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 нее.

На высотах 50-1000м форсированный разворот может выполняться с креном до 45⁰ при скоростях полета 120-250^км/_ч. Максимальный крен ограничен максимально допустимой перегрузкой и запасом по срыву потока с лопастей НВ.

При скорости ввода в форсированный разворот 200км/ч и менее уменьшать общий шаг в процессе разворота не рекомендуется, т.к. это может привести к потере высоты и скорости менее _.

На скоростях 200-250^км/_ч форсированные развороты можно выполнять как при постоянном значении общего шага, так и с уменьшением его на 2-5⁰.

С исходных скоростей 200-250^км/_ч форсированный разворот на 180⁰ при постоянном общем шаге выполняется за 17-38с с потерей скорости на 10-45^км/_ч, а с уменьшением общего шага – за 17-27с с потерей скорости на 40-100^км/_ч.

Ввод в разворот осуществляется плавным и координированным отклонением РУ и педали в сторону разворота. Для уменьшения скорости по мере увеличения угла крена РУ плавно отклоняется на себя.

Если при вводе в разворот допускаются некоординированные действия, колебания углов крена и тангажа, то в процессе разворота эти ошибки быстро возрастают и исправить их практически невозможно.

При наличии вертикальной скорости изменение высоты парировать отклонением РУ. Следует иметь ввиду, что при вводе в разворот с постоянным общим шагом происходит увеличение на 2-2,5%. Если частота вращения увеличилась на большую величину, необходимо уменьшить темп отклонения РУ на себя.

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

Гашение скорости и выдерживание заданной высоты в процессе разворота, как и при вводе в разворот, осуществляется отклонением РУ. Контроль за сохранением высоты вести по вариометру.

Во второй половине разворота темп отклонения РУ на себя больше, чем в первой, т.к. с уменьшением скорости наблюдается большое стремление вертолета к потере высоты. Кроме того, с уменьшением скорости значительно возрастает угловая скорость разворота.

По достижении заданной скорости (но не менее 100^км/_ч) плавным отклонением РУ от себя прекратить дальнейшее уменьшение скорости, а для сохранения высоты полета увеличить режим работы двигателей. Вывод из разворота следует начинать за 15-20⁰ до намеченного курса.

По 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 левую 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 тангажа и набору высоты.

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

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

Техника выполнения форсированного разворота с уменьшением общего шага такая же, как и без уменьшения. Уменьшать общий шаг необходимо одновременно с вводом вертолета в крен. К моменту создания крена 45⁰ шаг должен быть постоянным.

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

При вводе в форсированный разворот с уменьшением общего шага происходит более энергичный заброс , чем при вводе без изменения шага ( может достигать 99% и более). Поэтому темп и величина уменьшения общего шага и отклонения РУ на себя на развороте должны быть такими, чтобы не выходила за допустимые пределы.

 

ПИКИРОВАНИЕ

Пикирование – это вертикальный маневр, сопровождаемый быстрым уменьшением высоты и нарастанием скорости полета. Применяется для атаки наземных целей. Маневр состоит из криволинейных участков ввода и вывода и наклонного прямолинейного участка снижения с постоянным углом пикирования (рис.5.8.).

 

Рис.5.8. Схема выполнения пикирования

 

Пикирование в зависимости от высоты и исходной скорости горизонтального полета разрешается выполнять с изменением углов тангажа в пределах значений, указанных в таблице 5.1.

Таблица 5.1

Высота полета, м	Максимальные значения угла тангажа, от исходного, 0, при скорости ввода км/ч
150 и менее
До 500
500-1000				-
1000-2000			-	-

 

Максимально допустимые скорости начала вывода из пикирования в зависимости от угла тангажа на пикирование указаны в таблице 5.2.

Таблица 5.2.

Высота полета, м	Максимально допустимая скорость вывода, км/ч, при углах пикирования
100	200
До 1000
1000-2000

Увеличение скорости за время ввода в пикирование на угол 10⁰ составляет 15^км/_ч, на угол 20⁰ – 35^км/_ч. На прямолинейном участке пикирования с углом 10⁰ увеличение скорости за секунду достигает 6^км/_ч, с углом 20⁰ – 12^км/_ч. Величины потери высоты в метрах на выводе из пикирования в зависимости от угла пикирования приведены в таблице 5.3.

