Взлетно-посадочные характеристики

Взлетные характеристики зависят от взлетной массы вертолета, высоты расположения площадки над уровнем моря, температуры наружного воздуха, способа взлета и от скорости и направления ветра.

С увеличением массы вертолета повышается потребная мощность и возрастает потребная тяга несущего винта, в результате чего при постоянной располагаемой мощности двигателей взлетные характеристики вертолета ухудшаются.

С уменьшением высоты расположения площадки и с понижением температуры наружного воздуха располагаемая мощность двигателей увеличивается. Встречный ветер при неизменной мощности двигателей дополнительно повышает располагаемую тягу несущего винта.

Повышение мощности двигателей и увеличение располагаемой тяги несущего винта улучшают взлетные характеристики вертолета.

Для определения взлетной дистанции вертолета с учетом высоты расположения площадки над уровнем моря, температуры наружного воздуха и взлетной массы вертолета в Инструкции помещен график зависимости взлетной дистанции от предельной высоты висения вертолета над поверхностью площадки на взлетном режиме работы двигателей (рис.19).

График показывает, что увеличение предельной высоты висения на взлетном режиме работы двигателей с 3,5 до 10 м сокращает взлетную дистанцию вертолета с 200 примерно до 140 м.

В зависимости от размеров площадки и наличия препятствий на подходах к ней взлет по-вертолетному может производиться двумя способами — вертикальный взлет с выходом из зоны влияния «воздушной подушки» и с разгоном в зоне влияния «воздушной подушки».

Определение предельных масс вертолета для взлетов указанными способами производится по соответствующим номограммам (рис. 17 и 18).

Методика определения предельной массы вертолета по этим номограммам состоит в следующем.

На вертикальной оси Н находится точка, соответствующая высоте расположения площадки над уровнем моря (например, 1800 м). От этой точки вправо проводится горизонтальная линия до пересечения с наклонной прямой, которая соответствует фактической температуре воздуха на взлетной площадке (например +10°С). Из полученной точки пересечения проводится вертикальная прямая вниз до встречи с нижней частью номограммы (с горизонтальной прямой, соответствующей W=0). Из точки встречи вертикальной прямой с прямой W=0 проводится кривая, эквидистантная ближайшим кривым, нанесенным на нижней части номограммы до пересечения с горизонтальной прямой, которая соответствует скорости встречного ветра на взлетной площадке (например, W=4 м/с). Из точки пересечения кривой с горизонтальной прямой линией проводится вертикальная прямая вниз до пересечения с горизонтальной осью, на которой отсчитывается значение предельной полетной массы вертолета.

В рассмотренном случае предельные массы вертолета равны:

— 3320 кг для взлета вне зоны влияния «воздушной подушки» (номограмма рис. 17);

— 3550 кг для взлета в зоне влияния «воздушной подушки» (номограмма рис. 18).

Из этих номограмм видно, что в одних и тех же условиях предельная масса вертолета при взлете с разгоном в зоне влияния «воздушной подушки» значительно превосходит предельную массу при взлете с разгоном вне зоны влияния «воздушной подушки».

 

При взлете с предельной массой, определенной по номограмме рис. 18, высота зависания вертолета над поверхностью площадки должна составлять 1,5—2 м для обеспечения допустимого «проседания» вертолета в начале разгона с использованием постоянной взлетной мощности двигателей.

«Проседание» вертолета на начальном участке разгона обусловлено, с одной стороны, наклоном тяги несущего винта, необходимым для разгона, и уменьшением эффекта влияния близости земли на прирост тяги несущего винта при появлении воздушной горизонтальной скорости (происходит «сдувание» «воздушной подушки»). С другой стороны, горизонтальная воздушная скорость приводит к увеличению располагаемой тяги несущего винта или к уменьшению потребной мощности. В результате влияния указанных факторов в начале разгона с режима висения потребная мощность сначала несколько увеличивается, а затем, достигнув максимума, падает.

