Всего на сайте:
236 тыс. 713 статей

Главная | Авиация, Авиастроение

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА, Горизонтальный полет на вертолете Ми-8 осуществляется с правой коррекц..  Просмотрен 1594

Горизонтальный полет на вертолете Ми-8 осуществляется с правой коррекцией, при которой работает система автоматиче­ской стабилизации оборотов несущего винта. Управление ша­гом винта и мощностью двигателей производится только ручкой общего шага.

Как правило, установившийся режим горизонтального поле­та осуществляется включением овсех каналов автопилота. При этом происходит автоматическая стабилизация вертолета по направлению, крену, тангажу и высоте полета.

Канал высоты служит для поддержания заданной баромет­рической высоты установившегося горизонтального полета. Осо­бенность канала высоты, как и канала направления, состоит в том, что он работает только в режиме согласования и стабили­зации. В режиме управления при нажатии на кнопку фрикцио­на ручки общего шага канал высоты автоматически отключает­ся и переводится на режим согласования. Рычаг «шаг — газ» освобождается для управления пилотом. Канал высоты также можно отключить кнопкой отключения на пульте автопилота. Включается канал высоты только после балансировки вертоле­та в горизонтальном полете на высоте не ниже 50 м нажатием кнопки включения высоты на пульте управления автопилота.

Контроль работы канала высоты производится по индикато­ру нулевому и по указателю общего шага. Нормальная работа канала характеризуется выдерживанием высоты полета с точ­ностью до ±6 м, колебаниями стрелки нулевого индикатора около нейтрального положения, колебаниями стрелки указателя общего шага несущего винта и характерным подергиванием вер­толета, которое возникает при парировании возмущений автопи­лотом. Уход стрелки нулевого индикатора к (верхнему или ниж­нему упору свидетельствует о неправильной балансировке вер­толета по мощности (мощность задана больше или меньше не­обходимой). Если мощность больше необходимой, стрелка ухо-


дит к верхнему упору, если меньше необходимой — к нижнему упору.

Следует изменить мощность ручкой общего шага, а за­тем опять включить канал высоты. Могут быть случаи, когда стрелка подходит к верхнему упору, и вертолет набирает высо­ту, или когда стрелка подходит к нижнему упору, и вертолет снижается. Это говорит с явно большом избытке или недостат­ке мощности.

При полетах в условиях сильной болтанки рекомендуется выключить каналы направления и высоты автопилота, чтобы из­бежать динамических нагрузок на систему управления ввиду резких перемещений исполнительных штоков гидроусилителей. В режиме горизонтального полета, как и при любом другом режиме полета с поступательной скоростью (набор высоты, сни­жение с работающими двигателями и на режиме авторотации), вертолет Ми-8 может получать перегрузки как от маневров, так и от порывов ветра при полете в неспокойной атмосфере. Максимальная перегрузка в полете может действовать лишь по вертикальной оси У, по которой действует сила тяги винта. Экс­плуатационная перегрузка по этой оси определяется по следую­щей формуле:

Т

У О

Максимальная перегрузка может быть получена при ма­неврах при полете на экономической скорости, на кото­рой максимальный избыток мощности и достаточно большой за­пас кинетической энергии. Тяга может быть увеличена путем увеличения угла атаки несущего винта ручкой циклического шага и общего шага несущего винта ручкой «шаг — газ». Вели­чина перегрузки будет зависеть от относительной скорости по­лета, величины максимального значения коэффициента подъ­емной силы, плотности воздуха, числа оборотов несущего винта, веса вертолета, и определяется по специальной формуле, кото­рая здесь не приводится. Так, например, при полете на скорости 120 км/ч над уровнем моря у вертолета Ми-8 можно маневром двумя ручками управления получить перегрузку, равную 3.

Обычно максимальная перегрузка от характера криволиней­ного движения в полетных случаях задается нормами прочно­сти. Для всех вертолетов, в том числе и для вертолета Ми-8, максимальная эксплуатационная перегрузка берется в пределах #тах =2,5—4. Для 1вертолето1в-кранов пэтах ==2,5. Коэффициент безопасности (запас прочности) устанавливается /=1,5.

Мини­мальная перегрузка принимается равной Птт=0,5.