Таблица 5.3.

Скорость начала вывода из пикирования, км/ч	Потеря высоты (просадка), м, при углах пикирования, 0.
100	200

Пикирование разрешается выполнять при постоянном общем шаге, соответственному тому значению, которое было в режиме горизонтального полета перед вводом. Перемещать рычаг «ШАГ-ГАЗ» при вводе, в процессе пикирования и при выводе запрещается.

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 7-10с.

Ввод в пикирование производить плавным отклонением РУ от себя при постоянном общем шаге, удерживая вертолет от кренов и разворотов. Угол тангажа и наличие крена контролировать по авиагоризонту, а выдерживание направления – визуально по намеченному ориентиру. По достижении угла 15-17⁰ линия естественного горизонта, перемещаясь вверх, выходит за пределы остекления кабины. Поэтому выдерживание угла пикирования 15-20⁰ возможно только по авиагоризонту. Темп ввода в пикирование должен быть таким, чтобы изменить угол тангажа от исходного значения до 20⁰ за время не менее 6-7с (угловая скорость не более 3⁰/с).

Этим достигается ввод с вертикальной перегрузкой не менее 0,6, необходимой для обеспечения безопасных зазоров между лопастями НВ и хвостовой балкой.

На пикировании в результате действия гироскопического эффекта возникает кренящий момент вправо, который необходимо парировать отклонением РУ влево. Чтобы упредить появление правого крена на пикировании, рекомендуется при вводе в пикирование РУ отдавать от себя и влево. При вводе в пикирование наблюдается уменьшение на 1-2%.

По достижении заданного угла наклона траектории зафиксировать его и в последующем сохранять постоянным.

На пикировании в связи с ростом скорости увеличивается . Действие возникающего при этом кабрирующего момента приводит к уменьшению угла тангажа. Кроме этого на пикировании с увеличением скорости появляется скольжение влево, поэтому приходится отклонять левую педаль.

По достижении установленной скорости или безопасной высоты начала вывода из пикирования (с учетом просадки вертолета на выводе) отклонением РУ на себя при постоянном общем шаге начать вывод вертолета из пикирования.

Зависимость потери высоты при выводе из пикирования от параметров выполнения маневра приведена на рисунке 5.9.

Рис.5.9. Зависимость потери высоты при выводе из пикирования

от параметров выполнения маневра

 

Вывод осуществляется за время не менее 8-9с, не допуская увеличения более 103%. Вертикальная перегрузка при этом не должна превышать максимального значения.

При выводе из пикирования увеличивается угол атаки НВ, что приводит к изменению маховых движений лопастей и расширению зоны срыва в азимуте =270-300⁰. В результате чего возникает неуравновешенный кренящий момент от , действующий вправо. Этот момент больше гироскопического момента НВ, кренящего вертолет на выводе из пикирования влево. РУ при выводе из пикирования надо отклонять на себя и влево. Кроме того, на выводе наблюдается покачивание вертолета и тряска, которая возрастает 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 5-7⁰.

По достижении на выводе из пикирования угла тангажа на кабрирование 5-10⁰ и прекращения снижения вертолета плавным отклонением РУ от себя перевести вертолет в ГП не допуская уменьшения менее 88%.

Начальный участок вывода из пикирования характерен увеличением скорости на 20-30^км/_ч и до 100%. В конце вывода из пикирования уменьшается скорость полета, в связи с чем увеличивается темп изменения угла тангажа при неизменном положении РУ. Поэтому для сохранения постоянной угловой скорости и своевременной фиксации горизонтального полета РУ необходимо отклонять вперед с некоторым опережением.

Необходимо помнить, что энергичное уменьшение общего шага с одновременной резкой отдачей и последующим взятием РУ на себя при выводе из пикирования может привести к удару лопастями НВ по хвостовой балке.

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. Она состоит из криволинейных участков ввода и вывода, а также наклонного прямолинейного участка набора высоты (рис.5.10.).

