ПРИ ВЫСОКИХ ПРЕПЯТСТВИЯХ

Если рельеф препятствий за ЛП на направлении взлета укладывает­ся в угол набора высоты при продолженном (завершенном) взлете 03 в, то длина ЛП минимальна: ілп = Z, np в + lY + 12 ъ — дистанция прер­ванного взлета при отказе двигателя в критической точке //кр). Когда препятствия не укладываются в угол в3 , то можно либо дополнительно уменьшить грузоподъемность вертолета для увеличения 0ЗВ , либо увели­чить высоту критической точки и вместе с ней высоту траектории продол­женного взлета, чтоб она проходила над препятствиями. Но увеличение Якр приводит к увеличению LnpB и ілп, поэтому нужно отодвинуть точку старта от начала препятствий. На рис. 4.25 показаны траектории нормального и прерванного взлетов, а также проекции траекторий разво­рота вертолета после отказа двигателя в критической точке. Нижние кри­вые относятся к случаю, когда за точкой а, расположенной под нижней точкой траектории, до точки b препятствий нет. Верхние кривые отно­сятся к случаю, когда из-за препятствий за точкой а траектория разворо­та и критическая точка подняты на высоту Д#кр. Чтобы прерванный взлет закончился в той же точке, место старта отнесено от препятствий на Д/,пр в. Расчеты показывают, что ALn в = (6 … 8) ДЯкр, т. е. для увеличения высоты полета с одним неработающим двигателем на 1 м, нужно отодвинуться от препятствий и увеличить Алл на 6 … 8 м; при нормальном взлете, а также при посадке с отказавшим двигателем уве­личение пути составляет 3 … 4 м. Если бы для пролета над препятствием отодвигалась точка старта, а Н и L лп сохранялись, то для увеличения высоты полета на 1 м нужно было бы отдалить от препятствия начало

Рис. 4.25. Изменение траектории при увеличении высоты критической точки: 1 — нормальный взлет; 2 — прерванный взлет; 3 — разворот

ЛП на расстояние, равное 1 /вз ъ , т. е. на 40 … 50 м. Ниже описан метод определения траекторий, при которых минимальны ДЯкр, ДІ л п и Рас’ стояние точки старта от препятствий.

Направление взлета выбирается с учетом высоты препятствий. Ког­да в сечениях, нормальных к возможному направлению взлета, высота препятствий резко изменяется, то нужно сравнить два варианта направле­ния взлета. Первый вариант; траектория нормального взлета проходит над препятствиями с минимальной высотой (точка т на рис. 4.26). Рель­еф этих препятствий показан кривой 1 без штриховки на рис. 4.27. Для определения возможности разворота вертолета нужно определить рель­еф максимальных препятствий на полосе шириной 2Яразв (точка п на рис. 4.27); для краткости будем называть их ’’боковыми препятствия­ми”. Рельеф боковых препятствий показан на рис. 4.27 кривой 2 (со штри­ховкой). Второй вариант: направление взлета выбирается так, чтобы бы­ли минимальными препятствия на полосе шириной 27?раз (точки р на рис. 4.26). Взлет происходит ближе к препятствиям, расположенным, например справа, чтобы при отказе двигателя можно было развернуть­ся влево.

Как видно из рис. 4.26, при увеличении высоты траекторий разворо­та или продолженного взлета путем увеличения Якр точка V, а вместе с ней точки а и Ъ под траекторией переместятся по направлениям, пока­занным стрелками. Траектории отодвигаются от препятствия (от конту­ра bed) на величину Д1пр в — Д£без. Когда критическая точка переме­щается на высотах, где ДІ, без и ALn в линейно зависят от Я, то Д7.без = = ALhoPm = A#Kp/tg0, ДДпр. в = йІпр. в/аЯкр)ДЯкр и стрелки имеют угол наклона, равный

ДЯкр/(Д/,пр. в — АДбез) = 1/(Э1пр. в/ЭЯкр — l/tg0). (4.43)

Теперь опишем последовательность определения минимального рас­стояния от точки старта до препятствий. На чертеж рельефа местности (см. рис. 4.27) от точки а наносим кривую аа, являющуюся геометри­ческим местом перемещения точки а при подъеме критической точки. Проводим касательную под углом 03 в к кривой 1 до той высоты, где

Рис. 4.26. Определение высоты препятствий на направлении взлета:

1 — направления взлета; 2 — точки, опреде­ляющие высоту препятствий

имеется свободное воздушное пространство для разворота (контур a"b"c"). Касательная обозначена а’а”. Горизонталь аЪ", над которой вы­полняется разворот, касается наивысшего препятствия заштрихованно­го рельефа (кривой 2) левее точки Ь". При таком контуре ограничения препятствий нужно увеличить высоту критической точки на Нд, и отод­винуть на Д1П точку старта. При отказе двигателя в критической точ­ке вертолет либо совершает посадку на ЛП (кривая 4 на рис. 4.27), ли­бо продолжает взлет (кривая 5) и над точкой а" переходит в разворот (линия 6). При отказе двигателя на высотах, больших чем Я, траек­тории продолженного взлета и разворота показаны кривыми У и 6′. Когда Ябез < На„ + 10 м, то нужно продолжить взлет и набрать высоту Нд„ + 10 м, а затем выполнить разворот. Когда Я^3 > Я + 10 м, то вы­полнить разворот нужно сразу после достижения F6e3.

