Горизонтальный полет

Под режимом горизонтального полета понимается устано­вившееся прямолинейное движение вертолета с постоянной скоростью без набора высоты и снижения.

Для перевода вертолета из набора высоты в горизонталь­ный полет необходимо, не меняя режима работы двигателей, отклонением ручки управления от себя установить заданную скорость, а затем рычагом ШАГ-ГАЗ подобрать режим работы двигателей, соответствующий заданной скорости горизонталь­ного полета. Частота вращения несущего винта при этом авто­матически поддерживается в пределах 95±1%. После перево­да вертолета в режим горизонтального полета появляющиеся усилия на ручке управления снять триммерами.

О правильности подбору режима работы двигателей для горизонтального полета на заданных скорости и высоте полета можно судить по показаниям указателя скорости и вариомет­ра. Если при заданной скорости полета стрелка вариометра находится около нулевого положения, режим работы двигате­лей подобран правильно. Если же при заданной скорости по­лета стрелка вариометра показывает спуск, то летчик должен рычагом ШАГ-ГАЗ несколько увеличить мощность двигателей, а отклонением ручки управления на себя увеличить угол тан­гажа. Когда при заданной скорости полета вариометр показывает подъем рычагами управления, следует действовать в об­ратном порядке.

После того как будет подобран режим работы двигателей, рекомендуется запомнить положение остекления кабины отно­сительно линии естественного горизонта и сохранять его соот­ветствующими отклонениями рычагов управления, периодичес­ки контролируя режим полета по авиагоризонту, вариометру и указателю скорости. Это облегчит пилотирование вертолета в визуальном полете.

Горизонтальный полет вертолета в зависимости от высоты полета разрешается производить при взлетной массе 13 000 и 11 100 кг (для Ми-8Т при взлетной массе 12 000 и 11000 кг) в диапазоне скоростей по прибору, указанных в таблице 1.

На рис. 15 показана схема сил, действующих на вертолете горизонтальном полете.

Рисунок 15. Схема сил, действующих на вертолет в горизонтальном полете.

Сила тяжести вертолета G в горизонтальном полете долж­на быть уравновешена вертикальной составляющей Y тяги не­сущего винта. Этим обеспечивается сохранение постоянства высоты полета. Чтобы скорость полета была постоянной, сила вредного сопротивления Q_вp должна быть равной горизонталь­ной составляющей Р тяги несущего винта. Равенство реактив­ного момента Мр несущего винта моменту от тяги рулевого винта Т_рвl_рв является условием сохранения прямолинейности полета.

Известно, что с увеличением скорости полета потребная тяга увеличивается. Объясняется это ростом вредного сопро­тивления вертолета (оно изменяется пропорционально квадра­ту скорости). Для уравновешивания силы вредного сопротив­ления потребуется увеличить горизонтальную составляющую тяги несущего винта. А этого можно достигнуть только за счет увеличения общей тяги несущего винта, так как при наклоне ее вперед (для увеличения горизонтальной составляющей) вертикальная составляющая Y должна оставаться равной си­ле тяжести вертолета.

Располагаемая тяга с увеличением скорости полета до эко­номической вследствие увеличения секундного расхода возду­ха, проходящего через несущий винт, растет. При дальнейшем увеличении скорости из-за расширения зоны обратного обтекания и усиливающегося срыва потока воздуха с концов отсту­пающих лопастей несущего винта в азимуте 270° располагае­мая тяга падает. В результате этого потребная мощность при увеличении скорости до экономической V_эк будет уменьшаться, а при дальнейшем росте скорости увеличиваться.

График располагаемой и потребной мощностей показан на рис. 16.

Скорость полета, при которой располагаемая мощность N_p равна потребной N_гп (избыток мощности отсутствует), называ­ется максимальной V_макс. Однако максимальная скорость го­ризонтального полета, как правило, ограничивается срывом воздушного потока, возникающим на отступающей лопасти несущего винта. Первоначальное возникновение срыва прояв­ляется в сильной тряске всего вертолета. В дальнейшем с уве­личением скорости полета зона срыва быстро увеличивается, что приводит к потере управляемости.

Нарушение плавности обтекания лопасти несущего винта воздушным потоком (срыв потока) наступает на определенной скорости полета, при которой вследствие движения лопастей истинные углы атаки лопасти, идущей назад, достигают кри­тического значения. Чем больше величина общего шага винта, тем на меньшей скорости полета возникает срыв потока. С увеличением высоты полета срыв потока наступает раньше, так как из-за уменьшения плотности воздуха для создания той же тяги общий шаг несущего винта необходимо увеличить.

Рисунок 16. График распологаемой и потребной мощностей горизонтального полета.

Другой причиной, ограничивающей максимальную скорость полета, является влияние сжимаемости воздуха. При движении по полету каждая лопасть несущего винта в азимуте 90° про­ходит зону наибольших скоростей обтекания, в которой мест­ная скорость обтекания может превысить скорость звука. При этом возникает скачок уплотнения, приводящий к резкому увеличению силы лобового сопротивления лопастей несущего винта, а следовательно, и потребной мощности. Для снижения влияния сжимаемости воздуха в концевых сечениях лопастей несущего винта, работающих в зоне наибольших скоростей об­текания, установлены скоростные профили с небольшой отно­сительной толщиной.

Для уменьшения вредного сопротивления вертолета ось главного редуктора наклонена вперед от вертикальной оси на угол 4°30'. Этим уменьшается наклон продольной оси фюзе­ляжа на крейсерской и максимальной скоростях полета, а следовательно, уменьшается площадь сечения фюзеляжа, рас­положенная перпендикулярно к встречному потоку воздуха.

Максимальная скорость горизонтального полета по прибо­ру до высоты 1000 м со взлетной массой 13 000 кг (Ми-8Т — 12 000 кг) установлена 230 км/ч, для взлетной массы 11 100— 250 км/ч.

Горизонтальный полет в учебных целях (при полетах по кругу и по системе) рекомендуется выполнять на скорости 160 км/ч. Полеты по маршруту, т. е. полеты, в которых тре­буется достигнуть наибольшую дальность полета, выполняют­ся на скоростях, указанных в табл. 1.

При полете со скоростями меньше указанных в таблице 1 радиус и дальность полета уменьшается, а продолжительность полета увеличивается. Максимальная продолжительность по­лета получается при скоростях по прибору 120—130 км/ч.