Всего на сайте:
248 тыс. 773 статей

Главная | Авиация, Авиастроение

УПРАВЛЯЕМОСТЬ  Просмотрен 492

Отличительная особенность управления вертолета Ми-8, как и любого другого одновинтового вертолета, заключается в том, что при переходе с одного режима полета на другой необходимо действовать всеми рычагами управления, так как при отклонении одного любого рычага управления вертолет разбалансировы-вается и вращается вокруг всех трех осей и изменяет другие параметры полета. Так, например, для перехода с режима висе-ния к вертикальному набору высоты необходимо ручку общего шага поднять вверх. Вертолет начнет набирать высоту с одно­временным левым разворотом, происходящим из-за возросшего реактивного момента несущего винта. Чтобы предотвратить разво­рот необходимо отклонить влеред правую педаль. Увеличенная тяга рулевого винта создаст больший путевой момент и вертолет сохранит направление, но начнет перемещаться влево. Чтобы предотвратить это перемещение, необходимо отклонить ручку циклического шага вправо. Такая же зависимость одного вида управления от другого наблюдается и в горизонтальном полете, например, при переходе на большую скорость. В этом случае приходится отклонять ручку циклического шага вперед и влево, изменять мощность при помощи ручки общего шага и изменять положение педалей. При отклонении педалей одновременно с изменением путевого момента рулевого винта дополнительно возникают моменты крена и тангажа.

Момент крена появляется в результате того, что точка при­ложения силы тяги рулевого винта выше центра тяжести верто­лета по вертикальной оси, а момент тангажа — в результате из­менения реактивного момента рулевого винта. При отклонении правой педали вперед реактивный момент рулевого винта растет, вертолет стремится к кабрированию, при отклонении левой пе­дали вперед—к пикированию. Следовательно, в управлении вертолетом Ми-8 существует полная зависимость одного вида управления от другого, что является недостатком этого верто­лета.

Установка на вертолете четырехканального автопилота АП-34Б частично устраняет указанные недостатки в системе управления. При включенном автопилоте отклонение пилотом любого рычага управления не вызывает резкой разбалансировки вертолета, так как автопилот стабилизирует вертолет вокруг всех остальных осей.

У вертолета Ми-8 ручка «шаг—газ» и ручка циклического шага соединены с автоматом перекоса, а педали соединены с рулевым винтом системой управления шагом его. Ручка «шаг—


газ» соединена с ползуном и воспринимает усилия от лопастей несущего винта, стремящихся поднять ползун автомата пере­коса. Эти усилия на режиме висения постоянны и составляют 400 кгс, с ростом скорости они увеличиваются до 515 кгс на мак­симальной скорости. В системе управления общим шагом по­ставлен комбинированный гидроусилитель типа КАУ-ЗОБ, испол­нительный шток которого и воспринимает усилия от ползуна автомата перекоса. Максимальное рабочее усилие, создаваемое гидроусилителем КАУ-ЗОБ при работе гидросистемы, составляет не менее 1280 кгс.

Ручка циклического шага соединена с внешним кольцом авто­мата перекоса через систему продольного и поперечного управ­ления.

В продольном направлении кольцо автомата перекоса стремится отклониться назад с усилием около 515 кгс, что при­водит к кабрированию. С ростом скорости эти усилия умень­шаются и достигают значения около 350 кгс. В цепи продоль­ного управления ставится комбинированный гидроусилитель КАУ-ЗОБ, шток которого воспринимает усилия от автомата пере­коса в продольном направлении. Максимальное усилие, созда­ваемое гидросистемой на исполнительном штоке гидроусилителя продольного управления, составляет не менее 1280 кгс.

