Глава V

ВЗЛЕТ И НАБОР ВЫСОТЫ С ПОСТУПАТЕЛЬНОЙ СКОРОСТЬЮ

§ 1. Взлет 1. Общие сведения

На вертолете Ми-8 были применены и до сих пор действуют классические способы взлетов и посадок: вертикальных с ис­пользованием эффекта воздушной подушки и вне зоны ее и по-самолетному. Вертикальный взлет является основным видом взлета, он применяется во всех случаях, даже при взлете с обычных аэродромов и вертодромов I класса.

Максимально.допустимый взлетный вес для вертикальных взлетов определяется по специальным номограммам, которые учитывают барометрическую высоту места взлета, температуру окружающей среды и величину ветра при взлете.

Взлет по-самолетному применяется (в случаях невозможности вертикального взлета из-за недостатка мощности и при наличии вертодрома, соответствующего этому виду взлета. Взлет по-са­молетному дает возможность увеличить экономическую эффек­тивность и приближает вертолет в этом отношении к самолетам € укороченным разбегом. Расчетами и экспериментами установ­лено, что при взлете по-самолетному может быть увеличен по­летный вес на 15% по сравнеию с весом, при котором он взлетя-ет вертикально. При этом длина разбега небольшая. Для воз­можности взлета с таким <весом необходимо на разбеге добить­ся отрыва основных колес и закончить разбег на передних ко­лесах. При этом уменьшается трение, а увеличивающаяся тя­га несущего винта за счет скорости позволяет поднять в воздух перегруженный вертолет *.

¹ М. Л. Миль и др. «Вертолеты. Расчет и проектирование. Кн. 1. Аэродинамика», гл. I, М. «Машиностроение», 1966.

118

Указанная методика взлета по-самолетному для вертолетов еще не узаконена, так как она требует увеличения прочности стойки переднего колеса.

В настоящее время взлетные веса вертолетов ниже, чем они могут быть при указанных условиях взлета. Для вертолета Ми-8 временно установлен нормальный взлетный вес 11 100 кг, мак­симальный —12 000 кг.

Максимально допустимый взлетный вес вертолета для взлета по-самолетному определяется по той же номограмме, что и для вертикального взлета с учетом влияния воздушной подушки, но к полученному весу делается соответствующая поправка.

При взлете по-самолетному у вертолета отсутствует повы­шенная вибрация («трясучий режим»), наблюдаемая при раз­гоне скорости с висения. При взлете по-самолетному вертолет имеет достаточно большую длину разбега и взлетную дистан­цию, поэтому такие взлеты могут совершаться лишь с постоян­ных или временных вертодромов и посадочных площадок, раз­меры которых предусмотрены.

Номограммы для определения длины разбега и взлетной дистанции для всех видов взлетов для вертолетов не разраба­тываются, так как они эксплуатируются на вертодромах, для которых установлены определенные технические требования. Этими требованиями устанавливаются определенные размеры грунтовых летных полос, ВПП с искуственным покрытием, по­лос воздушных подходов, плоскости ограничения препятствий, уклонов рабочей площади для вертодромов в зависимости от типов вертолетов и способов взлета. Указанные технические требования разработаны на основании всесторонних летных ис­пытаний всех вертолетов при различных атмосферных услови­ях, меняющихся в среднем в течение года, а также от высоты расположения вертодрома над уровнем моря. Поэтому взлетая с данного типа вертодрома одним из способов и подобрав со­ответствующий взлетный вес, пилот уверен в безопасности^ взлета.

Прочность грунта всех вертодромов и площадок должна быть не менее 3 кгс/см², продольный уклон не более 0,03, попе­речный — не более 0,02.

Постоянные вертодромы подразделяются на 3 класса:

I — для эксплуатации вертолетов всех классов;

II — для эксплуатации вертолетов II, III и IV классов; III—для эксплуатации вертолетов III и IV классов.

Для всех видов взлета установлены следующие ограничения-по ветру: встречный — 20 м/с, боковой — 10 м/с, попутный — 5 м/с. Все взлеты осуществляются с включенными каналами крена и тангажа автопилота.

Вертикальные взлеты могут осуществляться с включенным? каналом направления автопилота. В принципе конструкции и:

119

работы канала направления имеются некоторые особенности. При включении всех каналов автопилота и освобождении ор­ганов (рычагов) управления исполнительные штоки комбини­рованных гидроусилителей КАУ-ЗОБ могут перемещаться в пре­делах 20% полного хода. Такое перемещение заложено в кон­струкцию гидроусилителей с целью обеспечения безопасности полета в случае отказа автопилота. Рычаги управления при ав­томатической стабилизации вертолета остаются неподвижными и зафиксированы в заданном положении пружинными механиз­мами загрузки (ручка циклического шага в продольном и по­перечном направлениях и педали) и фрикционным механизмом (ручка «шаг — газ»). Ввиду того, что для перехода с одного ре­жима полета на другой требуется расход педалей больше, чем любого другого органа управления, 20% хода штока может быть недостаточным для стабилизации вертолета по курсу, поэтому в ножном управлении установлен комбинированный усилитель РА-60А, который имеет режим автоматической перегонки педа­лей, позволяющий перемещать исполнительный шток в полном .диапазоне его хода. Перегонка включается автоматически при перемещении штока гидроусилителя от сигнала автопилота на величину больше 20% хода. При этом вместе со штоком переме­щаются и педали. Перемещение будет продолжаться до тех пор, пока сигнал возмущения не будет компенсирован нужным отклонением педалей (шага рулевого винта). В новом положе­нии педалей восстанавливается 20 % хода штока гидроуси­лителя.

Можно управлять вертолетом в путевом направлении при помощи педалей и при включенном канале направления автопи­лота. Для этого предусмотрено отключение датчиков угла и уг­ловой скорости с помощью концевых выключателей, находящих­ся под гашетками на педалях. При постановке ног на педали происходит переход канала направления на режим согласова­ния. После окончания маневра и снятия ног с педалей канал курса включается автоматически.

Взлеты вертолета Ми-8 с пыльных, песчаных и заснеженных ъертодромов, как и руление, затруднены вследствие ухудшения видимости. С таких вертодромов взлеты целесообразно произ­водить только со встречным ветром и по возможности с корот­ким разбегом.

Все виды взлетов с поверхности вертодрома или площадок, имеющих уклон, усложняются. Максимальный уклон поверхно­сти не должен превышать 0,03 для обеспечения безопасности взле­тов. При наличии вертодрома с уклоном взлеты и посадки про­изводить на уклон или под уклон и обязательно против ветра.

Все виды взлетов разрешены на вертодромах и площадках, расположенных над уровнем моря до высоты 400 м, в том чис­ле и с грузами на внешней подвеске.

120

При всех видах взлетов с попутным ветром взлетный вес,, полученный по номограммам, необходимо уменьшить на 100 кг на каждые 1 м/с попутного ветра.

В 1969 г. ГосНИИГА (А. А. Бубнов, Ф. И. Белушкин) бы­ла разработана новая методика взлетов и посадок на вертолете Ми-8, предусматривающая полное использование всех возмож­ностей вертолета, как летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой. Сущность ее заключается в том, что, исполь­зуя полностью энергию двигателей, кинетическую энергию дви­жения вертолета и вращения несущего винта добиваются улуч­шения взлетно-посадочных характеристик. Выбрана такая опти­мальная методика выполнения взлетно-посадочных операций, при которой можно добиться короткого разбега и пробега и мя-лых дистанций взлетов и посадок. Кроме того, подобраны кру­тые траектории набора высоты после взлета и снижения перед посадкой, позволяющие преодолевать препятствия, как вблизи так и вдали от вертодромов и уменьшать шум на местности. Это позволяет успешно производить взлетно-посадочные опера­ции в сложных условиях рельефа местности: в горах, ущельях, котлованах, лесах и т. д.

Указанная новая методика распространяется на вертикаль­ные взлеты как в зоне, так и вне зоны влияния воздушной по­душки, а также на 'взлеты с короткими разбегами.