Так как в рассматриваемом случае взлета располагаемая мощность двигателей используется полностью, то данный характер изменения потребной мощности вызывает кратковременное «проседание» вертолета в начале разгона. С увеличением высоты расположения площадки над уровнем моря величина «проседания» вертолета в начале разгона возрастает.

Для обеспечения разгона в зоне влияния «воздушной подушки» без касания колесами шасси земли при взлете с площадок, расположенных на высотах более 2000 м, предельную массу вертолета, определенную по номограмме рис. 18, необходимо уменьшать на 50 кг. Высота висения вертолета на взлетном режиме работы двигателей при этом будет составлять не менее 3 м над поверхностью площадки.

Для выполнения взлетов и посадок по-вертолетному вне зоны влияния «воздушной подушки» на площадках, расположенных на высотах более 3000 м, запас управления по правой педали на вертолете Ми-2 недостаточен.

Для обеспечения запаса управления по правой педали не менее 15% необходимо предельную массу вертолета, определенную по номограмме рис. 17 для площадок, расположенных на высотах более 3000 м, также уменьшать на 50 кг.

При взлете по-вертолетному на величину взлетной дистанции оказывает влияние величина скорости, достигнутой над препятствием. Для вертолета Ми-2 увеличение скорости выхода на высоту 25 м на 10 км/ч приводит к увеличению взлетной дистанции на 25—30 м.

Взлетная дистанция вертолета Ми-2 практически не изменяется, если взлет производится с высоты висения ниже предельной, при условии использования в процессе взлета полного избытка располагаемой мощности, переводе двигателей на взлетный режим.

Взлет вертолета с разбегом «по-самолетному производится в тех случаях, когда его полетная масса превышает предельную, определенную по номограмме рис. 18. Перед выполнением такого взлета производится контрольное висение: вертолет на взлетном режиме работы двигателей должен висеть на высоте не менее 0,5 м. Взлет с разбегом по-самолетному обеспечивается на площадках, которые в направлении взлета на протяжении 80—100 м пригодны для руления и разбега до скорости 30—40 км/ч и на протяжении 100—120 м для разгона в зоне влияния «воздушной подушки» после отрыва вертолета.

С таких площадок независимо от высоты их расположения над уровнем моря (от 0 до 1500 м), температуры наружного воздуха (от +30°С и ниже) и скорости встречного ветра (от 0 до 15 м/с) взлет с разбегом обеспечивается при максимальной взлетной массе вертолета 3550 кг.

Взлетная дистанция при этом будет 220—250 м.

Посадочная дистанция при посадке по-вертолетному с зависанием в зоне влияния «воздушной подушки» зависит от высоты расположения площадки над уровнем моря, и на каждую 1000 м увеличения высоты площадки посадочная дистанция возрастает на 30—40 м (рис. 37).

График рис. 37 дает зависимость посадочной дистанции от высоты расположения площадки над уровнем моря для предельной массы вертолета.

Предельная масса вертолета для посадки зависит от высоты расположения посадочной площадки, температуры воздуха на месте посадки и скорости встречного ветра на курсе посадки.

Для обеспечения длины посадочной дистанции, не превышающей длину дистанции, определенной по графику рис. 37, необходимо произвести следующее:

— из условий высоты расположения площадки, на которой предполагается посадка, и температуры воздуха у ее поверхности определить предельную полетную массу вертолета по номограмме рис. 18;

— загрузить вертолет так, чтобы его полетная масса с учетом выработки топлива к моменту выхода на посадочную площадку не превосходила предельной, предварительно определенной по номограмме рис. 18.

 

 

Примечание. Взлетная масса вертолета во всех случаях не должна быть больше 3550 кг, а на высокогорных площадках при взлетах по-вертолетному — больше предельной массы, определяемой по номограммам рис. 17 или 18.

 

ЗАВИСИМОСТЬ ВЗЛЕТНЫХ ОБОРОТОВ ДВИГАТЕЛЯ ГТД-350
ОТ ТЕМПЕРАТУРЫ НАРУЖНОГО ВОЗДУХА И ВЫСОТЫ РАСПОЛОЖЕНИЯ ПЛОЩАДКИ НАД УРОВНЕМ МОРЯ

Взлетные обороты двигателя изменяются в зависимости от температуры наружного воздуха и высоты расположения площадки над уровнем моря. Характер зависимости оборотов от указанных параметров представлен на графике рис. 38.

