ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ ВЕРТОЛЕТА
Установившимся горизонтальным полетом вертолета называется прямолинейный полет с постоянной скоростью без набора высоты и без снижения.
Рис. 2.9. Схема сил в горизонтальном полете |
Режим горизонтального полета является одним из основных режимов, так как он обычно занимает наибольшую часть времени полета (рис. 2.9).
Для выполнения горизонтального полета суммарная тяга обоих винтов ручкой ППУ через автоматы перекоса отклоняется вперед. Вслед за этим из-за увеличения пикирующего момента вертолет будет уменьшать угол тангажа, который зависит от скорости полета и центровки. С нарастанием скорости полета появляются завалы конусов вращения несущих винтов назад и в стороны, а также возрастает вредное сопротивление, поэтому горизонтальная составляющая тяги несущих винтов должна увеличиваться перемещением ручки ППУ вперед и увеличением общего шага. В горизонтальном полете на вертолет действуют:
— сила тяжести G;
— суммарная тяга ННВ и ВНВ Т=ТИ + ТВ
— вредное сопротивление фюзеляжа Q„p;
— подъемная сила стабилизатора Уст.
Если подъемной силой стабилизатора пренебречь, а суммарную тягу винтов разложить в скоростной системе координат на составляющие Тх и Ту, то для установившегося горизонтального полета:
Тх — Q„P; Ty = G;
2 Мх = 0; 2^ = 0; 2^ = 0.
В полете летчик добивается соблюдения указанных условий координированным отклонением органов управления, руководствуясь показаниями приборов и положением вертолета относительно горизонта.
Тяга и мощность в горизонтальном полете
Из схемы сил, действующих на вертолет в горизонтальном полете, потребная тяга несущих винтов определяется по формуле /.;■» -■
T=Vr2y+Tl.
Так как Ty — G, Тх~Овр, тої]
T=Vg2 + Q2dр или Т = G|/*l + (^f)2-
Из формулы видно, что тяга несущих винтов в горизонтальном полете должна быть больше, чем тяга на висении, в
раз, так как несущие винты кроме подъемной
силы должны создавать силу, движущую вертолет в направлении полета.
На основании расчета строятся графики потребных и располагаемых тяг в зависимости от массы вертолета и скорости полета на различных режимах (рис. 2.10). Из графика видно, что полет возможен в том диапазоне скоростей, в котором располагаемая тяга больше потребной.
Потребная для горизонтального полета мощность складывается из индуктивной, профильной и вредной (мощности движения):
■Nn Г. П -Л/ИНД Nпр -|" — Л/до.
По кривым потребных и располагаемых мощностей можно определить характерные скорости полета, которые имеют практическое значение.
Характерные скорости
горизонтального полета (рис. 2.11)
Рис. 2.11. Характерные скорости горизонтального полета |
Минимальная скорость вертолета на высотах от земли до потолка висения равна нулю. За потолком висения она постепенно увеличивается до экономической скорости, достигая ее на динамическом потолке вертолета. Такое изменение минимальной скорости происходит из-за роста потребной и уменьшения располагаемой мощности. На предельной высоте избыток мощности становится равным нулю. Полет на динамическом потолке теоретически можно выполнять только на одной скорости, равной экономической, поэтому практически длительный полет на динамическом потолке невозможен, так как незначительные отклонения в скорости приведут к потере высоты. Динамический потолок поэтому ограничивается запасом мощности, при котором 1^=0,5 м/с (рис. 2.12).
Изучаемый вертолет может сохранить минимальную скорость, равную нулю, до значительных высот (конкретная высота висения зависит от массы вертолета и атмосферных условий).
Практически минимальная скорость горизонтального полета ограничивается 50 км/ч, так как на меньших скоростях полета не работает указатель скорости. Кроме того,
и. ‘і меньших скоростях появляется тряска, обусловленная переходом работы несущих винтов с режима косого обте-
к. чпня на режим осевого обтекания.
Рис. 2.12. Диапазон допустимых высот и скоростей полета |
Экономическая скорость — скорость, для полета на которой требуется минимальная мощность.
На этой скорости с данным запасом горючего достигается наибольшая продолжительность полета, а для полета на заданное время расходуется минимальное количество горючего. С подъемом на высоту истинная экономическая скорость несколько увеличивается (за счет сдвига кривой потребной мощности по касательной к ней из начала координат), а приборная экономическая скорость уменьшается (вследствие приборных поправок и влияния высотного коэффициента д=|//Л^.
Экономическую скорость целесообразно использовать при выполнении операций по поиску и слежению в режиме барражирования, а также при передаче целеуказания, когда необходима наибольшая продолжительность нахождения вертолета в воздухе.
Наивыгоднейшая скорость Кнв — скорость, при полете на которой обеспечивается минимальный километровый расход горючего.
На этой скорости с данным запасом горючего достигается наибольшая дальность полета, а для прохождения заданного расстояния расходуется минимальное количество горючего. С подъемом на высоту до 1000 м истинная наивыгоднейшая скорость практически не меняется. С подъемом на большие высоты наивыгоднейшая скорость уменьшается пропорционально увеличению массы вертолета. Приборная скорость с подъемом на высоту и с увеличением массы уменьшается.