В поперечном направлении от лопастей работающего несу­щего винта тарелка автомата перекоса получает постоянное уси­лие около 360 кгс, стремящееся накренить ее вправо. С ростом скорости это усилие увеличивается по абсолютной величине и на максимальной скорости достигает 480 кгс. В системе поперечного управления устанавливается комбинированный гидроусилитель КАУ-ЗОБ, исполнительный шток которого воспринимает усилие от автомата перекоса в поперечном направлении. Максималь­ное усилие, создаваемое гидросистемой на исполнительном штоке гидроусилителя поперечного управления, составляет не менее 1280 кгс.

В цепи управления шагом рулевого винта устанавливается комбинированный гидроусилитель типа РА-60А. Максимальное рабочее усилие, создаваемое гидросистемой на штоке указан­ного гидроусилителя, составляет не менее 1280 кгс.

При помощи гидроусилителей снимаются усилия полностью со всех рычагов управления, поэтому эта система управления несущим и рулевым винтами называется необратимой. Чтобы пилот ощущал полет вертолета по усилиям на рычагах управ­ления, т. е. чтобы он имел возможность судить о необходимом направлении действия рычагами управления, в системе продоль­ного, поперечного и путевого управления включаются специаль­ные пружинные загрузочные механизмы. Для снятия усилий с рычагов управления от указанных загрузочных механизмов в любом установившемся режиме полета в цепях продольного, поперечного и путевого управления включены специальные элек­тромагнитные тормоза, которые позволяют мгновенно привести


усилия к нулю одновременно на ручках управления в продоль­ном и поперечном направлениях и на педалях. Характеристики загрузочных механизмов продольного, поперечного и путевого управления при отключенных электромагнитных тормозах в ней­тральном и крайних положениях рычагов управления даны на рис. 109. На рис. 109, а изображена характеристика загрузочного

Рх,кгс

 

Рис.

109. Характеристики механизмов загрузки вертолета Ми-8 с вы­ключенным электромагнитным тормозом:

а—продольного управления; б—поперечного управления; в—путевого управления; /—при нейтральном положении рычагов управления; //—при крайнем заднем положении ручки циклического шара; III—при крайнем переднем положении ручки циклического шага; IV—при крайнем левом положении ручки циклического шага; V—при крайнем правом полож'ении ручки циклического шага; VI—при крайнем переднем положении левой педали; VII—при крайнем переднем положе­нии правой педали

механизма продольного управления. Как видно из рисунка, при7 нейтральном положении ручки циклического шага в продольном направлении (кольцо автомата перекоса отклонено вперед на 1,5°) и выключенном электромагнитном тормозе давление на ручке отсутствует; вернее, оно составляет всего около одного килограмма, так как пружинный механизм загрузки установлен1 в нейтральное положение. Если включить электромагнитный тормоз путем освобождения кнопки триммера, то при отклоне­нии тарелки автомата перекоса вперед или назад с помощью ручки циклического шага на ручке будет (возникать усилие под действием сжатия пружины загрузочных механизмов в направле­нии, обратном отклонению^ ручки, и при крайних положениях


кольца автомата перекоса (5°30/ и —7°), а значит, и руч1ки цик­лического шага усилие составит 7 кгс (кривая /). Если выклю­чить электромагнитный тормоз в крайнем положении ручки цик­лического шага назад, т. е. переместить загрузочный механизм в нейтральное положение, а затем включить тормоз, то при нейтральном положении ручки усилие на нее составит 6 кгс, а при крайнем положении вшеред—12 кгс (кривая //).

Такие же усилия на ручке 'возникнут при снятом с нее давлении в крайнем переднем положении, только эти усилия будут действовать в обратном направлении (кривая ///). В по­лете же усилия будут еще меньше, так как потребный ход кольца автомата перекоса и ручки циклического шага на всех режимах полета меньше предельных.

Такие же характеристики будут иметь и загрузочный меха­низм поперечного управления (рис. 109,6), только максималь­ное усилие в крайних положениях ручки циклического шага бу­дет несколько меньше — около 9 кгс (кривые IV и V).