2. Вертикальный взлет

Вертикальный 'взлет является основным видом (взлета, он подразделяется на два вида: вертикальный взлет с использо­ванием влияния воздушной подушки и вертикальный взлет шр зоны влияния воздушной подушки.

Вертикальный взлет с использованием воздушной подушки совершается с постоянных или временных вертодромов и поса­дочных площадок, размеры и полосы подхода которых позволя­ют совершать этот взлет, а состояние грунта или небольшие препятствия могут мешать совершать разбег по земле.

Для вертолета Ми-8 при этом виде взлета размер летной по­лосы вертодрома должен быть 120X60 м. Рабочая площадь (спланированная) должна быть не менее 90X30 м.

Минимальные размеры площадок, расположенных в горах для указанного вида взлета и посадки, должны составлять не менее- 40X30 м. Минимальное превышение ее над общим рель­ефом местности в сторону взлета должно составлять 300 м, а минимальное расстояние до препятствия — 500 м.

Воздушные подходы к вертодрому до высоты 150 м должны быть открытыми или иметь препятствия в сторону взлета (по­садки) с тангенсом угла наклона условной плоскости ограниче­ния не более 1/10 на удалении до 100 м от конца площадки. Да-

121

лее тангенс угла должен быть не более 1/8 на удалении до 1200 м. Тангенс угла наклона условной боко!вой плоскости огра­ничения препятствий должен составлять не более ½.

При этом виде взлета запас мощности двигателей должен быть таким, чтобы вертолет обязательно висел на определенной

200

12000

12000

9760 Полетный Сзс вертолета

а, кг

Рис.

48. Номограмма для определения максимально допустимого веса вертолета Ми-8 для взлета и посадки

высоте. Для этого необходимо загрузить вертолет соответствую­щим образом.

При наличии на вертолете серийного рулевого винта с мак­симальным шагом 18° 13^/ максимально допустимый полетный вес определяется по специальной номограмме (рис. 48). Номо­грамма построена на основании расчетных тяговых характери­стик несущего винта без учета влияния воздушной подушки (см. рис. 20, а) и на основании тщательных летных испытаний в гор­ной местности при различных температурах окружающего воз-

122

духа. В верхней части номограммы показана зависимость мак­симально допустимого взлетного веса вертолета для взлета и посадки по вертикали на режимах работы двигателей вплоть до взлетного вне зоны влияния воздушной подушки от баро­метрической высоты и температуры окружающей среды; в ниж­ней части номограммы — зависимость от скоростей встречного ветра.

Номограмма не учитывает влажности воздуха на тяговые характеристики несущего винта, так как определение количест­венной стороны этого влияния сопряжено с определенными трудностями. В этом направлении ведутся исследования и в дальнейшем будет дана методика определения этого влияния.

Номограмма построена с таким расчетом, чтобы на данной высоте и при данной температуре окружающей среды для полу­ченного по ней полетного веса была достаточна не только тя­га несущего винта для вертикального взлета и посадки, но и был бы уравновешен реактивный момент несущего винта тягой рулевого винта, т. е. чтобы при взлете и посадке был достаточ­ным запас управления правой педали. Номограмма построена для серийного рулевого винта с максимальным шагом 18°13^/₅ минимальным шагом — 9°48'.

Пример пользования номограммой.

Дано: Температура окружающего воздуха +15° С, барометрическая высота вертодрома взлета 2500 м, скорость встречного ветра 10 м/с.

Определить: Максимально допустимый взлетный вес при заданных ус­ловиях.

Решение: на вертикальной оси графика (см. рис. 48) находим тем­пературу 15° С (точка /) и проводим горизонтальную прямую до пересече­ния с кривой барометрической высоты, соответствующей 2500 м (точка 2). Затем опускаем перпендикуляр на горизонтальную линию полетного веса (точка 3). Точка 3 соответствует взлетному весу в штилевых условиях 8700 кг. Для определения максимально допустимого взлетного веса при встречном ветре 10 м/с, из точки 3 опускаем перпендикуляр до нижнего графика (точка 4). Из'точки 4 проводим кривую линию, эквидистантную ближайшим двум кривым на нижнем графике, до пересечения с горизон­тальной линией, соответствующей скорости ветра 10 м/с (точка 5). Из точки 5 проводим вертикальную линию до пересечения с горизонтальной линией взлетного веса (точка 6).

Читаем ответ: максимально допустимый взлетный вес 9760 кг.

Для вертолета Ми-8 с рулевым винтом, имеющим макси­мальный шаг2Г + 30', минимальный — ТЧ+гб', создана специаль­ная номограмма для расчета максимального допустимого веса вертолета для взлета и посадки с учетом влияния воздушной по­душки. Указанная номограмма здесь не приводится, так как она помещена в руководстве по летной эксплуатации вертоле­та Ми-8.

После загрузки вертолета перед взлетом делается контроль» ное висение, чтобы окончательно определить правильность рас­чета взлетного веса и загрузки. Допустимая предельная высота контрольного висения выбирается в зависимости от величины

«просадки» вертолета в процессе разгона скорости с режима ви-сения. Величина «просадки» с предельных высот зависания на взлетном режиме работы двигателей зависит от характера от­клонения ручки циклического шага в процессе разгона скорости и высоты площадки над уровнем моря. Эксперименты показали, что вертолет Ми-8 при умеренном разгоне скорости с высоты висения на площадке, расположенной над уровнем моря, име­ет «просадку» 1,5 м; с увеличением высоты площадки «просад­ка» увеличивается до 5 м на высоте 3000 м. На этом основании предельная высота контрольного зависания для вертолета Ми-8 при взлетах с площадок, расположенных на высотах до 1500 м, установлена 3 м, а на высотах более 1500 м — 5 м. Если вертолет устойчиво висит на высоте контрольного зависания на режиме работы двигателей вплоть до взлетного, то такой взлет возмо­жен. Контрольное висение необходимо еще и потому, что не у всех вертолетов тяга несущего винта на взлетном режиме ра­боты двигателей одинакова в результате различной регулиров­ки двигателей и несущей системы каждого экземпляра верто­лета. Если вертолет висит на взлетном режиме на высоте ниже предельной высоты контрольного висения, то он перегружен, взлет не разрешается, необходимо уменьшить вес. Если умень­шить вес нельзя или нецелесообразно, то необходимо взлетать с коротким разбегом, если позволяют условия. Если вертолет висит на высоте больше высоты контрольного зависания, то он недогружен. При необходимости можно его догрузить.

Разгон скорости можно производить с высоты контрольного зависания и с меньшей высоты, но в обоих случаях вертолет должен висеть устойчиво на высоте не ниже высоты контрольно­го зависания на взлетном режиме работы двигателей. При раз­гоне скорости с высоты контрольного зависания вертолет обяза­тельно получит соответствующую просадку. При разгоне скоро­сти с высоты ниже высоты контрольного зависания необходи­мо снизиться до высоты ниже высоты контрольного зависания, но не ниже 1 м от колес до земли. В процессе разгона скорости просадка предотвращается за счет использования избытка мощ­ности, появившегося в результате снижения на данную -высоту. Здесь пилот должен взаимно координировать отклонение ручки управления и рычага «шаг — газ». Энергичное движение ручки управления и замедленное движение рычага «шаг — газ» вверх приведет к значительной «просадке» и возможному удару коле­сами о землю. И наоборот, энергичное движение рычага «шаг — газ» вверх приведет к падению оборотов несущего винта ниже минимально допустимых, уменьшению тяги, что также приведет к резкой «просадке» вертолета. В этом случае возможен удар колесами о землю.