Перегрузка при полете в неспокойной атмосфере определя­ется по следующей формуле: пэ= 1±:Апэ,

где Апэ — приращение перегрузки от порыва вертикального ветра. При порыве вверх знак берется положительный, при по­рыве вниз — отрицательный.


Приращение перегрузки при полете с поступательной скоро­стью в неспокойной атмосфере зависит от плотности воздуха, характера изменения коэффициента подъемной силы, от углов атаки лопастей, скорости полета вертолета, скорости вертикаль­ного порыва ветра, коэффициента заполнения несущего винта, градиента нарастания скорости порыва, удельной нагрузки на ометаемую площадь и определяется по специальной формуле, которая здесь не приводится. Так, например, при полете на ско­рости, соответствующей М = 0,15 при вертикальном порыве вет­ра вверх со скоростью 15 м/с у вертолета Ми-8 возникает пе­регрузка около 1.9.

Виражи и развороты в горизонтальной плоскости на вертоле­те Ми-8 выполняются с включенными каналами автопилота (кроме канала направления). Методика выполнения их такая же, как и без автопилота. Выключение канала направления можно осуществлять кнопкой на пульте автопилота или поста­новкой ног на педали. Выполнение виража или разворота без выключения канала направления приводит к сильному сколь­жению, ввиду стремления вертолета удержать заданный курс при освобожденных педалях. При выполнении виражей и дли­тельных разворотов с углом крена более 5° при включенном ав­топилоте для обеспечения стабилизации нужного крена необ-,ходимо крен задавать ручкой центровки крена,установленной на пульте управления автопилота.

При разворотах и виражах несущий и хвостовой винты яв­ляются мощными гироскопами. Гироскопические моменты их па­рируются автопилотом или пилотом соответствующими движени­ями рычагов управления. Роторы турбин двигателей также явля­ются гироскопами. Их моменты конструктивно не уравновешива­ются, кроме того, что подкосы двигателей ставятся на амортиза­торах для обеспечения прочности вообще, в том числе и за счет действий гиромоментов.

На вертолете Ми-8, как и на любом другом вертолете и са­молете, пилот пользуется следующими скоростями: приборной, индикаторной, истинной воздушной и путевой. Приборная ско­рость имеет большое практическое значение, так как все летные ограничения по скоростям и пилотирование вертолетом на всех установившихся и переходных режимах полета производятся только по этой скорости1.

Для перехода от приборной скорости к индикаторной у зем­ли необходимо учесть погрешности прибора на неточность его механизмов (инструментальную поправку) и влияние вертоле­та на неточность восприятия статического давления в ПВД (аэ­родинамическую поправку):

1 Без учета маневров у земли и наличия указателя путевой скорости ДИВ-1.


Для учета инструментальной поправки в кабине пилотов выве^ шивается график, построенный в лаборатории. Аэродинамиче­ская поправка учитывается йо тарировочному графику указате­ля скорости вертолета Ми-8, полученному при помощи летных испытаний на мерной базе (рис, 59).

Такой график для вертолета Ми-8 приведен и в руководстве по летной эксплуатации. Как видно по графику, погрешность на

 

 

 

 

 

 

250      
        /  
200         /
    /    
150       /  
    /    
100      
       
50 > /    
       
       

установку ПВД крайне мала: лишь на скоростях ниже 150 км/ч прибор занижает показания ско­рости на незначительную вели­чину. Индикаторная скорость из­меняется в зависимости от вы­соты ввиду изменения плотности воздуха и числа М, что приводит к изменению сжимаемости воз­духа. Поправка индикаторной скорости на. сжимаемость (Уг —

= Угз + 'бУСт)- ПРОИЗВОДИТСЯ ПО

0. 50 100 150 '200 Упр, км/ч Рис. 59. Тарировочный график указателя скорости вертолета Ми-8

специальным номограммам или по аэронавигационной линейке. Поправка на сжимаемость при давлении ниже 760 мм рт. ст. всегда имеет отрицательное зна­чение. Это значит, что идеальный прибор с подъемом на высоту

показывает завышенную скорость. Для вертолета Ми-8 ввиду малой скорости полета поправка на сжимаемость не произво­дится: тарировочный график на аэродинамическую поправку 1^гз==/(^пр) принимается справедливым для всех высот и тем­ператур.