Верхняя часть графика показывает, что при температуре наружного воздуха —40°С взлетные обороты двигателя от высоты уровня моря до высоты примерно 1900 м возрастают с 93,5 до 96,5%. На высоте 1900 м наступает ограничение по температуре газов, вследствие чего при дальнейшем увеличении высоты с 1900 до 4000 м летчик должен вручную уменьшать обороты двигателя с 96,5 до 94,8%, не допуская увеличения температуры газов более 970 (985) °С.

При температуре наружного воздуха +15°С взлетные обороты двигателя от высоты уровня моря до высоты примерно 1000 м возрастают с 97,2 до 100%. На высотах от 1000 до 3350 м взлетные обороты автоматически поддерживаются равными 101%. На высоте 3350м наступает ограничение по температуре газов, вследствие чего при дальнейшем увеличении высоты до 4000 м летчик должен вручную уменьшить обороты двигателя со 100 до 99,5%, не допуская возрастания температуры газов более 970 (985) °С.

При температурах наружного воздуха +20°С и выше двигатель ГТД-360 выходит на ограничение по температуре газов на всех высотах от 0 до 4000 м (нижний график рис. 38).

Графиками рис. 38 можно пользоваться для проверки взлетных оборотов двигателей при опробовании их на вертолетах Ми-2, базирующихся на высокогорных площадках. Взлетные обороты двигателя при его опробовании должны быть не ниже оборотов, определяемых по графику для заданной высоты площадки и заданной температуры наружного воздуха у поверхности площадки.

В случае если обороты двигателя на взлетном режиме окажутся ниже оборотов, определенных по графикам рис. 38, а их регулировке в сторону увеличения препятствует ограничение по температуре газов, вопрос о дальнейшей эксплуатации двигателя решается с представителем промышленности.

 

 

 

ОСОБЕННОСТИ УПРАВЛЕНИЯ

Управление вертолетом одновинтовой схемы осуществляется несущим и рулевым винтами.

Несущий винт вертолета служит органом продольного и, поперечного управления, а рулевой винт — для уравновешивания реактивного момента от несущего винта и органом путевого управления.

В целях улучшения условий пилотирования вертолета нейтральному положению ручки управления соответствует отклонение кольца автомата перекоса вперед на 50'.

Благодаря такой связи ручки с кольцом автомата перекоса на наиболее распространенных режимах полета ручка управления располагается ближе к летчику, что особенно важно при задних центровках вертолета.

Чтобы на наиболее распространенных режимах полета положение педалей было близким к нейтральному, связь между отклонением педалей и, изменением углов установки лопастей рулевого винта выполнена так, что нейтральному положению педалей соответствует положительный угол установки лопастей рулевого винта 5°, который обеспечивает путевую балансировку вертолета на режимах, близких к крейсерскому.

В связи с тем, что управление автоматом перекоса осуществляется через необратимые гидроусилители, в системе продольного и поперечного управления установлены пружинные загрузочные механизмы, обеспечивающие создание и снятие нагрузок с ручки управления вертолетом. Управление загрузочными механизмами электрическое и производится от кнопки, установленной на ручке управления, или от переключателей, установленных на левой панели.

По уравнению с самолетом управление вертолетом имеет ряд особенностей, которые вызваны тем, что изменение угла тангажа и крена после соответствующего отклонения ручки управления на вертолете происходит с заметным запаздыванием (на самолете это запаздывание практически не ощущается). Если на самолете ручка управления непосредственно связана с рулем или элеронами, отклонение которых сразу же изменяет момент, то на вертолете после отклонения ручки, управления изменение момента произойдет не сразу, а лишь после изменения положения лопастей в результате маховых движений. Рулевые поверхности на самолете создают момент относительно центра тяжести самолета на большем плече, чем на вертолете, поэтому для создания такого же момента на вертолете необходимо изменить направление движения большего потока воздуха. На самолете эффективность управления зависит от скорости полета, на вертолете же эта зависимость незначительна. На вертолете наблюдается взаимное влияние продольного управления на поперечное и наоборот.

