книги из ГПНТБ / Лалетин К.Н. Практическая аэродинамика вертолета Ка-26 учеб. пособие

Рис. 83. Зависимость мак­ симальной вертикальной скорости подъема от ба­ рометрической высоты и температуры наружного воздуха грузо-пассажир­

т е м п е р а т у р а д л я а р к т и ч е с к и х

длительный установившийся подъем на взлетном режиме невоз­ можен.

При постоянной скорости полета величину вертикальной скорости определяет

arctg Ѵу_

V x

Таким образом, угол подъема тем больше, чем больше вертикальная скорость а меньше путевая. Угол подъема поэтому увеличивается при увеличении избытка мощности, а также при встречном ветре.

Максимальный угол подъема соответствует скорости меньше наивыгоднейяпей, а следовательно, при подъеме по наиболее крутой траектории уменьшается вертикальная скорость подъема.

Вертикальная скорость снижения определяется величиной недостатка мощ­

Понятие недостатка мощности противоположно избытку, и уменьшение из­ бытка мощности в некотором пределе приведет к созданию дефицита.

Таким образом, те факторы, которые в установившемся горизонтальном полете уменьшали избыток мощности, будут увеличивать дефицит мощности. При тостоянном режиме работы двигателей дефицит мощности увеличивается при

117

Рис. 84. Зависимость максимальной вертикаль­ ной скорости подъема от барометрической высоты и температуры наружно­ го воздуха грузо-пасса­ жирского вертолета с нормальным полетным: весом:

с к и х у с л о в и й ; 3 — т е м п е р а т у ­ р а в у с л о в и я х с т а н д а р т н о й ;

а т м о с ф е р ы

увеличении полетного веса, вредного сопротивления вертолета, высоты полета, влажности, температуры наружного воздуха или изменения скорости полета от экономической.

При постоянной мощности двигателей наименьший дефицит мощности и мини­ мальная вертикальная скорость снижения соответствуют экономической скорости горизонтального полета, а поэтому экономическая скорость является наивыгодней­ шей скоростью снижения.

Для получения постоянной вертикальной скорости снижения в полете на наивыгоднейшей скорости потребуется наименьшая мощность двигателей и полу­ чится наибольшая экономия топлива.

Графики, показывающие зависимость вертикальной скорости снижения от ско­ рости полета, называют полярами скоростей снижения.

§6. ОСОБЕННОСТИ ПИЛОТИРОВАНИЯ

ИОГРАНИЧЕНИЯ ПРИ ПОЛЕТЕ

ПО НАКЛОННОЙ ТРАЕКТОРИИ

Как видно по моментным диаграммам (ом. рис. 30), у планера вертолета увеличивается кабрирующий момент при росте абсолют­ ной величины отрицательных углов атаки фюзеляжа. В поступа­ тельном полете увеличение индуктивного скоса потока и абсолют­ ной величины отрицательных углов атаки может быть создано увеличением мощности двигателей, т. е. при переходе в режим на­ бора высоты. Поэтому для обеспечения продольной балансировки при наборе высоты с поступательной скоростью необходимо откло­ нять ручку управления от себя.

Балансировочные кривые вертолета (см. рис. 71) показывают,, что потребное отклонение ручки управления от себя в наборе вы­

118

соты больше, чем в горизонтальном 'полете для всех вариантов применения. И по балансировочной кривой грузо-пассажирского варианта (см. рис. 72) видно, что вертолет при наборе высоты с поступательной скоростью обладает продольной статической устой­ чивостью по скорости. Так, для установившегося полета на большей скорости для балансировки вертолета требуется отклонение ручки управления от себя. Наибольшее отклонение ручки управления от себя соответствует предельно задней центровке, числу оборотов 96%' и скорости 140 км/ч. Но степень продольной статической ус­ тойчивости грузо-пассажирского варианта незначительна. Увели­ чение продольной статической устойчивости может быть достигну­ то при переходе к передним центровкам.

Для вертолета в варианте опрыскивателя балансировочная кри­ вая (см. рис. 71) имеет отрицательный наклон, а в варианте пере­ базирования балансировочная кривая не имеет наклона. В вариан­ те опыливателя у вертолета незначительная продольная статическая устойчивость по скорости. Практически вертолет обладает ней­ тральной продольной статической устойчивостью по скорости поле­ та во всем разрешенном диапазоне скоростей и центровок.