Характеристики загрузочного механизма путевого управле­ния для хвостового винта с предельными углами установки ло­пастей 18°13'±23' и —9°48'±30' представлены на рис. ПО, в. Как видно из рисунка при снятом давлении с педалей в их нейт­ральном положении (шаг рулевого винта 4°), максимальное уси­лие на педалях будет в их крайнем положении и составит 12 кгс, как на левую, так и на правую педали (кривая /). Если же давление будет снято в крайнем положении педалей, тогда мак­симальное усилие будет в противоположном положении педалей ;и составит около 21 кгс (кривые VI и VII).

Как видно по характеристикам загрузочных механизмов, со всех рычагов управления можно снять усилия на всех диапа­зонах отклонения кольца автомата перекоса в продольном и по­перечном направлениях и на всем диапазоне шага рулевого винта. Для этого необходимо в любом заданном положении ры­чагов управления нажать на кнопку снятия усилий и переместить пружинные механизмы в их нейтральное положение. По харак­теристикам загрузочных механизмов так же видно, что жесткость пружин загрузочных механизмов вертолета Ми-8 меньше, чем вертолета Ми-4, и значительно меньше, чем вертолета Ми-6, следовательно, при отклонении рычагов управления пилот при­лагает меньше усилия, а при отказе электромагнитных тормозов можно продолжать пилотирование вертолета без особых за­труднений.

Ручка «шаг—таз» не имеет подобного приспособления для загрузки. Для нее предусмотрено стопорение в любом заданном положении при помощи специального дискового фрикциона с электрогидравлическим управлением. При отказе основной гидросистемы ручку общего шага приходится перемещать с не­которым усилием, которое необходимо подобрать по усмотрению


пилота при помощи маховичка.

Корректор газа имеет дисковый: фрикцион, степень затяжки которого регулируется муфтой.

Комбинированные гидроусилители, установленные на всех системах управления, являются обычными гудроусилителями и одновременно рулевыми агрегатами автопилота АП-34Б. При выключенном автопилоте и отсутствии питания его от перемен­ного и постоянного тока, комбинированные гидроусилители ра­ботают как обычные гидроусилители вертолета, не имеющего автопилота. При работе автопилота в режиме согласования, т. е. когда подано питание на него по переменному и постоянному току, гидроусилители продолжают работать как и прежде, так как в этом случае выходные сигналы усилителя автопилота, воз­действующие на гидроусилители, равны нулю.

В этих случаях каждый канал автопилота можно рассматри­вать как замкнутую систему «вертолет—пилот» (рис. ПО). При отклонении вертолета от заданного режима полета пилот, реа­гируя на это изменение, воздействует на органы управления. Вертолет начинает возвращаться к первоначальному положению. Информация об этом возвращении воспринимается пилотом и является как бы обратной связью в замкнутой системе управле­ния «вертолет—пилот». В зависимости от того, с какой интен­сивностью вертолет возвращается в первоначальное положение, пилот соответствующим образом регулирует и интенсивность воздейстивя на органы управления. По такому принципу функций пилота и построены все каналы автопилота.

Если включить автопилот путем нажатия на три кнопки включения (одна кнопка для каналов крена и тангажа), то замкнутся тумблеры В1 (см. рис. 110), и в каждом канале воз­никнут две замкнутые системы «вертолет—пилот» и «вертолет— автопилот».

Если пилот не будет воздействовать на рычаги управления, то будет функционировать только одна система «вертолет— автопилот». Этот режим работы автопилота называется режимом стабилизации, так как автопилот стремится сохранить ранее заданный режим полета.