 

Рис.5.10. Схема выполнения горки

 

Максимальное значение угла тангажа, соответствующего ГП на данной скорости, не должно превышать 20⁰. При этом ввод в горку и вывод из нее допускается с угловой скоростью не более 3⁰/_с, т.е. за 6-7с. В этом случае обеспечивается сохранение допустимых значений и .

Горку разрешается выполнять только при неизменном общем шаге, соответствующему исходному значению перед вводом, чтобы не допустить создания чрезмерной нагрузки на лопастях НВ.

Ввод в горку выполнять плавным отклонением РУ на себя, контролируя отсутствие крена и скольжения. С увеличением угла тангажа угол атаки НВ возрастает, а момент сопротивления его вращению уменьшается. В результате этого на вводе в горку увеличивается.

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. В таких случаях следует замедлить темп отклонения РУ на себя.

По достижении заданного угла наклона траектории незначительным отклонением РУ от себя зафиксировать его и сохранять постоянным до момента достижения установленной скорости начала вывода из горки. Следует иметь в виду, что угол тангажа 20⁰ на меньшей скорости полета 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 РУ 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 РУ на себя. Внимание при выполнении этой части фигуры направлять на сохранение прямолинейности траектории. По достижении заданного угла больше внимания уделять контролю за скоростью полета. Начало вывода из горки должно определяться не только величиной скорости полета, но и темпом ее изменения.

Вывод из горки начинать на скорости 110-100^км/_ч плавным отклонением РУ от себя при постоянном общем шаге. При интенсивном выводе вертолета из горки угол конусности НВ уменьшается, и при последующем отклонении РУ на себя лопасти НВ приближаются к хвостовой балке. Поэтому РУ следует перемещать так, чтобы в полете с постоянным общим шагом вертолет вышел из горки за время не менее 6-7с. Кроме того, при уменьшении угла тангажа и угла атаки НВ увеличивается потребная мощность на создание и уменьшается. Кренящий момент вправо, возникающий в результате действия , парировать отклонением РУ влево, удерживая вертолет от разворотов отклонением соответствующей педали.

Вывод из горки осуществляется двойным управляющим действием летчика – вначале РУ отклоняется от себя, а затем для прекращения пикирования вертолета – на себя. Если первое управляющее действие сопровождается уменьшением общего шага, то нормальная перегрузка, действующая на вертолет резко уменьшается до значений 0,2-0,5ед., приближая вертолет к условиям невесомости. В этом случае средний угол конусности НВ также уменьшается, а при отклонении РУ на себя конус НВ заваливается назад и концы лопастей проходят в опасной близости от хвостовой балки. При резком отклонении РУ от себя для вывода вертолета из горки, уменьшении общего шага и последующим резком взятии РУ на себя до упора опасность удара лопастей НВ по ХБ становится реальной (рис.5.7.).

 

Рис.5.7. Зависимость расстояния от концов вращающихся лопастей

НВ до хвостовой балки от угла отклонения АП

 

За время выхода из горки скорость уменьшается на 20-30^км/_ч, а – на 2-3%.

При выполнении горок максимальная величина набора высоты достигается при угле тангажа 10⁰, но время выполнения горки при этом увеличивается.

Средние параметры горки при вводе со скоростью 180-220^км/_ч приведены в таблице 5.4.

Таблица 5.4.

Изменение угла тангажа, 0	Набор высоты за горку, м, на скорости, км/ч	Время выполнения горки, с, на скорости, км/ч

 

Вводом вертолета в разворот с креном 20-30⁰ рекомендуется осуществлять вывод из горки в случае непреднамеренного уменьшения скорости на горке менее 100^км/_ч.

Зависимость набора высоты от параметров выполнения горки приведена на рисунке 5.11.

 

Рис.5.11. Зависимость набора высоты от параметров выполнения горки

а) =100^км/_ч; =1,5; =0,7;

б) =20⁰; =1,5; =0,7;

в) =100^км/_ч; =20⁰; =0,7;

г) =100^км/_ч; =20⁰; =1,5.

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 (рис.5.12.).