Вертолет обладает в режиме набора высоты и продольной ста­ тической устойчивостью по углу атаки. Так, например, при переходе от установившегося набора высоты к горизонтальному полету тре­ буется отклонение ручки управления на себя.

Изменение путевой и поперечной балансировки вертолета в ре­ жиме набора высоты по сравнению с горизонтальным полетом не­ значительно.

При переходе на режим установившегося снижения с работаю­ щими двигателями вертолет балансируется по сравнению с гори­ зонтальным полетом большим отклонением ручки управления на себя, так как отрицательные углы атаки фюзеляжа и кабрирующий момент планера уменьшаются.

В полете на скорости по прибору ПО км/ч при переходе от го­ ризонтального полета к снижению с работающими двигателями с вертикальной скоростью 3 м/сек изменение продольной балансиров­ ки для грузо-пассажирского варианта вертолета составляет 25— 30 мм, это соответствует 7—10% полного диапазона хода ручки.

На режиме моторного снижения вертолет обладает продольной статической устойчивостью по углу атаки. И для перехода к гори­ зонтальному полету требуется отклонение ручки управления от себя, а при увеличении вертикальной скорости снижения — на себя.

В диапазоне скоростей снижения 20—80 км/ч по прибору балан­ сировочные кривые отклонения продольного управления имеют от­ рицательный наклон, т. е. при переходе с меньшей скорости на большую для балансировки вертолета требуется отклонение руч­ ки управления на себя. Но на других скоростях полета при реко­ мендуемых вертикальных скоростях проявляется незначительная продольная статическая устойчивость по скорости.

Поперечная и путевая балансировки на режиме снижения с ра­ ботающими двигателями по сравнению с горизонтальным полетом

119

практически не изменяются. Наибольшее отклонение ручки управ­

направлении на всех установившихся режимах полета не превыша­ ют 30%' ее хода от нейтрального положения, а балансировочные отклонения педалей на эксплуатационных установившихся режи­ мах полета не превышают 50% их хода от нейтрального положения.

В режимах снижения и набора высоты вертолет обладает путе­ вой и поперечной статической устройчивостью в диапазоне углов, скольжения ± (20—25°) и вертолет статически неустойчив в пу­ тевом отношении по углу скольжения при углах скольжения бо­ лее 25°.

Вертолет не обладает общей динамической устойчивостью ни в наборе высоты, ни при снижении. Возмущенное движение вертолета характеризуется развивающимися колебаниями по тангажу, крену и скольжению. Среднее время изменения угла тангажа на 5° при наборе высоты на первом номинальном режиме работы двигателей со скоростью по прибору 80 км/ч составляет 8,5 сек.

Незначительное изменение балансировки и слабо выраженная неустойчивость облегчают пилотирование вертолетом по сравнению с эксплуатируемыми в настоящее время одновинтовыми вертоле­ тами Аэрофлота.

Запасы управления во всем эксплуатационном диапазоне ско­ ростей и центровок достаточны. Минимальный запас поперечного управления до левого упора составляет 34%' от полного диапазона хода ручки управления. Управляемость вертолета практически не отличается от режима горизонтального полета. Эффективность пу­ тевого управления в наборе высоты даже несколько больше, чем в горизонтальном полете. При снижении эффективность путевогоуправления меньше, чем в горизонтальном полете, потому что эф-

*фективность путевого управления определяется разностью реак­ тивных (крутящих) моментов несущих винтов, которые прямо про­ порциональны мощности.

Как особенность в пилотировании вертолетом следует отметить незначительное изменение угла тангажа при переходе к набору высоты или снижению с режима горизонтального полета. Поэтому авиагоризонт АГК-47ВК не позволяет определить направление по­ лета, а режим полета по приборам определяется с помощью ва­ риометра, высотомера, указателей наддува двигателей и по поло­

жению рычага «шаг-газ».