Если пилот вмешивается в управление, то работают две замкнутые системы «вертолет—автопилот» и «вертолет—пилот». Этот режим работы автопилота называется режимом управления. Принцип работы замкнутой системы «вертолет—автопилот» на режиме стабилизации аналогичен работе системы «верто­лет—пилот». Принцип работы каналов крена, тангажа и направ­ления в режиме стабилизации аналогичен и заключается в сле­дующем. Если в установившемся режиме полета под действием каких-либо сил вертолет начнет изменять крен, тангаж или на­правление полета, то в каждый канал поступают два сигнала: сигнал изменения <крена, тангажа или направления (^, Ф или яр) от авиагоризонта АГК-ЗК и курсовой системы КС-ЗГ и сигнал угловой скорости (сох, о2 и щ) с датчика угловой скорости дан-


Вертолет


Ь1Ы

Центровка


 
«1
*=:-

Автопилот

Малый. цилиндр Руледой агрегат
Компенса­ционный датчик

4 цилиндр Риледой

I •—{ Пилот \—'


Вертолет


Ь ;

Центродка

I



 

 

'А Л

Малый цилиндр


Автопилот


Пилот \————
1__ |


Рулевой агрегат


Ю


Вертолет


 

АН
Уап

Автопилот

\

Малый цилиндр

\|-----------------------------------------------------------------

I ^\Пилот К--1
Л I I

Руледой агрегат

6)

Рис. ПО. Еключение автопилота в систему управления:

а—каналы крена и тангажа; б—канал направления; в—канал высоты



I


ного канала. Эти сигналы суммируются, усиливаются и посту­пают на соответствующий рулевой агрегат, который переме­щает соответствующий орган управления (автомат перекоса в поперечном и продольном направлениях или изменяет шаг руле­вого винта) на величину б пропорционально входному сигналу (см. рис. ПО, а, б). Под действием органов управления вертолет начнет возвращаться в первоначальное положение, поэтому уменьшается сигнал угла крена, тангажа или направления. Вслед за ним уменьшается и отклонение органов управления.. Автопилот возвращает вертолет в прежнее положение, и откло­нение органов управления остается прежним при условии отсут­ствия постоянно действующих возмущений.

Канал высоты на режиме стабилизации работает следующим образом (см. рис. ПО,в). Если в установившемся режиме гори­зонтального полета на вертолет воздействует какая-либо сила и он изменит высоту, то поступает электрический сигнал от кор­ректора высоты КВ-11 в автопилот, сигнал усиливается и посту­пает на рулевой агрегат, который изменяет общий шаг несущего» винта на величину, соответствующую сигналу. Вертолет возвра­щается на прежнюю высоту.

Каналы крена, тангажа и направления на пульте управления: имеют рукоятки коррекции (ручки центровки), при помощи кото­рых пилот может ввести поправку угла крена у3, тангажа Ф3: и направления % (см. рис. 110, а, б) на угол до 5°. Все эти ка­налы работают, как и прежде, на режиме стабилизации по одному замкнутому контуру «вертолет—автопилот» (см. рис. ПО, а, б). Канал высоты такой коррекции не имеет (см. рис. ПО, в).

Исполнительные штоки гидроусилителей от автопилота мо­гут перемещаться лишь на 20% от их общего хода, что вполне достаточно для балансировки вертолета в большом диапазоне скоростей, режимов работы двигателей, полетных весов, высот в течение длительного 'времени без вмешательства пилота. При этом ручки управления находятся в неподвижном со­стоянии. После расхода 20% хода исполнительного штока авто­пилот прекращает балансировку вертолета, что видно по указа­телю нулевого индикатора: стрелки подошли к упорам. В этом случае необходимо стрелки индикаторов установить в нейтраль­ное положение при помощи ручек центровки, а для каналов тан­гажа и крена можно и при помощи ручки циклического шага. При таком .принципе работы составляет исключение лишь канал курса, у которого предусмотрен комбинированный гидроусили­тель РА-60А, имеющий режим автоматической перегонки педа­лей, позволяющей перемещать исполнительный шток в полном диапазоне его хода. Автоматическая перегонка включается при перемещении штока гидроусилителя от сигнала автопилота на величину более 20% полного его хода. При этом вместе со што­ком перемещаются и педали.