Рис.5.12. Схема выполнения разворота на горке

 

Вывод из горки целесообразно начинать по достижении скорости 120-130^км/_ч с одновременным вводом 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 ограничения. Разворот выполняется при постоянном общем шаге.

Для ввода вертолета в разворот на горке РУ 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 6-7с, а крен за это время достиг 30⁰.

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

Внимание на вводе в разворот обращать на координацию (одновременное уменьшение угла тангажа, создание крена и угла тангажа), определения момента отклонения рычагов управления для фиксирования заданного крена и угла тангажа.

За 15-20⁰ до заданного курса координированным отклонением РУ и педали вывести вертолет из разворота в ГП на скорости не менее 70^км/_ч.

Разворот на горке выполняется практически координировано с малыми значениями поперечной перегрузки и представляет собой восходящую неустановившуюся спираль в конце горки с разворотом до 180⁰ и выходом в ГП, 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.

ОСОБЫЕ СЛУЧАИ ПОЛЕТА

ЗЕМНОЙ РЕЗОНАНС»

 

«Земным резонансом» называют самовозбуждающиеся колебания вертолета на земле с нарастающей амплитудой. Возможность появления земного резонанса является следствием введения в конструкцию втулки НВ вертикальных шарниров, дающих лопасти возможность качания в плоскости вращения.

Физическая сущность «земного резонанса» заключается в следующем. При воздействии начального возмущения ( порыв ветра, наезд основного колеса на кочку, грубая посадка и т.д.) лопасти по-разному поворачиваются в вертикальных шарнирах, центр масс НВ смещается с оси вала и возникает неуравновешенная центробежная сила (рис.6.1.).

Одновременно возникают собственные колебания лопастей НВ относительно вертикальных шарниров, под действием кориолисовых сил инерции и сил лопастей . Круговая частота центробежной силы, которая раскачивает фюзеляж вертолета и ее величина зависят от частоты вращения НВ. Колебания вертолета становятся самовозбуждающимися, если частота колебаний оси вала НВ из-за действия центробежной силы становится равной собственной частоте колебаний вертолета на упругом шасси. При колебаниях вертолета увеличиваются силы, раскачивающие лопасти в плоскости вращения, в результате чего величина центробежной силы возрастает. Такая двухсторонняя связь колебаниями вертолета и колебаниями лопастей приводит к быстрому нарастанию амплитуды колебаний. Это явление и носит название «земного резонанса». Время развития «земного резонанса» составляет всего несколько секунд. Непринятие летчиком мер или неграмотные действия могут привести к разрушению НВ и вертолета в целом.

Рис.6.1. Схема возникновения неуравновешенной центробежной

силы

 

Для борьбы с «земным резонансом» применяют средства поглощения и рассеивания энергии колебаний – демпферы. В системе «фюзеляж на шасси» роль демпферов выполняют двухкамерные амортизаторы.

Следует помнить, что в момент отрыва вертолета от земли или при приземлении, когда тяга НВ велика, амортизаторы шасси выключаются из работы. Усилие, действующее при этом на амортизаторы, может оказаться меньше усилия его предварительной зарядки, и вертолет движется на пневматиках практически без демпфирования. Поэтому в случае возникновения колебаний при взлете и посадке следует немедленно уменьшить тягу НВ, чтобы загрузить амортизаторы. На пробеге из-за качения пневматика шасси его боковая жесткость снижается, что приводит к уменьшению частот собственных колебаний вертолета. При этом опасность «земного резонанса» возрастает, т.к. уменьшается запас по частоте вращения НВ. Поэтому может оказаться, что при определенной скорости пробега может возникнуть «земной резонанс».

ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА:

- при возникновении быстро нарастающих колебаний вертолета в процессе опробования двигателей необходимо энергично переместить рычаг общего шага вниз и одновременно повернуть до упора влево рукоятку коррекции газа;

- при возникновении усиливающихся колебаний на пробеге после посадки, при взлете и рулении отклонить рычаг общего шага вниз до упора, коррекцию газа вывернуть влево, ручку управления удерживать в нейтральном положении и использовать тормоза колес;

- если во всех указанных случаях колебания вертолета не прекращаются, выключить двигатели.