Для перехода от индикаторной скорости к истинной воздуш­ной скорости и наоборот пользуются известной инженерной формулой:

7 V,

где Д = рц/()о==О,379 Р/Т (относительная плотность воздуха).

Практически истинная скорость определяется по крейсерским графикам, аэронавигационной линейке или указывается в руко­водстве по летной эксплуатации. Для вертолета Ми-8 крейсер­ские графики не применяются.

Путевая скорость в зависимости от истинной воздушной ско­рости, скорости и направления ветра определяется решением тре­угольника скоростей, а практически определяется по аэронави­гационной линейке НЛ-10.


§ 2. СХЕМА СИЛ И МОМЕНТОВ, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА ВЕРТОЛЕТ

В горизонтальном полете на вертолет действуют следующие силы и моменты (рис. 60): аэродинамическая сила несущего винта #, тяга рулевого (винта Гр<в, вредное сопротивление верто­лета X, (вес вертолета О, реактивный момент несущего винта Мр.н.в, путевой момент рулевого винта МуфтВ, продольный момент



 



Рис. 60. Схема сил и моментов, действующих на вертолет Ми-8 в горизонтальном полете (ба­лансировка с правым креном)


аэродинамической силы винта (пикирующий), продольный мо­мент стабилизатора, продольный реактивный момент рулевого винта, продольный момент втулки М2.вт, поперечный момент втулки Мос.вт, поперечный момент боковой силы 5 и поперечный момент рулевого винта.

В связанной системе координат аэродинамическая сила не­сущего винта раскладывается на три составляющие: тягу винта Т, продольную силу Н и боковую силу 5. В скоростной (поточ­ной) системе координат тягу винта можно разложить на Ту— вертикальную составляющую и Тх — горизонтальную состав­ляющую. Сила Ту является подъемной силой, а Тх— тянущей. Продольная сила Н в этой же системе координат раскладыва­ется на Ну и Нх. Тяга рулевого винта в горизонтальном поле­те всегда направлена влево.


В режиме горизонтального полета, как и при наборе высо­ты с поступательной скоростью, вертолет Ми-8 может баланси­роваться или с правым креном за счет действия в эту сторону инерционного момента втулки Мх<вт или с левым скольжением, но без крена (на рис. 60 скольжение не показано). Крен и скольжение по величине будут меньше, чем в режиме набора высоты ввиду меньшей мощности в горизонтальном полете по сравнению с мощностью в наборе высоты. При наличии крена сила веса О в поперечной плоскости раскладывается на состав­ляющие Оу и Ох.

В режиме установившегося горизонтального полета должны быть соблюдены следующие условия равновесия сил и момен­тов. Для прямолинейного полета в горизонтальной плоскости необходимо, чтобы силы Ту и Ну уравновешивали вес вер­толета О: Ту + Ну=О.

Для равномерного полета необходимо, чтобы тянущая сила уравновешивала вредное сопротивление вертолета X и горизон­тальную составляющую продольной силы Нх: ТХ=Х + НХ.

Для соблюдения продольного равновесия необходимо, чтобы сумма всех продольных моментов была равна нулю.

Для соблюдения путевого равновесия реактивный момент несущего винта должен быть уравновешен путевым моментом рулевого винта.

Для соблюдения поперечного равновесия без скольжения с правым креном необходимо, чтобы геометрическая сумма попе­речных моментов была равна нулю, а тяга рулевого винта урав­новешивалась боковой силой 5 и составляющей веса Ох: Гр.в = = 8+0г. Если же вертолет балансируется без крена, а с левым скольжением (на рис. 60 не показано), тогда для поперечной балансировки необходимо, чтобы тяга рулевого винта уравно­вешивалась боковой силой 5 несущего винта и боковой силой фюзеляжа (З*, (возникающей за счет левого скольжения: ГрВ =

В полете пилот добивается установившегося горизонтально­го полета и его балансировки, а значит, соблюдения указанных уравнений, действуя всеми рычагами управления, руководст­вуясь показаниями приборов и положением вертолета относи­тельно естественного горизонта.

Предыдущая статья:Работы двигателей в стандартной атмосфере Следующая статья:ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТА Ми-8 В РЕЖИМЕ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА
page speed (0.0895 sec, direct)