На режиме управления работа каналов крена и тангажа ана­логична и заключается в следующем. При вмешательстве пилота в управление по крену и тангажу ручкой циклического шага каналы крена и тангажа автопилота не выключаются, поэтому работают в каждом канале две замкнутые системы: «верто­лет—автопилот» и «вертолет—пилот» (см. рис. ПО, а). При воз­действии пилота на ручку управления и при отклонении верто­лета от заданных углов крена и тангажа автопилот будет проти­водействовать в обратном направлении, снижая эффективность управления. Когда будет израсходовано 20% хода штока, то автопилот окажется выключенным, так как не происходит пере­мещения автомата перекоса от автопилота, и пилот будет про­должать управление как с выключенным автопилотом. Чтобы сохранить привычную эффективность управления как с выклю­ченным автопилотом и чтобы автопилот продолжал все время работать, в каналы крена и тангажа введены компенсационные датчики (см. рис. ПО, а). Теперь при работе двух замкнутых систем: «вертолет—автопилот» и «вертолет—пилот» эффектив­ность управления сохраняется, пилот освобождается от двойных движений ручки циклического шага (улучшается устойчивость), а при прекращении действия ручкой циклического шага автопи­лот будет удерживать заданные углы крена и тангажа.

На режиме управления работа каналов направления и вы­соты аналогична и заключается в следующем (см. рис. 110, б, в). Если пилот вмешается в управление при помощи педалей, то, устанавливая ноги на педали, он выключает канал направления автопилота (тумблер В1 размыкается) и переходит на режим согласования. В этом случае работает одна замкнутая система «вертолет—пилот», как при выключенном автопилоте. После вы­вода вертолета на необходимый курс пилот снимает ноги с пе­далей, канал направления автоматически включается — тумблер В1 замыкается (см. рис. 110,6).

Если пилоту необходимо изменить высоту, он перемещает ручку общего шага, нажимая на кнопку фрикциона, при этом канал высоты автопилота отключается и переходит на режим согласования — тумблер В1 размыкается (см. рис. ПО, в). В этом случае, как и в канале направления, работает замкнутая система «вертолет—пилот». После вывода вертолета на нужную высоту необходимо включить канал высоты нажатием на кнопку на пульте управления (тумблер В1 замыкается).

§ 4. УСТОЙЧИВОСТЬ

Вертолет Ми-8 без автопилота, как и другие одновинтовые вертолеты, обладает некоторой статической устойчивостью, от­сутствует у него динамическая устойчивость. О статической устойчивости фюзеляжа без несущего и хвостового винтов можно судить но изменению коэффициентов моментов фюзеляжа по


углу атаки фюзеляжа и по углу скольжения. На рис. 111 пред­ставлены изменения коэффициентов продольного момента, мо­ментов крена и рыскания в зависимости от углов атаки фюзе­ляжа и углов скольжения, по которым можно судить о статиче­ской устойчивости фюзеляжа относительно трех осей. На рис. 111, а представлено изменение коэффициента продольного момента фюзеляжа тг от углов атаки без стабилизатора и со стабилизатором, установленным под разными углами. Как видно, фюзеляж без стабилизатора статически неустойчив, так как увеличение углов атаки фюзеляжа приводит к увеличению коэффициента продольного момента тг, а следовательно, и про­дольного момента Мг = т2-лН2Я, действующего на кабриро­вание и стремящегося к дальнейшему увеличению угла атаки фюзеляжа. Фюзеляж со стабилизатором статически устойчив лишь при малых установочных углах от +5 до —5° и в области небольших углов атаки фюзеляжа от —15 до +10°. На больших углах установки стабилизатора и больших углах атаки фюзе­ляжа, что соответствует полету на режиме авторотации, фюзе­ляж статически неустойчив. Неустойчивость объясняется срывом потока со стабилизатора. На этом основании неуправляемый стабилизатор установлен под углом ■—6°.