При взлете с попутным ветром необходимо учитывать обяза­тельную и повышенную «просадку» вертолета при разгоне скорос­ти к моменту выравнивания скорости ветра и ещрости вертоле-

124

та, когда воздушная скорость будет равна нулю, т. е. вертолет будет висеть. Если полетный вес вертолета уменьшен на соответ­ствующую величину за счет попутного ветра, то запаса мощнос­ти будет достаточно для предотвращения указанной «просадки». Вертикальный взлет в зоне влияния воздушной подушки сос­тоит из следующих этапов: вертикального отрыва на высоту кон­трольного зависания, контрольного висения на этой высоте, вер-

- / ^Л^У/,

V ■= 120 км/ч

6)

Рис. 49. Профиль и элементы вертикального взлета вертолета Ми-в в зоне влияния воздушной подушки:

а—по старой методике; б—по новой методике

тикального снижения до высоты 1 — 1,5 м, висения на этой вы­соте, разгона скорости до 40—50 км/ч в зоне влияния воздушной подушки и перехода к набору высоты с дальнейшим увеличени­ем скорости (рис. 49, а).

Контрольное висение делается на высоте 3—5 м в зависимос­ти от высоты вертодрома над уровнем моря. Если вертолет на этой высоте висит устойчиво, то взлет возможен. Необходимо уменьшить высоту до 1—1,5 м, чтобы разгон скорости вести в эффективной зоне воздушной подушки. При этом запас управле­ния правой педали увеличивается, так как вертолет переведен на меньшую мощность и на большие обороты несущего винта. За­тем делают разгон скорости, не допуская снижения вертолета, действуя ручкой общего шага за счет появившегося избытка мощности в результате снижения с высоты контрольного висения до высоты 1—1,5 м. При достижении скорости 40—50 км/ч мож~ но переходить к набору высоты с таким расчетом, чтобы при достижении высоты 25 м скорость была 60—70 км/ч. Затем про­должается разгон скорости с таким темпом, чтобы на высоте

125

30—40 м скорость была— 120 км/ч. Взлет окончен, вертолет пе­реводится на установившийся набор высоты. Двигатели перево­дятся на необходимый режим работы.

Возможны случаи перетяжеления несущего винта, как при вертикальном наборе высоты до высоты контрольного зависа­ния, так и при разгоне скорости с висения, когда для предот­вращения снижения ручка общего шага выбирается очень энер­гично или больше нормы.

Разгон скорости также возможен с высоты контрольного за­висания, когда избытка мощности нет. В этом случае вертолет в начале разгона скорости снижается —делает «просадку»,

15

10

320 Цм

200

250

Рис. 50. Зависимость взлетной дистанции вертолета Ми-8:

а—от предельной высоты висения; б—от скорости по траектории на высоте 25 щ /—У=6О км/ч; 2— V= 70 км/ч; 5—1/= 80 км/ч; 4—У= 90 км/ч

При разгоне скорости в диапазоне 30—50 км/ч наблюдается повышенная вибрация всего вертолета («трясучий режим»), бо­лее выраженная, чем у вертолета Ми-4. Для уменьшения вибра­ции необходимо разгон производить энергично, но так, чтобы вертолет не получил резкого снижения.

При достижении скорости 60—70 км/ч вертолет заметно раз-балансировывается, т, е. он стремится увеличить угол тангажа, энергично набирает высоту, кренится и разворачивается вправо за счет завала конуса вправо и роста тяги обоих винтов при ко­сой обдувке. При взлете без автопилота указанная разбаланси-ровка значительная, а с включенным автопилотом — незначи­тельная. Для выдерживания траектории необходимо координи­рованным движением всех рычагов управления балансировать вертолет в нужном положении.

При взлете с боковым ветром необходимо учитывать, что бо­ковой ветер более опасен при вертикальном взлете в момент от­рыва от земли, чем при разгоне скорости. Поэтому, если пред­стоит разгон скорости при боковом ветре окодо 10 м/сек, то

126

целесообразно поставить вертолет против ветра и так взлетать, а на висении развернуться в нужном направлении.

Как показали эксперименты, взлетная дистанция вертолета Ми-8 зависит в основном от предельной высоты зависания на взлетном режиме работы двигателей и от величины скорости в конце взлета на высоте 25 м и (Практически не зависит от высо­ты вертодрома над уровнем моря.

На рис. 50, а показана зависимость взлетной дистанции от предельной высоты зависания на взлетном режиме работы дви­гателей при однообразном темпе разгона скорости, при котором достигается скорость 60—70 км/ч на высоте 25 м. Как видно по рисунку, чем больше высота зависания, тем меньше взлетная дистанция. Так, например, на высоте зависания 2 м взлетная дистанция 300 м, а на высоте зависания 10 м взлетная дистанция составляет 230 м. Был проведен такой эксперимент. Выполня­лись два взлета с одной и той же предельной высоты зависания на взлетном режиме двигателей — 3,5 м и с однообразным тем­пом разгона так, что на высоте 25 м достигалась скорость 60— 70 км/ч. Один взлет осуществлялся с площадки на высоте 1000 м над уровнем моря при температуре —20° С с иолетным весом 11 050 кг, другой — с площадки на высоте 3000 м при тем-пе|ратуре —50° С с полетным весом 8600 кг. В обоих случаях бы­ла получена взлетная дистанция около 290 м.

Взлетная дистаниция незначительно зависит от темпа разго­на скорости с висения, который отражается на величине скорос­ти в конце взлета на высоте 25 м. Летными испытаниями уста­новлено, что минимальная взлетная дистанция у вертолета Ми-8 будет при скорости 60—70 км/час на (высоте 25 м (см. рис. 50, б), чем больше скорость на высоте 25 м, тем больше взлетная дис­танция. При скоростях менее 60—70 км/ч на высоте 25 м взлет­ная дистанция будет еще меньше, но такой метод разгона ско­рости не приемлем, так как вертолет при таком разгоне потре­бует большую мощность, выйдет из зоны безопасного «коридора» на случай отказа двигателей и будет иметь повышенную вибра­цию, плохую управляемость и устойчивость. На скорости же 60— 70 км/ч вертолет имеет малую взлетную дистанцию, большой угол набора, отсутствие вибрации и хорошую управляемость и устойчивость.

Взлетная дистанция не зависит от того, с какой высоты на­чинается разгон скорости: с предельно минимальной высоты контрольного зависания на взлетном режиме (3—5 м) или с вы­соты 1 —1,5 м при условии, что в обоих случаях скорости на вы­соте 25 м будут одинаковыми.

Рациональным взлетом будем называть такой взлет, в про­цессе которого мы сможем поднять данный вертолет в воздух с максимальной грузоподъемностью и с минимальной взлетной дис­танцией. Для (получения максимальной грузоподъемности необ­ходимо знать допустимую минимальную высоту зависания на

127

взлетном режиме. А чтобы знать эту величину, необходимо знать «просадку» вертолета в процессе умеренного разгона. Эта высо­та найдена для вертолета Ми-8 в результате летных испытаний: «просадка» 1,5—3 м, высота контрольного зависания 3—5 м в за­висимости от высоты вертодрома над уровнем моря. Для полу» чения минимальной взлетной дистанции необходимо знать ско­рость вертолета в процессе разгона на высоте 25 м, которая до­стигается 'соответствующей методикой пилотирования. Эта ско­рость получена экспериментами и составляет для вертолета Ми-8 60—70 км/ч.

Краткая методика выполнения взлета. Перевести рукоятку корректора газа в крайнее правое положение, выждать, пока чис­ло оборотов несущего винта достигнет 95±2%, включить каналы крена и тангажа автопилота, получить разрешение на взлет и затем плавным движением ручки общего шага вверх отделить вертолет от земли и набрать высоту контрольного зависания. Если вертолет висит устойчиво на этой высоте на режиме дви­гателей до взлетного, то взлет возможен. Затем снизиться до вы­соты 1 —1,5 м, плавно отклоняя ручку циклического шага от се­бя, перейти на разгон скорости, предотвращая снижение дви­жением ручки общего шага вверх. При этом следить, чтобы не было перетяжеления винта. При достижении скорости 40— 50 км/ч перевести вертолет в набор высоты с таким расчетом, чтобы на высоте 25 м скорость была 60—70 км/ч. После преодо­ления препятствий продолжать разгон скорости с одновремен­ным набором высоты с таким расчетом, чтобы на высоте 30— 40 м скорость была 120 км/ч (см. рис. 49, а). На установившемся наборе высоты установить режим работы двигателей, необходи­мый для этой скорости. Он может быть взлетным, номинальным или крейсерским, в зависимости от необходимости. На устано­вившемся наборе высоты включить канал направления автопи­лота.

