больше угловая скорость вращения, тем больше угол крена (но не менее 30⁰).

ПОДХВАТ ВЕРТОЛЕТА

Подхват вертолета – это самопроизвольное движение вертолета на кабрирование вследствие потери эффективности продольного управления. Наиболее вероятен при вводе в горку и выводе из пикирования. Различают два вида подхвата:

§ -аэродинамический подхват (самопроизвольное затягивание вертолета в кабрирование);

§ -подхват по причине «клина» ручки управления в заднем положении.

Для вертолета Ми-8МТ характерен первый вид подхвата.

7.4.1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПОДХВАТ

При резком взятии РУ на себя вследствие быстрого роста продольного момента угол тангажа интенсивно увеличивается, и лишь через некоторое время начинает изменяться угол наклона траектории. Это приводит к скачкообразному увеличению угла атаки НВ до критического значения, что приводит к значительному расширению зоны срыва потока на лопастях НВ, и является основной причиной подхвата. Дальнейшему росту углов атаки способствует завал конуса НВ назад вследствие его статической неустойчивости по углу атаки. Точка приложения равнодействующей силы тяги смещается вперед, что приводит к еще большему затягиванию в кабрирование.

Летчик, видя энергичное увеличение тангажа, отдает РУ от себя, увеличивая тем самым углы установки лопастей НВ в азимуте 0⁰, что приводит к расширению зоны срыва и еще большему завалу конуса назад.

В процессе развития подхвата происходит значительное изменение частоты вращения НВ. Это объясняется тем, что НВ переходит с отрицательных углов атаки на большие положительные углы атаки и начинает работать в условиях близких к ускоренному самовращению. Поэтому в начальной стадии подхвата происходит раскрутка НВ, а при выводе из подхвата углы атаки изменяются в обратном порядке, что приводит к уменьшению оборотов НВ.

При глубоком подхвате скорость уменьшается практически до 0^км/_ч и вертолет при переднем положении РУ вначале вяло, а затем с нарастанием угловой скорости изменяет угол тангажа на пикирование. В этот момент возникает опасность сближения и удара лопастями НВ о хвостовую балку вертолета. Этому способствует уменьшение оборотов НВ (уменьшению центробежных сил на лопастях и уменьшение конусности). Уменьшение нормальной перегрузки до 0,2-0,3ед.

Удар лопастями НВ о хвостовую балку происходит тогда, когда летчик резко отклоняет РУ на себя при наличии большой угловой скорости на пикирование.

При выходе на нулевые скорости полета возможно также развитие самопроизвольного вращения со снижением и переходом в штопор.

ПРИЧИНЫ: полная потеря устойчивости вертолета по углу атаки и эффективности продольного управления при нарушениях летчиком темпа создания угла тангажа на кабрирование.

ПРИЗНАК: самопроизвольное увеличение угла тангажа при отданной РУ от себя.

ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА:

- уменьшение общего шага на 1-2⁰ (но не менее 8⁰ по указателю);

- выполнить левый или правый поворот на горке.

ВАЛЕЖКА» ВЕРТОЛЕТА

«Валежка» вертолета – это самопроизвольное кренение вертолета вправо, вследствие потери эффективности поперечного управления, возможна при значительном превышении максимально допустимой скорости полета.

При превышении скорости более максимально допустимой значительно увеличивается радиус зоны обратного обтекания, расположенный в азимуте 270⁰. Вместе с тем значительно увеличиваются угол взмаха и скорость взмаха в азимуте 270-300⁰, приводящие к увеличению зоны срыва в этих азимутах. Точка приложения равнодействующей силы тяги смещается в левую часть диска, что приводит к появлению момента , стремящегося накренить вертолет вправо. Стремление летчика убрать появившийся крен отклонением РУ влево приводит к еще большему увеличению зоны срыва, и вертолет или увеличивает крен, или продолжает лететь с появившимся креном.

ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА:

- уменьшить общий шаг НВ на1-2⁰ и скорость полета вертолета.

ЛИТЕРАТУРА:

1. В.Ф.Ромасевич. Аэродинамика и динамика полета вертолетов. Москва. Воениздат.1982.

2. В.Ф.Ромасевич, Г.А.Самойлов. Практическая аэродинамика вертолетов. Москва. Воениздат. 1980.

3. А.М.Володко. Безопасность полетов вертолетов. Москва. Транспорт. 1981.

4. А.М.Володко Основы летной эксплуатации вертолетов. Аэродинамика. Москва. Транспорт. 1984.

5. А.М.Володко Основы летной эксплуатации вертолетов. Динамика полета. Москва. Транспорт. 1986.

6. Инструкция экипажу вертолета Ми-8МТ.

7. Техника пилотирования и вертолетовождение вертолета Ми-8МТ.