На рис. 111,6 представлено изменение коэффициента мо­мента крена тх (поперечного) от углов скольжения (3 и углов атаки фюзеляжа. Как видно, фюзеляж вертолета Ми-8 в попе­речном направлении в основном неустойчив, так как увеличение углов скольжения приводит к увеличению коэффициента мо­мента крена тх, а следовательно, и поперечного момента Мх =

= тх —~лД2Н, стремящегося и дальше увеличивать угол сколь­жения. Фюзеляж в поперечном направлении устойчив лишь на, больших отрицательных углах атаки (—20°) и то только в диа­пазоне углов скольжения от —2° до +6°.

На рис. 111,0 представлено изменение коэффициента момента рыскания (путевого) ту от углов скольжения и углов атаки фюзеляжа. Как видно, почти на всех углах атаки фюзеляжа при малых углах скольжения от —10 до +10° в путевом отношении фюзеляж неустойчив, на углах, больше указанных, характери­стики устойчивости улучшаются. При углах скольжения ; 10 <р< —10° фюзеляж нейтрален, а при скольжении больше 20° фюзеляж приобретает путевую устойчивость. Некоторое исклю­чение составляет лишь характеристика устойчивости фюзеляжа на больших отрицательных углах атаки (—20°) и в диапазоне малых углов скольжения: здесь он обладает хорошей путевой устойчивостью.

О продольной статической устойчивости всего вертолета Ми-8 (с несущим и хвостовым винтами) можно судить по балансиро­вочным кривым потребного отклонения автомата перекоса в про-


 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

              
              
    А=0°               <-/5°   
  ^           / /1     
                  У,    
      У         А У    
        0           •N7^0   
            /       
              
    ^Без стабили^ штора          
        ч         
                    у7   
              
            /7       
        и,          
              -■^ 0^   к**   У
              
«ГС: -20   7 ^     ' 20 р°       
      п опок       «06=49,8     
        V         
              
              
                    У^   
            п 0025       __ у г^У^
        о,         &^    
              \   $У\*    
            / 0      
    \ -20       у*-10 20 р°     
          /Г XI п 1025       
;г»~ -■:   У*»             
X ^-Щ8            
              
    Рис. 111. Изменение коэффициентов мо-           
    ментов фюзеляжа в зависимости от углов           
    атаки и углов скольжения:           
    а—продольного момента при различных углах           
    установки стабилизатора; б—поперечного момента           
    (крена); в—путевого момента (рыскания)           
            

дольном направлении по скорости полета в зависимости от режимов полета и центровки вертолета (см. рис. 98), Как видно по балансировочным кривым, вертолет Ми-8 обладает некоторой статической продольной устойчивостью лишь на малых и на больших скоростях при всех центровках. Степень же устойчиво­сти будет различная в зависимости от скорости. Так, например, в режиме горизонтального полета в диапазоне скоростей 60— ПО км/ч у вертолета отсутствует устойчивость (балансировочные кривые имеют незначительный наклон), на малых скоростях — до 50 км/ч и на больших скоростях — выше 150 км/ч устойчи­вость улучшена, так как для изменения скорости требуется боль­шое отклонение кольца автомата перекоса (кривые имеют боль­шой отрицательный наклон).

О боковой статической устойчивости вертолета Ми-8 можно судить по потребному отклонению кольца автомата перекоса в поперечном направлении и потребному шагу хвостового винта при координированных скольжениях на различных режимах по­лета 'вертолета (рис. 112). При малых скольжениях, как левых, так и правых, с небольшими углами крена (до 10°) вертолет обладает поперечной устойчивостью на всех режимах полета, так как для создания указанных кренов требуется соответствую­щее отклонение кольца автомата перекоса в бок: для левого крена—©лево, для правого — вправо (см. рис. 112,6). При больших скольжениях с углами крена более 10° вертолет безраз­личен в поперечном направлении, так как для создания боль­шего крена не требуется отклонения кольца автомата перекоса (балансировочные кривые не имеют наклона).