При взлете способом разгона скорости с предельной высоты контрольного зависания на взлетном режиме работы двигателей методика взлета остается такой же, как и при разгоне скорости с высоты висения 1 —1,5 м. Разница лишь будет заключаться в том, что разгон скорости будет сопровождаться «просадкой» вер­толета; увеличивать общий шаг нельзя для предотвращения пе­ретяжеления винта.

Можно совершать взлет при включенном канале направления автопилота, при этом рекомендуется ноги держать на педалях и_; выдерживать направление отклонением педалей. В случае взлета^ при снятых с педалей ногах на вертикальном отрыве направле­ние выдерживается автопилотом с точностью до 10°, а при раз­гоне скорости с точностью до 6° — вертолет разворачивается вправо из-за статической ошибки автопилота.

Вертикальный взлет в зоне влияния воздушной подушки по новой методике выполняется следующим образом (см. рис. 49,6)..

128

Контрольное висение выполняется на высоте 3—5 м. Затем снижение на высоту 1 —1,5 м, и с этой высоты совершается раз­гон скорости до 20—30 км/ч. По достижении этой скорости вер­толет переводится на набор высоты с таким темпом, чтобы при достижении скорости 60—70 км/ч высота была 25 м. Продолжа­ется набор высоты на скорости 60—70 км/ч по прибору на взлетном режиме работы двигателей до высоты 100—200 м для преодоления препятствий, как вблизи, так и вдали вертодрома, а для уменьшения шума на местности—до высоты 300 м. Как по­казали летные эксперименты, максимальный угол набора высо­ты на взлетном режиме будет на скорости 50—60 км/ч. Но учи­тывая возможность ошибки в выдерживании скорости в режиме набора высоты и неустойчивые показания указателя скорости УС-350 на малых скоростях, установлена скорость набора высо­ты 60—70 км/ч. На этой скорости вертолет имеет хорошую уп­равляемость и устойчивость, большой угол набора (10—15°), можно маневрировать с углами крена до 20°.

По достижении высоты 100—300 м вертолет переводится на скорость 120 км/ч, режим работы двигателей уменьшается до номинального и ниже.

Указанная методика взлета на воздушной подушке применя­ется не только из-за рельефа местности, но и во всех других случаях для приобретения соответствующего навыка.

Взлетная дистанция набора высоты 15 м при рассмотренном методе взлета составляет в среднем 120 м.

Вертикальный взлет вне зоны влияния воздушной подушки. Этот вид взлета применяется при (взлете с (вертодромов, не позволяющих производить разгон скорости на воздушной подуш­ке, для выполнения спасательных, строительных, монтажных ра­бот и при транспортировке грузов на внешней подвеске.

Для вертолета Ми-8 при этом виде взлета размер летной по­лосы вертодрома должен быть 60X60 м. При этом рабочая пло­щадь (спланированная) должна быть не менее 30X30 м для пос­тоянных вертодромов и 10X10 м для временных вертодромов.

Воздушные подходы могут иметь препятствия в сторону взлета (посадки) с максимальным тангенсом угла наклона ус­ловной плоскости ограничения препятствий не более ½ и не более 1/1 с боковых сторон.

Для обеспечения безопасности взлета высота висения перед разгоном скорости должна быть на 10 м выше препятствий, ко-гарые необходимо преодолеть при разгоне скорости. Чтобы вер­толет мог набрать такую высоту, необходимо его соответствен­но загрузить. При наличии у вертолета рулевого винта с макси­мальным шагом 18°13^/, максимально допустимый взлетный вес определяется по той же номограмме, что и для взлета в зоне влияния воздушной подушки, так как указанная номограмма по­строена без учета влияния земли (см. рис. 48). Метод определе-

5 2426 129

ния максимально допустимого взлетного веса такой же, как и при взлете в зоне влияния воздушной подушки.

При наличии на вертолете рулевого винта с максимальным шагом 21° + 30^/ максимально допустимый взлетный вес опреде­ляется по специальной номограмме, не учитывающей влияния воздушной подушки¹. Правильность расчета взлетного веса по

■-120 км/и

Рис. 51. Профиль местности и элементы вертикального взлета

вертолета Ми-8 вне зоны влияния воздушной подушки;

а—по старой методике; б—по новой методике

номограммам и правильность загрузки определяется на самом взлете: если вертолет «висит устойчиво на режиме работы двига­телей до взлетного на (высоте 10 м над препятствием, то взлет­ный вес подобран правильно.

Запас управления правой педали при указанном виде взле­та в процессе взлета не меняется, так как после контрольного висения высота не меняется, с этой высоты производится разгон скорости.

Вертикальный взлет вне зоны влияния воздушной подушки состоит из следующих этапов: вертикального отрыва и набора высоты на 10 м выше препятствий, кратковременного зависания на этой высоте, разгона скорости до наивыгоднейшей набора вы­соты и перехода на установившийся набор высоты на этой скоро­сти (рис. 51, а).

¹ Эта номограмма дана в руководстве по летной лета Ми-8 с двигателями ТВ2-117А.

эксплуатации верто-

130

Вертикальный набор высоты производится осторожно с не­большой вертикальной скоростью до высоты 10 м над препят­ствиями на границе вертодрома. Слишком энергичный набор вы­соты с большой скоростью может привести к тому, что вертолет по инерции наберет высоту более своего потолка висени# при данных условиях, после этого он самопроизвольно начнет сни­жаться. Кроме того, при энергичном наборе высоты возможно перетяжеление несущего (винта.

Разгон скорости после зависания производится осторожно, плавным отклонением ручки циклического шага от себя. В зави­симости от запаса мощности на контрольном зависании разгон скорости будет происходить со снижением, если вертолет висел на взлетном режиме, горизонтально или с набором высот, если вертолет висел на мощности двигателей ниже взлетной. При под­ходе к препятствиям вертолет имеет поступательную скорость, появляется избыток мощности, позволяющий совершать маневры. Столкновение с препятствиями исключается во всех случаях, если вертодром или площадка, с которых осуществляется взлет, будет соответствовать техническим требованиям к вертодромам для вертолета Ми-8 для такого вида взлета.

При указанном виде взлета вертикальный набор высоты и разгон скорости ведутся в опасной зоне на случай отказа дви­гателей, поэтому данный вид взлета применяется в случае необ­ходимости, а так как двигатели ТВ2-117А надежны в работе, то такие взлеты получили широкое применение.

Методика выполнения взлета вне зоны влияния воздушной подушки остается такой же, как и для взлета в зоне влияния воздушной подушки, с той лишь разницей, что высота контроль­ного зависания и разгон скорости производятся (вне зоны влияния воздушной подушки.

Вертикальный взлет вне зоны влияния воздушной подушки по новой методике будет отличаться От описанной выше тем, что после зависания разгон производится до 60—70 км/ч и на этой скорости продолжается набор высоты на взлетном режиме ра­боты двигателей до высоты 100—300 м в зависимости от необ­ходимости. Затем вертолету устанавливается скорость 120 км/ч и необходимый режим работы двигателя (см. рис. 51,6).

Взлеты с грузами на внешней подвеске более сложные по технике пилотирования и требуют большего запаса мощности. Несмотря на это, такие (взлеты, как и /взлеты с грузами внутри кабины разрешены с вертодромов или площадок, имеющих вы­соту над уровнем моря не более 4000 м. Максимально допусти­мый взлетный вес вертолета должен быть не более 11 000 кг, а вес груза на подвеске не более 3000 кг.

• Взлет, весь полет и посадка производятся с включенными ка­налами тангажа и крена автопилота.

В зависимости от условий подцап груза осуществляется или после посадки вертолета вблизи груза, или с режима висения.