Для создания крена влево летчик должен отклонять ручку влево и немного на себя, а для создания крена вправо — вправо и немного от себя.

Путевое управление вертолетом осуществляется педалями за счет изменения угла установки лопастей рулевого винта.

Изменение момента от рулевого винта происходит практически одновременно с отклонением педалей (изменением угла установки лопастей), вследствие чего путевое управление по сравнению с поперечным и продольным не имеет такого большого запаздывания.

БАЛАНСИРОВКА ВЕРТОЛЕТА

Установившийся полет всякого летательного аппарата возможен при условии полной его балансировки, т. е. при равенстве нулю суммы всех сил и суммы всех моментов, действующих на летательный аппарат. В отличие от самолета балансировка вертолета имеет принципиальные особенности, определяемые в основном условиями работы и свойствами несущего винта, а также аэродинамической асимметрией вертолета одновинтовой схемы.

 

Характерные особенности балансировки:

1. У самолета угол тангажа в значительной степени зависит от угла наклона траектории полета. У вертолета же угол тангажа изменяется при изменении угла наклона траектории столь незначительно, что при одной и той же скорости полета в наборе высоты, в горизонтальном полете и на планировании практически остается неизменным.

2. В отличие от самолета у вертолета с изменением скорости горизонтального полета положение ручки управления в поперечном отношении существенно изменяется. Вместе с этим от скорости прямолинейного полета зависит также и балансировочное положение педалей ножного управления.

Уяснить особенности балансировки вертолета можно, рассмотрев схему сил и моментов, действующих на вертолет в полете с поступательной скоростью (рис. 39).

Силы и моменты, действующие в установившемся
горизонтальном полете в плоскости симметрии
вертолета (продольная балансировка)

Силы:

G — сила тяжести;

Т — силатяги или составляющая полной аэродинамической силы несущего винта, направленная по оси втулки винта;

Н — составляющая силы R, действующая в плоскости вращения втулки несущего винта (продольная сила);

Х_вр — сила вредного лобового сопротивления (сила сопротивления фюзеляжа и других ненесущих частей конструкции, шасси, стабилизатора);

Н_р.в, S_р.в — продольная и боковая силы рулевого винта (эти силы практически очень малы и при анализе равновесия их обычно не учитывают);

Y_ст — подъемная сила стабилизатора.

 

Моменты:

М_реакт — реактивный момент рулевого винта;

М_прод — продольный момент несущего винта, имеющего разнос горизонтальных шарниров лопастей.

 

 

Силы и моменты, действующие в поперечной плоскости
(поперечная балансировка)

Силы:

G — сила тяжести;

Y — вертикальная составляющая силы R (проекция силы на вертикальную плоскость);

S — боковая сила несущего винта (составляющая силы R, возникающая вследствие наклона конуса вращения лопастей вбок);

Т_р.в — тяга рулевого винта;

Z_ф — боковая составляющая силы сопротивления фюзеляжа (например, при полете вертолета со скольжением).

Момент М_поп — поперечный момент несущего винта, возникающий вследствие разноса горизонтальных шарниров.

 

Силы и моменты, действующие в горизонтальной
плоскости (путевая балансировка)

Rx — горизонтальная составляющая силы тяги;

Х_вр — сила вредного сопротивления;

S — боковая составляющая силы тяги несущего винта;

Т_р.в — тяга рулевого винта;

Z_ф — боковая составляющая силы сопротивления фюзеляжа;

Н_р.в — продольная сила рулевого винта.

 

Моменты:

М_реакт - реактивный момент несущего винта;

М_р.в = Т_р.вl_р.в — момент тяги рулевого винта.

 

Показанные на рис. 39 силы, кроме силы тяжести G, дают относительно центра тяжести вертолета моменты, которые также надо учитывать при рассмотрении его балансировки.