Установившийся подъем в эксплуатационном диапазоне скоро­ стей до высоты 100—150 м рекомендуется выполнять с максималь­ ным углом наклона траектории к горизонту, т. е. на скорости по прибору 50 км/ч на взлетном режиме работы двигателей. Приме­ нение такой методики пилотирования позволяет не только умень­ шить дистанцию первоначального набора высоты, но и повышает степень безопасности полета в случае отказа двигателей. А для

120

снижения шума на местности подъем по крутой территории следу­ ет выполнять до высоты примерно 300 м.

Для большей скороподъемности или малого угла наклона траек­ тории к горизонту разрешается после взлета выполнять набор вы­ соты на большей поступательной скорости или при меньшей мощ­ ности двигателей. Как правило, набор высоты выполняется на но­

первом номинальном режиме работы двигателей у грузо-пассажир­ ского варианта — 21

Разрешается в зависимости от высоты полета, полетного веса, температуры наружного воздуха, варианта применения выполнять набор высоты во всем эксплуатационном диапазоне скоростей го­ ризонтального полета. Но при увеличении скорости подъема не­ обходимо учитывать увеличение уровня вибраций.

По достижении заданной высоты вертолет переводят в режим горизонтального полета. Для перехода с режима горизонтального полета на снижение необходимо уменьшить мощность двигателей путем уменьшения общего шага и сохранить число оборотов несу­ щих винтов в допустимых пределах. Величина уменьшения обще­ го шага будет зависеть от требуемой вертикальной скорости сни­ жения.

Наивыгоднейшие скорости снижения и эксплуатационный диа­ пазон скоростей такие же, как и в режиме набора высоты.

Но изменение скорости от наивыгоднейшей приведет либо к уве­ личению вертикальной скорости, либо к увеличению режима ра­ боты двигателей.

Рекомендуемая вертикальная скорость снижения и набора вы­ соты не должна превышать 3 м/сек за исключением случаев экст­ ренного снижения.

При переходе к снижению с работающими двигателями следует учитывать, что продольная разбалансировка вертолета тем значи­ тельнее, чем больше изменение режима работы двигателей.

При снижении с грузом на внешней подвеске действует допол­ нительный пикирующий момент вследствие отставания груза и по­ требуется большее отклонение ручки управления на себя по срав­ нению с полетом по транспортировке грузов внутри пассажирской кабины или на грузовой платформе.

121

§7. РАСХОД ТОПЛИВА И ПОДСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ

ИПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА

Дальностью полета называется расстояние, измеренное по поверхности земли, которое способен пролететь вертолет в заданном направлении при израсходовании определенного запаса топлива.

Продолжительностью полета называется время, затрачиваемое на полет при израсходовании определенного запаса топлива.

При расчетах дальность и продолжительность полета определяют по участкам,

Технической дальностью полета называется дальность, определенная для вертолета в стандартных атмосферных условиях при полном израсходовании топлива в полете на оптимальном режиме.

Практической дальностью полета называется дальность полета с учетом аэронавигационного запаса топлива. Аэронавигационный запас топлива является резервом на случай изменения плана и условий полета. В каждом конкретном случае величину аэронавигационного запаса определяет пилот. Но во всех слу­ чаях аэронавигационного запаса топлива должно хватить не менее чем на 30 мин полета. Соответственно дальности полета различают и продолжительность полета. Расчет продолжительности полета ведут по количеству топлива и его часовому расходу.

Часовым расходом называют количество топлива, расходуемого за один час:

Gj-

Т =

~Q'

Количество топлива, расходуемого на один километр, называют километро­ вым расходом

где q — километровый расход, кГ/км или л/км-, L — дальность полета, км. Отсюда дальность установившегося полета определяется как

Наибольшее расстояние, на которое может удалиться вертолет от места взлета при условии возвращения без дозаправок, называют радиусом полета. Радиус и дальность полета будут тем больше, чем больше запас топлива и меньше километровый расход.

Часовой расход топлива. Часовой расход топлива двигателя может быть рассчитан по формуле

Q — сеАгдв,

где се— удельный расход топлива.

122

123

На рис. 88 показаны зависимости минимального часового расхода топлива от полетного веса вертолета для различных вариантов при­ менения.