Наивыгоднейшую скорость целесообразно использовать при поиске, когда необходимо обследовать наибольший район, а также при маршрутных перелетах.
Максимальная скорость, которая может быть достигнута при имеющемся запасе мощности, ограничивается в зависимости от высоты полета, полетной массы и атмосферных условий по флаттеру, сближению лопастей, прочности и срыву потока с лопастей несущих винтов. В полете максимально допустимая скорость в зависимости от высоты, полетной массы вертолета и температуры наружного воздуха определяется специальным устройством определения Кцоп, установленные над приборной доской летчика у центральной стойки остекления кабины (рис. 2.13).
Рис. 2-13. Устройство ДЛЯ определения допустимой Умаис |
Вибрации типа флаттер. При больших скоростях обтекания у земли лопасти несущих винтов могут получить изгиб — но-крутильный флаттер. Для предотвращения возникновения этого явления в эксплуатации кроме конструктивных мер (наличие противофлаттерных грузов в лопастях, подбор оптимальных оборотов несущих винтов, характеристики регулятора взмаха лопастей и т. д.) вводится ограничение максимальной скорости с 10% запасом по флаттеру.
Признаками возникновения флаттера лопастей несущих винтов являются:
— интенсивная тряска вертолета;
— ухудшение управляемости;
— выпадание лопастей из конусов вращения.
При появлении этих признаков необходимо энергично перевести вертолет в режим набора высоты с одновременным гашением скорости. Произвести посадку на выбранную площадку или на базу. После прекращения колебаний при продолжении полета к району посадки нельзя увеличивать скорость полета более 120 км/ч.
Сближение лопастей. В установившемся горизонтальном полете на воздушной скорости 290 км/ч и комбинированной даче ручки циклического шага и правой педали расстояние между концами лопастей НИВ и ВИВ составляет (440± ±245)’ мм, т. е. условие нссхлостывания лопастей обеспечивается. Однако при превышении максимально допустимых скоростей могут возникнуть условия, при которых сближение лопастей становится недопустимым. Поэтому во всех случаях горизонтального полета максимальная скорость ограничивается 280 км/ч.
Срыв потока. Из аэродинамики крыла известно, что оно обтекается плавно лишь на малых углах атаки—докрити — ческих. При увеличении угла атаки сверх критического наступает срыв потока, в результате которого уменьшается cv, увеличивается сх, уменьшается аэродинамическое качество, аэродинамические силы крыла становятся неустойчивыми. У самолета такое явление наблюдается на малых скоростях полета, когда для сохранения необходимой подъемной силы необходимо увеличивать угол атаки крыла.
В таких же условиях обтекания могут оказаться лопасти несущих винтов, но в отличие от самолета — на больших скоростях полета. Это происходит потому, что с увеличением скорости полета вертолета в азимуте ф=270° из окружных скоростей обтекания лопасти будет вычитаться поступательная скорость полета вертолета. Поэтому подъемная сила в этом азимуте минимальная, что ведет к увеличению скорости взмаха лопасти вниз (рис. 2.14) и увеличению углов атаки на концах лопастей больше критических. Наступает срыв потока. Зона срыва появляется в азимуте ф = 270° на концах лопастей, так как в этом районе наибольшая скорость взмаха вниз.
С увеличением скорости полета и уменьшением частоты вращения несущих винтов зоны срыва будут расширяться.
Рис. 2.14. Образование зон срыва и зон обратного обтекания лопастей на максимальных скоростях полета |
Вместе с тем увеличение скорости ведет к расширению ЗОИ обратного обтекания, расположенных на комлевых участках лопастей в тех же азимутах, что и зоны срыва. Зоны срыва и обратного обтекания (рис. 2.15) расположены симметрично: у ВИВ — справа, у IIIIB —слева по полету, следовательно, крена при этом не возникает, но уменьшается тяга винтов, возникает кабрирующий момент за счет завала конусов назад, возрастает вибрация, увеличивается напряжение в элементах конструкции. При глубоком срыве может ухудшиться управляемость вертолета, а также произойти опасное сближение лопастей. Для предотвращения попадания вертолета на опасные режимы введены ограничения максимально допустимой скорости по срыву. Для сохранения постоянного значения подъемной силы лопастей при увеличении высоты полета или при повышении температуры окружающего воздуха необходимо увеличивать шаг несущих винтов для соответствующего увеличения Су. Поэтому максимально допустимые скорости полета с увеличением высоты и температуры уменьшаются, а конкретные их значения определяются с помощью устройства для определения Удоп или по таблицам РЛЭ.
При полете на скоростях, близких к предельным по срыву, не следует допускать падения оборотов несущих винтов менее 87%’.
Признаками срыва потока с лопастей несущих винтов являются:
— тряска вертолета, постоянно нарастающая с ростом скорости;
— энергичное снижение, обусловленное резким ростом потребной мощности;
— повышенный расход ручки ППУ от себя, обусловленный возникновением дополнительного кабрирующего момента.
Для вывода вертолета из режима срыва потока необходимо взятием ручки ППУ на себя уменьшить скорость и плавно уменьшить общий шаг до допустимого предела в зависимости от высоты полета вплоть до авторотации. После прекращения срывных явлений перейти на обычный полет с меньшей скоростью.