5* 131

После подцепки груза в обоих случаях необходимо произвести контрольное висение (высота от груза до земли должна быть 3 м), проверить поведение груза, запас мощности, центровку и лишь после этого начать разгон скорости. Разгон скорости реко­мендуется производить осторожно, плавно отклоняя ручку цик­лического шага от себя и увеличивая мощность двигателей (при наличии запаса мощности). По мере разгона скорости вертолет разбалансировывается больше, чем с грузами внутри кабины чя счет дополнительного пикирующего момента в результате отста­вания груза. Необходимо тщательно балансировать вертолет, снимая усилия с рычагов управления. По достижении скорости 80—100 км/ч по прибору необходимо перевести двигатели на но­минальный режим и перейти на установившийся режим набора высоты.

При взлете с грузами на внешней подвеске, как и при дру­гих видах взлета, коррекция должна быть только правая, оборо­ты несущего винта поддерживаются автоматически в пределах 93__1™954:2^о/о- Не допускать перетяжеления несущего винта.

3. Взлет по-самолетному и с коротким разбегом

На вертолете Ми-8 взлет по-самолетному осуществляется при невозможности совершить вертикальный взлет из-за недостатка мощности и при наличии аэродрома или вертодрома соответству­ющего типа с естественным или искуственным покрытием ВПП и только с грузами внутри кабины.

Для вертолета Ми-8 для взлета по-самолетному или с корот­ким разбегом размер летной полосы вертодрома должен быть не менее 180X60 м. При этом рабочая площадь (спланированная) должна быть не менее 150X30 м. Воздушные подходы к верто­дрому до высоты 150 м должны быть открытыми или иметь пре­пятствия в сторону взлета (посадки) с тангенсом угла наклона условной плоскости ограничения препятствий не более 1/10 на уда­лении до 100 м от конца площадки, далее тангенс угла должен быть не более 1/8 на удалении 1200 мив бок не более ½.

Для взлета по-самолетному, как и для вертикального взлета, необходима определенная мощность, поэтому (полётный вес вер­толета берется не произвольно, а подбирается таким, чтобы вер­толет висел на высоте не ниже 1 м от земли на взлетном режиме работы двигателей.

Взлет по-самолетному осуществляется, как и вертикальный взлет, с включенными каналами крена и тангажа автопилота.

Взлет по-самолетному состоит из следующих этапов: разбе­га по земле, отрыва, дальнейшего разгона скорости до 70— 80 км/ч с одновременным набором высоты 20—30 м и последу­ющим увеличением скорости до наивыгоднейшей—120 км/ч (рис. 52, а).

132

Перевод вертолета на разбег осуществляется наклонением ручки циклического шага от себя с одновременным увеличением общего шага (винта.

При разбеге ручка циклического шага отклоняется от себя ее на (весь ход, а умеренно, для избежания преждевременного отрыва основных колес, чтобы вертолет не оказался на передних колесах. При разбеге на вертолет действуют такие же силы, как и при рулении (см. рис. 43).

1/= 120 км/и .X

Рис. 52. Профиль и элементы взлета вертолета Ми-8: а—по-самолетному; б—с коротким разбегом

По достижении скорости на разбеге 50—60 км/ч оторвать вертолет от земли дальнейшим увеличением общего шага винта при необходимости до взлетного режима работы двигателей с одновременным движением ручки циклического шага на себя. Так как вертолет имеет тенденцию к отрыву сначала с основных колес и переходу на передние колеса, пилот перед отрывом дви­жением ручки циклического шага на себя добивается отрыва •вертолета одновременно с трех точек. При указанном действии двумя ручками управления интенсивно увеличивается тяга не­сущего винта за счет увеличения общего шага винта, мощности двигателей и углов атаки несущего винта.

После отрыва вертолета от земли необходимо продлить раз­гон скорости с одновременным набором высоты. При разгоне скорости осуществляется одновременный набор высоты потому, что под вертолетом воздушной подушки уже нет, а вертолет должен находиться в безопасном «коридоре» на случай отказа двигателей, высота которого с увеличением скорости растет. После отрыва и увеличения скорости вертолет самостоятельно

133

стремится к увеличению угла тангажа и к правому крену за счет завала конуса вращения несущего винта назад и вправо. Это стремление необходимо парировать движением ручки цикличес­кого шага от себя и влево. Для уменьшения взлетной дистанции разгон скорости после отрыва необходимо производить таким темпом, чтобы на высоте 25 м скорость была 70—80 км/ч.

Длина разбега и взлетная дистанция зависят от полетного веса вертолета, скорости отрыва, атмосферных условий, качест­ва ВПП и метода взлета. Неоднократными летными испытани-

щ /■•■
5		— ^		_1 1— 1 1
				1 |

100

0

500

200

Рис. 53. Длина разбега и взлетные дистан­ции при взлете по-самолетному вертолета Ми-8 с использованием взлетного режима работы двигателей, полученные в резуль­тате экспериментов при С_Взл = 12 000 кг, г_нв=20°С, р_о = 755 мм рт. ст., 1^=4 м/с, 1/_ОТр = 30—50 км/ч

ями вертолета Ми-8 с разными взлетными весами в различных атмосферных условиях на вертодромах с естественным покры­тием и разными высотами их над уровнем моря при однообраз­ном пилотировании и по методике, при которой достигается ра­циональный взлет (с максимальной грузоподъемностью и мини­мальной дистанцией взлета), длина разбега получена 30—80 м, а взлетная дистанция — 250—400 м. Как видно, взлетная дис­танция при взлете по-самолетному больше, чем при вертикаль­ном взлете на воздушной подушке на 100—120 м.

На рис. 53 показаны длина разбега и взлетные дистанции при взлете по-самолетному (вертолета Ми-8 весом 12 000 кг с исполь­зованием взлетного режима работы двигателей, полученные в одном из испытанных полетов.

При взлете по-самолетному у вертолета Ми-8, как и у дру­гих вертолетов, возможно возникновение «земного резонанса», хотя менее вероятно, чем у вертолетов с поршневыми двигателя­ми, благодаря наличию двухкамерных амортизационных стоек основных колес шасси и гидравлического демпфера вертикаль­ных шарниров.

На вертолете Ми-8 взлет по-самолетному возможен при боко­вом ветре до 10 м/с и при попутном до 5 м/с. При боковом ветре на разбеге вертолет стремится развернуться носом против вет­ра, поэтому это стремление необходимо парировать соответству­ющей шедалью. Кроме того, при боковом вепре отрыв может про-

исходить с .креном и последующим перемещением (сносом). Для предотвращения этого явления необходимо парировать крен от­клонением ручки управления в сторону, противоположную на­правлению ветра. После отрыва от ВПП снос предупреждается креном в сторону, противоположную вецру, а намечающийся раз­ворот в сторону против ветра (парируется движением педали по направлению ветра. На высоте более 50 м после перехода на ус­тановившийся набор высоты снос устраняется подбором курса. Краткая методика выполнения взлета. После проверки пока­заний приборов и получения разрешения на взлет установить корректор газа в крайнее правое положение. При достижении оборотов несущего винта 95±2% плавным движением ручки об­щего шага вверх отделить вертолет от земли и осуществить кон­трольное зависание. Если вертолет набрал высоту не менее 1 м и устойчиво висит на этой высоте на режиме работы двигателей до взлетного, то /полетный вес подобран правильно, и взлет по-самолетному возможен.

Если вертолет висит на меньшей высоте, то необходимо уменьшить вес, а если он висит на высоте более 1 м, то можно его при необходимости догрузить. Затем необходимо опустить вертолет на землю и уменьшить мощность двигателей движением ручки общего шага вниз настолько, чтобы обороты турбокомпрес­соров были меньше на 3'% по сравнению с оборотами на высоте контрольного висения. Начать разбег, плавно отклоняя ручку циклического шага от себя, с одновременным увеличением мощ­ности двигателей движением ручки общего шага вверх до по­лучения взлетного режима в момент отрыва. На разбеге вы­держивать направление плавным движением педалей. Отклоне­ние ручки циклического шага должно быть умеренным, чтобы вертолет не оказался на передних колесах. При достижении ско­рости 50—60 км/ч дальнейшим движением ручки общего шага вверх до получения взлетного режима силовой установки (обо­роты компрессоров в зависимости температуры окружающего воздуха, обороты несущего винта 92—93%) и ручки цикличес­кого шага на себя оторвать вертолет от земли. После отрыва (про­должать разгон скорости с постепенным удалением от земли с таким расчетом, чтобы при достижении скорости 70—80 км/ч вы­сота была 20—30 м. Довести скорость до наивыгоднейшей ско­рости набора высоты (120 км/ч) и установить номинальный ре­жим работы двигателей (обороты компрессоров в зависимости от температуры окружающего воздуха, обороты несущего винта 95±1% удерживаются автоматически). Для перевода двигателей со взлетного режима на номинальный опускается лишь ручка общего шага вниз на соответствующую величину при прежнем правом положении рукоятки корректора газа.