Вертолет обладает хорошей путевой устойчивостью на всех режимах полета и в большом диапазоне углов крена при сколь­жениях. Для создания левого крена при левом скольжении необ­ходимо значительное увеличение потребного шага хвостового винта путем отклонения правой педали вперед на любом ре­жиме полета. Для создания правого крена при правом скольже­нии необходимо значительное уменьшение шага хвостового винта движением левой педали вперед (см. рис. 112, в). Лишь в горизонтальном полете с углами крена более 20°, как при ле­вом, так и при правом скольжениях статическая путевая устой­чивость явно уменьшается, так как для дальнейшего увеличения крена требуется значительно меньшее изменение шага хвосто­вого винта (балансировочные кривые имеют меньший наклон).

Динамическая устойчивость вертолета обычно оценивается динамикой его поведения с освобожденным управлением с уста­новившегося режима полета после прекращения внешних возму­щений. Динамика поведения вертолета Ми-8 без автопилота характеризуется следующим. После прекращения возмущений в продольном направлении отклонения от исходного положения вертолета (режима полета) замедляются, по мере изменения скорости появляется крен и скольжение. Вертолет не возвра-


щается в исходное положение без вмешательства пилота, а про­должает удаляться от прежнего режима полета и обычно пере­ходит в спираль.

Если вертолет получил боковое возмущение, то оно имеет ярко выраженный колебательный характер по скорости, углу

 

Рис. 112. Зависимость потребного отклоне­
ния кольца автомата перекоса в продоль­
ном и поперечном направлениях и потреб­
ного шага хвостового винта вертолета Ми-8»
от величины угла крена при координиро­
ванных скольжениях на различных режи-
| мах полета:

а—в продольном направлении; б—в поперечном направлении; в—шага хвостового винта; 1—набор высоты; 2—горизонтальный полет; 3—-планирова­ние на режиме самовращения несущего винта

крена и тангажу с переменной по времени амплитудой этих пара­метров. Вертолет также медленно уходит с заданного режима полета. В среднем изменение угла крена на 10° происходит по времени за 15—16 с.

Вместе с тем динамическая устойчивость вертолета Ми-8 без автопилота оценивается лучше, чем устойчивость вертолета Ми-4.


Возмущенное движение вертолета развивается довольно мед­ленно благодаря большим размерам вертолета и большим мо­ментам инерции, поэтому пилот может успеть заметить всякие отклонения, вмешаться в управление и своевременно принять меры для прекращения дальнейшего развития возмущенного движения. Хотя вертолет Ми-8 и не обладает достаточной устой­чивостью, он не вызывает больших затруднений при пилотиро­вании без автопилота. При полете в условиях спокойной атмо­сферы или даже средней турбулентности после тщательной ба­лансировки вертолет Ми-8 в установившемся режиме полета способен совершать полет с брошенными рычагами управления в течение более 2 мин.

Характеристики динамической устойчивости вертолета Ми-8 с грузами на внешней подвеске несколько хуже, чем в свобод­ном полете, даже с включенным автопилотом. Пилот постоянно чувствует наличие груза на подвеске в виде слабых подергиваний вертолета. От него требуется более четкая и энергичная работа ручкой циклического шага для парирования возмущений, созда­ваемых подвешенным грузом.

Вертолет Ми-8 в общем оценен с удовлетворительными ха­рактеристиками устойчивости, а с включенными системами автоматической стабилизации характеристики устойчивости зна­чительно улучшились, {вертолету придана динамическая устой­чивость по всем осям, и поэтому пилотирование существенно облегчается.


 


10 2426


Глава X ОСОБЫЕ СЛУЧАИ В ПОЛЕТЕ

Предыдущая статья:БАЛАНСИРОВКА Следующая статья:ЗЕМНОЙ РЕЗОНАНС
page speed (0.0266 sec, direct)