На рис. 4.27 показан также вариант рельефа боковых препятствий

(обозначен кривыми 2,3), когда начало разворота должно быть левее,

в точке а (точка а определена условиями касания препятствии пря-

мой Ъ"’с" и длиной отрезка а’"Ь" равного проекции разворота). В этом

случае критическая точка должна быть поднята на Я TV, и точка старта

eIV

еще больше отодвинута от препятствий.

Теперь рассмотрим второй вариант направления взлета, при котором в любой точке траектории сбоку есть место для разворота: высота пре­пятствий шириной 2/?разв не больше указанной на рельефе. Споообы опре­деления контура ограничения препятствий, соответствующего минималь­ному увеличению высоты критической точки, иллюстрируются рис. 4.28, где показаны различные варианты вписывания в рельеф препятствий кон­тура а’Ь’с, соответствующего развороту вертолета, и касательной к рель­ефу, (проведенному под углом 0ЗВ), соответствующей продолженному

Рис. 4.28. Определение Д#Кр (2 вариант: точки р на рис. 4.26).

взлету. На рис. 4.28, а показан случай, когда a’b’c касается рельефа на линии ее, в точке е (нижняя точка е — это точка пересечения отрезка ае, проведенного под углом бз в, и прямой be). В этом случае увеличе­ние высоты критической точки при развороте и при продолженном взле­те одинаково: оно равно Н Однако, разворот предпочтительнее, так как время полета с одним отказавшим двигателем меньше. Кроме того, продолженный взлет над касательной а’а" возможен, если за точкой е есть место для разворота.

На рис. 4.38, б контур a’b’c’ касается рельефа правее линии ее. Оче­видно, что разворот выгоднее продолженного взлета, так как Нд. < Нд„.

На рис. 4.28, в контур a’b’c касается рельефа между линиями ЪЪ и ее. В этом случае продолженный взлет выгоднее, так как Нд, > Нд„ . Наи­больший выигрыш получается, если точка касания попадает на линию ЪЪ ; при Кбе3 = 90 км/ч, /?разв = 250 м этот выигрыш составляет Нд, — — На„ = 4,5 м, что соответствует уменьшению потребной длины ЛП на

ЛП — ^’пр. в — 7" — 32 м. ^

На рис. 4.28, г контур а b с касается рельефа левее линии b’c. Высо­та расположения контура и точки а определяется высотой препятствий: На. = Япреп. Но контур a’b’c не касается препятствий по линии Ь’с, пото­му его можно сдвинуть вправо и выполнить разворот над горизонталь­ной плоскостью a"b", а до этой плоскости набрать высоту над наклонной а а. В этом случае получается выигрыш, так как < Н,. Случай, показанный на рис. 4.28, г, является наиболее характерным, так как осталь­ные случаи (касание рельефа по линиям Ъс) возможны только при очень

резком увеличении высоты препятствий за линией ЪЪ. Если пренебречь возможными выигрышами в ДЯкр и Д£лп (ДЯкр = 4,5 м; ДГ, ЛП " = 32 м), не выполняя построения, можно найти

где Япреп — максимальная высота препятствий левее линии ЪЪ.

Таким образом, метод определения минимальной дистанции прерван­ного взлета вертолета высшей категории при наличии препятствий за ЛП, не вписывающихся в угол 03 в или в контур abc, сложен, требует геомет­рических построений. Возможно следующее упрощение метода (рис. 4.29). При взлете в направлении минимальных препятствий нужно выделить ближайшее характерное препятствие, найти его высоту, расстояние до точки а и определить, имеется ли за ним сразу или после набора высо­ты свободное воздушное пространство для разворота. Если имеется, то увеличение высоты критической точки можно найти по формуле

(4.45)

если нет, то рассматривается следующее характерное препятствие. При взлете в направлении, где сбоку имеется достаточное для разворота воз­душное пространство, нужно найти максимальную высоту препятствий, расположенных левее прямой, проходящей через точку Ъ (см. рис. 4.28) под углом 1/(3£)/ЭЯ — l/tg03 B), и принять эту высоту за Д#кр. Пос­ле определения ДЯкр находим минимальную потребную длину ЛП:

Если местность такова, что отодвинуть точку старта от высоких пре­пятствий невозможно, то на взлетной траектории появляется ’’участок риска”. При отказе двигателя на этом участке вертолет садится не на ЛП. Поэтому вертолет несмотря на то, что его летные характеристики обес­печивают возможность продолжить взлет, становится вертолетом 1-й ка­тегории. Вероятность посадки не на ЛП зависит от времени пролета ’’участ­ка риска”. График этого времени в зависимости от £лп и ДЯкр пока­зан на рис. 4.30. Время пролета ’’участка риска” ограничено, так как при

Рис. 4.30. Время пролета ’’участка риска” в зависимости от длины ЛП

меньших /.дп точка старта настолько приближается к препятствиям, что траектория нормального взлета проходит на недостаточной высоте над препятствием. Обычно максимальное время пролета ’’участка риска” не более 8 … 15 с.