При взлете по-самолетному с боковым ветром на разбеге устранять разворот и крен движением ручки управления против ветра и отклонением педали по ветру. После отрыва снос устра-

135

нять скольжением в сторону против ветра, а по достижении вы­соты 50 м — подбором курса. В некоторых случаях взлет по-са­молетному может осуществляться без контрольного висения на высоте 1 м. В таком случае с режима малого газа двигателей ру­коятка корректора газа переводится в крайнее правое положе­ние, и при достижении оборотов несущего винта 95±2% верто­лет переводится на разбег плавным движением ручки цикличес­кого шага от себя с одновременным движением ручки общего шага вверх. В дальнейшем методика этого способа взлета ничем не отличается от способа, описанного выше.

Взлет с коротким разбегом. Методика взлета с коротким раз­бегом, разработанная ГосНИИГА, заключается (в следующем. При наличии у вертолета рулевого винта с максимальным ша­гом 18°13^/ максимально допустимый взлетный вес определяется по номограмме (см. рис. 48), а при наличии винта с шагом 2Г + 30^/ — по номограмме с учетом влияния воздушной подушки. В обоих случаях к полетному весу, полученному по номограм­мам, добавляется 1000 кг при взлете с вертодрома, имеющего барометрическую высоту до 1500 м, и 800 кг—при взлете с вер­тодрома, имеющего высоту более 1500 м*. Во всех случаях взлетный овес должен быть не более 12000 кг.

Перед взлетом выполняется контрольное висение. Вертолет должен висеть на взлетном режиме работы двигателей на высо­те не менее. 1 м. Вертолет опускается на землю, уменьшается мощность двигателей на 3% оборотов турбокомпрессоров. Раз­гон скорости по земле осуществляется двумя ручками управле­ния до скорости отрыва 30—40 км/ч (см. рис. 52,6). После отры­ва продолжается разгон скорости до 60—70 км/ч. На скорости 60—70 км/ч продолжается набор высоты на взлетном режиме работы двигателей до 100—300 м в зависимости от необхо­димости.

Если взлетный вес получен такой, что вертолет висит на вы­соте более 1,5 м на взлетном режиме работы двигателей, то отрыв от земли можно делать на скорости менее 30—40 км/ч» вплоть до 5 км/ч.

4. Определение тяговых характеристик несущего винта

Максимально допустимый взлетный вес вертолета в зависи­мости от температуры окружающего воздуха, высоты вертодро­ма и скорости ветра при совершении взлетно-посадочных опера­ций определяется по специальным номограммам. Качественная сторона номограмм базируется на поляре несущего винта вер­толета Ми-8 (см. рис. 18) и его тяговых характеристик, получен­ных расчетами и экспериментами (см. рис. 19, 20, 21, 44, 45, 46).

• В ГА взлетный вес увеличивается на 800. кг независимо от высоты вертодрома над уровнем моря.

136

Количественная сторона номограмм получена в результате лет­ных испытаний конкретного экземпляра вертолета («среднего вертолета»). Но тяговые характеристики данного вертолета мо­гут отличаться от характеристик «среднего вертолета», по кото­рому строились номограммы как в худшую, так и в лучшую сто­рону по следующим причинам: различная форма и внешняя обработка лопастей (качество изготовления); двигатели изготав­ливаются с различными производственными допусками, а экс­плуатируются с отклонениями по оборотам турбокомпрессоров на всех режимах работы; уменьшение мощности двигате­лей по мере выработки ресур­са и др. Так, например, откло­нение в допусках оборотов турбокомпрессора на 1 % на режиме близко к взлетному — мощность двигателя ТВ2-117А изменяется на 8%.

Пц_зл Пт.к!Чо

Г7_Г П_г П₃

Рис. 54. Зависимость взлетного веса от оборотов турбокомпрессоров

Для определения тяговых • характеристик данного экзем­пляра вертолета и сравнения их с характеристиками верто­лета, по которому строи­лись номограммы, предлагается следующая методика. Если необходимо определить тяговые характеристики вер­толета на режиме висения в зоне влияния воздушной подушки, необходимо совершить несколько зависаний (не менее трех раз) с различными взлетными весами на высоте контрольного висе-иия 3 м с постоянными оборотами несущего винта и зафиксиро­вать фактическое показание оборотов турбокомпрессоров © каж­дом случае зависания. Обороты несущего винта у вертолета Ми-8 при этом будут поддерживаться постоянными автоматичес­кой системой. Разница в полетных весах для каждого случая зависания должна быть не менее 600. кг, чтобы получить раз­ность в показаниях оборотов турбокомпрессоров не менее 1— 1,5%. Затем следует построить график зависимости веса верто­лета от оборотов турбокомпрессоров, полученных при данных ис­пытаниях, в определенном масштабе (рис. 54). По оси абсцисс •отложить максимальные обороты турбокомпрессоров взлетного режима, для данных атмосферных условий, определенных по гра­фику (см. рис. 30), и провести вертикальную линию. Кривую за­висимости веса от оборотов турбокомпрессоров продолжить до пересечения с вертикальной линией, соответствующей взлетному режиму двигателей (точка 5). По оси ординат прочитать мак­симальную тягу, развиваемую винтом на взлетном режиме дви­гателей с учетом влияния эффекта воздушной подушки (макси­мально допустимый взлетный вес—С_взл.м. д). Полученный взлетный вес по графику рис. 54 сравнить с взлетным весом, по-

137

лученным по соответствующей номограмме для тех же атмосфер­ных условий, при которых производились испытания.

Полученная разница в взлетном весе и будет характеризо­вать тяговые характеристики данного вертолета. Во всех слу­чаях при расчете взлетного веса по номограммам необходима учитывать подученную разность:

Указанное сравнение тяговых характеристик несущего винта желательно производить в штилевых условиях или при ветре не болеее 1 м/с. При большем ветре данные могут быть получены неточными, даже если делать поправку на ветер по номограммам.

Полученной разницей во взлетном весе можно пользоваться и при расчете взлетного веса по номограммам без учета влияния воздушной подушки, но для большей точности желательно про­извести такие же операции по сравнению тяговых характеристик, как и с учетом влияния воздушной подушки. Они будут отли­чаться лишь тем, что зависания необходимо производить вне зоны влияния воздушной подушки — на высоте не менее 15 м от колес до земли.

5. Особенности взлетов с пыльных и заснеженных вертодромов

и площадок

С пыльных и заснеженных вертодромов взлеты целесообраз­но производить только против ветра и, по возможности, с корот­ким разбегом.

Вертикальные взлеты со встречным ветром более 3 м/с выполняются как обычно, так как при этом горизонтальная ви­димость обеспечивается. При взлетах с ветром менее 3 м/с в на­чале разгона скорости возможна потеря видимости. Вертикаль­ный взлет разрешается производить с таким полетным весом, чтобы вертолет висел на высоте 3 м от земли с оборотами турбо­компрессоров на 1% ниже взлетных для данных условий. Раз­гон скорости необходимо производить обязательно с набором вы­соты по максимально возможной крутой траектории. В процес­се разгона скорости не допускать снижения и кренов. При про­хождении снежного вихря направление контролировать по приборам, а также по ориентирам, далеко расположенным от места взлета.

При взлете с коротким разбегом при отсутствии видимости на разбеге направление выдерживать по указателю УГР-4УК Отрывать вертолет с использованием взлетной мощности необ­ходимо лишь после прохождения снежного вихря.

6. Летные ограничения при взлете

1. Максимальный взлетный вес вертолета Ми-8 12000 кг, нор­мальный взлетный вес 11^!100 кг, максимально допустимый взлет­ный вес с грузом на внешней подвеске 11000 кг. Максимально

138

управления, более легкая техника пилотирования. При наборе высоты с поступательной скоростью можно набрать большую вы­соту (потолок вертолета), чем при вертикальном наборе (пото­лок висения), и эта разница в высотах может быть очень боль­шой.

Как показали расчеты и эксперименты, наивыгоднейшей ско­ростью набора высоты является экономическая скорость гори­зонтального полета, которая для вертолета Ми-8 равна 120 км/ч по прибору. На этой скорости — максимальный избыток мощнос­тей, а следовательно, максимальная скороподъемность при лю­бом весе вертолета и любом режиме работы двигателей. [Прак­тически эта скорость не зависит от полетного веса и высоты по­лета и принята для всех случаев 120 км/ч по прибору.

Расчетный практический потолок вертолета Ми-8 с нормаль­ным полетным весом 11-100 кг на номинальном режиме работы двигателей составляет 4600 м, с максимальным весом 12000 кг — 3700 м. В результате летных испытаний практический потолок для вертолета с нормальным весом на номинальном режиме ра­боты двигателей в стандартной атмосфере получен 4800 м, с максимальным весом 4250 м. Максимальная допустимая высота полета в эксплуатации для вертолета Ми-8 с нормальным полет­ным весом установлена 4500 м, с максимальным весом — 4000 м.

Потребная мощность для набора высоты больше, чем для горизонтального полета, поэтому набор высоты возможен при наличии избытка мощности:

Установившийся набор высоты на вертолете Ми-8 осущест­вляется с включенными каналами автопилота тангажа, крена и направления при правом положении рукоятки корректора газа_у когда работает автоматическая система поддержания постоянных оборотов несущего винта. При наборе высоты в зависимости от необходимости может быть установлен взлетный режим работы двигателей на время не более 6 мин, номинальный или крейсер­ский режимы.

Взлетный режим работы двигателей устанавливается движе­нием ручки общего шага вверх до получения оборотов несущего винта 92—93%. При этом обороты турбокомпрессоров будут под­держиваться автоматически взлетными в зависимости от темпе­ратуры окружающего воздуха в месте взлета (определяются по графику рис. 30). С подъемом на высоту на взлетном режиме ра­боты двигателей обороты турбокомпрессоров будут самостоя­тельно увеличиваться и могут дойти до допустимых пределов (101%) за счет уменьшения сопротивления вращению компрес­соров. Здесь в работу вступает ограничитель оборотов турбоком­прессора и удерживает их максимально допустимыми. Но вместе с тем, за счет несовершенной настройки всережимного регуля-

140-

тора оборотов турбокомпрессора, обороты могут достигать более 101%. В этом случае не допускать их более 101% опусканием ручки общего шага вниз.

Номинальный режим работы двигателей устанавливается ручкой общего шага при правой коррекции так, чтобы обороты турбокомпрессоров соответствовали этому режиму в зависимости от температуры окружающего воздуха (см. рис. 30). Эти обороты будут поддерживаться постоянными автоматически регулятором оборотов турбокомпрессора до тех пор, пока не вступят в работу ограничители каких-либо параметров. В зависимости от атмос­ферных условий на некоторой высоте могут дойти до своих верх­них пределов степень повышения давления я_к и температура газов перед турбиной компрессора. В работу вступят ограничи­тели указанных параметров не обязательно одновременно, а по­следовательно один за другим. В результате этого обороты тур­бокомпрессоров могут самостоятельно снижаться синхронно или несинхронно у обоих двигателей. Если обороты турбокомпрессо­ров снизились синхронно самостоятельно системами ограничите­лей, необходимо движением ручки общего шага вверх затяже-лить несущий винт до оборотов 93% и продолжать набор высо­ты. Обороты несущего винта на номинальном режиме работы .двигателей до вступления в работу ограничителей будут поддер­живаться постоянными автоматикой в пределах 95+2%. При вступлении в работу ограничителей по л;_к или температуры — обороты пилот уменьшит до 93% ручкой общего шага. Тем са­мым увеличит тягу несущего винта и не даст большого сниже­ния вертикальной скорости набора высоты. Вступление в работу ограничителей может привести к несинхронному снижению оборо­тов турбокомпрессоров. Если несинхронность вышла за допус­тимые пределы (2-—4%), то необходимо движением ручки общего шага вниз снизить обороты турбокомпрессоров до допустимой несинхронности. При таком действии пилота обороты несущего винта будут продолжать сохраняться автоматикой в пределах 95+2%.

Если набор высоты производится на номинальном режиме работы двигателей, когда фактическая температура наружного воздуха изменяется не по стандартной атмосфере, то обороты номинального режима, определенные по графику (см. рис. 30), не будут соответствовать номинальному режиму, и мощность дви­гателей будет ниже номинальной, а летные свойства вертолета не будут соответствовать установленным (например, скороподъ­емность, потолок). Чтобы улучшить летные свойства вертолета в режиме набора высоты в этих условиях, обороты компрессо­ров необходимо установить по графику (см. рис. 32) в зависи­мости от фактической температуры воздуха и высоты полета.

Если набор высоты осуществляется на крейсерском режиме работы двигателей, то обороты этого режима устанавливаются ручкой общего шага при правой коррекции (см. рис. 30), и они

141 ^:

будут поддерживаться постоянными автоматически. Обороты не­сущего винта также будут поддерживаться постоянными авто­матически в пределах 95±2%.

При наборе высоты на крейсерском режиме работы двигате­лей в условиях, когда температура окружающего воздуха изме­няется с высотой не по стандартной атмосфере, максимально до­пустимые обороты крейсерского режима будут ниже номиналь­ных, полученных по графику (см. рис. 32) на 1,5%.

2. Силы и моменты, действующие на вертолет при наборе высоты с поступательной скоростью

При наборе высоты с поступательной скоростью на вертолет действуют следующие силы и моменты (рис. 55): общая аэроди­намическая сила несущего винта /?, сила тяги рулевого винта Т_р. _в, вредное сопротивление вертолета X, вес вертолета С, реак­тивный момент несущего винта Л4_рн. в, продольный, поперечный и путевой моменты рулевого винта, продольный и поперечный мо­менты втулки несущего винта, продольные моменты аэродинами-

Вид А

Рис. 55. Схема сил и моментов, действующих на вертолет Ми-8 в режиме набора высоты с по­ступательной скоростью (ба­лансировка с правым креном)

142

ческой силы несущего винта, стабилизатора и поперечный мо­мент боковой силы 5.

При наборе высоты с поступательной скоростью конус вра­щения и аэродинамическая сила винта отклоняются в сторону полета при помощи ручки циклического шага в продольном на­правлении. За счет маховых движений в поступательном полете конус вращения и аэродинамическая сила винта вслед за этим заваливаются от оси вала назад и вправо. Аэродинамическая си­ла несущего винта раскладывается в связанной системе коорди­нат на три составляющие: тягу Т, продольную силу Н и боковую силу 5. Тяга направлена по оси вала, продольная сила — по плоскости вращения в сторону против полета, боковая сила на­правлена по плоскости вращения вправо.

Тягу винта Т можно разложить в скоростной (поточной) сис­теме координат по пра;вилу параллелограмма на силу Т_у, на­правленную перпендикулярно траектории полета, и силу Т_х, на­правленную по полету. Сила Т_у является подъемной силой, а Т_х—тянущей. Продольная сила Я раскладывается на Н_х, на­правленную по траектории полета, но в противоположную сторо­ну и на Ну, направленную в сторону действия силы Т_у. Сила Н_х является сопротивлением несущего винта, а Н_у дополнительной подъемной силой.

Тяга рулевого винта направлена влево. Вредное сопротивле­ние вертолета возникает за счет обдува фюзеляжа основным и индуктивным потоком и направлена в сторону, противоположную полету.

Вес О раскладывается на О_х, направленную в сторону, противоположную полету, и О_у, направленную перпендикулярно траектории полета вниз.

В режиме набора высоты вертолет Ми-8 может балансиро­ваться или с правым креном за счет действия в эту сторону инерционного момента втулки М_ХТшШ, или с левым скольжением, но без крена (на рис. 55 не показано). При наличии крена сила О в поперечной плоскости раскладывается на составляющие С_у и 6_Х.

В режиме установившегося набора высоты с поступательной скоростью должны быть соблюдены следующие условия равнове­сия сил и моментов. Для прямолинейного набора высоты с пос­тоянным углом набора и вертикальной скоростью необходимо, чтобы силы Ту и Ну уравновешивали составляющую веса О в продольной плоскости:

т_у+н_у=о_у.

Для равномерного полета необходимо, чтобы тянущая сила Т_х уравновешивала составляющую продольной силы Я_х, вред­ное сопротивление вертолета X и составляющую веса С_х:

т_х=н_х+х+о_х.

143

Для соблюдения продольного равновесия сумма всех про­дольных моментов должна быть 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 О_х: Г_рв =

Если же вертолет балансируется без крена, а с левым сколь­жением (на рис. 55 не показано), тогда для поперечной балан­сировки- необходимо, чтобы тяга рулевого винта уравновешива­лась боковой силой 5 несущего винта и боковой силой фюзеля­жа ^₂, возникающей за счет левого скольжения: Тр_тЪ = 3 + (З_г.

В полете пилот добивается установившегося набора высоты с поступательной скоростью и соответствующей балансировки вертолета действуя 'всеми рычагами управления, руководству­ясь показаниями приборов и положением вертолета относитель­но естественного горизонта.

3. Летные характеристики вертолета Ми-8 в режиме набора высоты с поступательной скоростью

Наиболее важными летными характеристиками в режиме на­бора высоты для вертолета Ми-8, как и для любого летательного

аппарата, являются вели-

\/_у,м/с чины наивыгоднейшей

			V
			\\
	VIII
		3
	1^ 100 15

скорости набора высоты, вертикальной скорости, Бремени набора высоты и потолков вертолета.

Рис. 66. Наивыгоднейшие скорости на­бора высоты на номинальном режиме работы двигателей:

/—(3 = 11800 кг, Я=500 м, 2^г_НЕ = 10°С, груз 2500 кг на внешней подвеске; 2—0 = 11 130 кг, Я=1000 м; 3—набор высоты с одним рабо­тающим двигателем на взлетном режиме на высоте 1000 м с весом 10 800 кг при ^=13° С

Наивыгоднейшей ско­ростью набора высоты является экономическая скорость горизонтального полета, так как на этой скорости максимальный избыток мощности, а по­тому будет максимальная вертикальная скорость на­бора высоты. Для верто­лета Ми-8 эта скорость составляет 120 км/ч по прибору. При изменении скорости от наивыгодней­шей в сторону меньших скоростей или больших

144

избыток мощности и вертикальная скорость будут в обоих слу­чаях меньше. Это теоретическое положение подтверждено и лет­ными испытаниями вертолета Ми-8 (рис. 56).

Наивыгоднейшая скорость набора высоты по прибору прак­тически не меняется от полетного веса вертолета и высоты поле­та. Она не зависит от величины заданной мощности двигателям, остается неизменной и при наборе высоты при одном работаю­щем двигателе (см. кривую 3 на рис. 56). Как показали летные испытания, при наличии грузов на внешней подвеске наивыгод­нейшая скорость набора высоты будет несколько больше, чем при размещении грузов внутри кабины (см. кривую 1 рис. 56). Но эта разница незначительна, практически она не принимает­ся во внимание, поэтому можно считать, что наивыгоднейшая скорость набора высоты не зависит и от места размещения гру­зов внутри кабины или на внешней подвеске.

Вертикальная скорость набора высоты определяется по сле­дующей формуле:

|

где АЛ^д_В — избыток мощности как разность между заданной мощностью двигателям и потребной мощностью для горизон­тального полета; | — коэффициент использования мощности; у]—пропульсивный к. п. д. несущего винта (к. п. д. винта как движителя).

Согласно этой формуле вертикальная скорость набора высо­ты зависит от избытка мощности, веса вертолета, коэффициента использования мощности и пропульсивного к. п. д. несущего вин­та. Избыток мощности в свою очередь зависит от величины задан­ной мощности двигателям пилотом, скорости вертолета по тра­ектории, высоты полета, температуры окружающего воздуха и места расположения грузов внутри кабины или на внешней под­веске, так как все эти перечисленные факторы влияют или на мощность двигателей, или на потребную мощность для горизон­тального полета.

Вертикальная скорость существенно изменяется от высоты полета, так как при этом изменяется избыток мощности. На рис. 57 даны кривые изменения максимальной вертикальной ско­рости набора высоты вертолета Ми-8, полученные при наборе высоты на номинальном- режиме работы двигателей и на наи­выгоднейшей скорости набора для нормального полетного веса 11100 кг и максимально допустимого 12000 кг в условиях стан­дартной атмосферы. Кривые 1 показывают изменение максималь­ной вертикальной скорости набора по высоте, полученные при аэродинамическом расчете вертолета. Как видно по кривой, для нормального веса вертолета вертикальная скорость у земли рав­на 4,7 м/с, с подъемом на высоту скорость плавно уменьшается, достигая величины 0,5 м/с на высоте 4600 м (практический рас-

145

четный потолок). Для вертолета с максимальным весом 12000кг вертикальная скорость при тех же условиях у земли будет равна 3,8 м/с, с подъемом на высоту уменьшается, достигая величины 0,5 м/с на высоте 3700 м (практический расчетный потолок).

1000

и 3000

2000

юоо

X
х
\

б)

Рис. 57. Изменение максимальных вертикальных скоро­стей набора высоты вертолета Ми-8 в стандартной атмосфере на номинальном режиме работы двигателей в зависимости от высоты полета:

а—для вертолета весом И 100 кг; б—для вертолета весом 12 000 кг; / — расчетные; 2 — экспериментальные

В результате летных испытаний при тех же условиях верти­кальные скорости получены больше, чем при расчете (см. табл.4 и рис. 57, кривые 2).

Таблица 4

Максимальные вертикальные скорости набора высоты вертолета Ми-8 _в на номинальном режиме работы двигателей в стандартной атмосфере

Высота, м		Скорость Уд, м/с
	(7=11 100	кг	0=12 000 кг
У земли	5,7		4
1000	5,15		3,5
2000	4,6		2,9
3000	3,8		2,2
4000	2,7		0,9
4500	1,5		—

Как видно из табл. 4 и рис. 57, характер изменения верти­кальной скорости набора от высоты соответствует характеру из-

146

менения мощности двигателей от высоты на номинальном режи­ме: с увеличением высоты мощность двигателей, а значит, и вертикальная скорость уменьшаются (см. рис. 33)».

Так как вертикальные скорости набора высоты, полученные летными испытаниями, больше, чем при расчете, то и практиче­ские потолки вертолета больше расчетных потолков. Для вер-

И, и

то

2000 1000

10 Ь,мин О

10

зооо

2000

то

о

А
/
/

а)

	1
/

10

20 1, мин

Рис. 58. Время набора высоты вертолетом Ми-8 на наивыгоднейшем режиме набора высоты на номинальном режиме работы двигателей:

а—для вертолета весом 11 100 кг; б—для вертолета весом 12 000 кг; /—расчетные; 2—уста­новленные летными испытаниями

толета Ми-8 с весом 11 100 кг практический потолок будет ра­вен 4600 м, с весом 12 000 кг — 4250 м.

На рис. 59 показано время набора высоты вертолетом Ми-8 на наивыгоднейшем режиме набора в стандартной атмосфере на номинальном режиме работы двигателей для нормального веса (рис. 58, а) и максимального веса (рис. 58,6). Кривые 1 по­казывают время набора высоты при указанных условиях, полу­ченные в результате аэродинамического расчета.

Таблица 5