При полетном весе 3250 кГ минимальный часовой расход в гру­ зо-пассажирском варианте — 96 кГ/ч, а в сельскохозяйственных — 100 кГ/ч. При нормальном взлетном весе расход уменьшается до

90—91 кГ/ч.

Уменьшение часового расхода топлива при увеличении высоты полета для вертолетов с малыми полетными весами обусловлено особенностями изменения удельного расхода топлива при измене­ нии мощности двигателей и высоты полета. И хотя характеристи­ ки, изображенные на рис. 86—88, получены расчетным путем, но они удовлетворительно согласуются с результатами летных испыта­ ний.

Километровый расход топлива. Величина километрового расхода определяется

Следовательно, километровый расход минимален при минимальном соотно­ шении между часовым расходом и скоростью полета вертолета.

Скорость, при которой километровый расход топлива минимальный, назы­ вается наивыгоднейшей крейсерской скоростью.

При этом должна рассматриваться путевая скорость полета, так как кило­ метровый расход определяется на единицу пути. При полете в безветрие путевая скорость W равна воздушной (истинной) скорости полета V и называется техни­ ческой скоростью.

При полете с попутным ветром путевая скорость увеличивается, а километро­ вый расход уменьшается:

При встречном же ветре, наоборот, путевая скорость уменьшается, а километ­ ровый расход увеличивается:

О

ѵ—и

Вобщем случае направление ветра не совпадает с направлением путевой скорости, и вертолет сносит в сторону от намеченного направления полета. Чтобы прилететь в заданный пункт, вектор технической скорости должен быть направлен

кпутевой скорости под углом сноса. В этом случае боковой ветер в расчетах

заменяют эквивалентным ветром, совпадающим по направлению с путевой ско­ ростью и изменяющим путевую скорость так же, как и боковой.

Используя понятие эквивалентного ветра и определение километрового расхо­ да, можно найти наивыгоднейшую крейсерскую скорость по зависимости часовогорасхода от истинной скорости полета. Наивыгоднейшую крейсерскую скорость в- штиль можно определить, если провести касательную из начала координат к кривой часового расхода (рис. 89):

124

наивыгоднейшая скорость увеличивается, а при попутном ветре величина е мини-

мальна —---- — I , и наивыгоднеишая крейсерская скорость уменьшается.

\Р "Ь Р /min

Изменение наивыгоднейшей крейсерской скорости в зависимо­ сти от скорости эквивалентного ветра показано на рис. 90.

При постоянной скорости полета увеличение часового расхода приводит к увеличению километрового расхода топлива. Поэтому километровый расход топлива увеличивается при росте полетного веса, вредного сопротивления вертолета и числа оборотов несу­ щего винта. При увеличении мощности часовой расход увеличивает­ ся, поэтому минимальный километровый расход топлива, соответ­ ствующий скорости больше экономической, при увеличении высоты полета также возрастает. Зависимость минимального километро­ вого расхода топлива от полетного веса для различных вариантов применения и высот полета показаны на рис. 91.

При максимальном взлетном весе в грузо-пассажирском вари­ анте минимальный километровый расход — 0,88 кГ/км, а при но-

Рис. 90. Зависимость наивыгоднейшей крей­ серской скорости вер­ толета от скорости эк­ вивалентного ветра

125

лива и уменьшения полетного веса расходы топлива в полете бу­ дут еще меньше).

Зависимость километрового расхода от скорости полета пока­ зана на рис. 92.

§8. ХАРАКТЕРНЫЕ КРЕЙСЕРСКИЕ РЕЖИМЫ ПОЛЕТА

ИОПРЕДЕЛЕНИЕ ЗАПРАВКИ ВЕРТОЛЕТА ТОПЛИВОМ

При заданной заправке вертолета топливом наибольшая про­ должительность полета соответствует наименьшему часовому рас­ ходу. Поэтому экономическую скорость иногда называют режимом максимальной продолжительности полета вертолета. Режимы мак­ симальной продолжительности во всех вариантах применения на­ ходятся в диапазоне скоростей 80— ПО км/ч. И чем меньше ско­ рость, тем, следовательно, больше вредное сопротивление. Обычно во всех вариантах применения полеты на продолжительность ве­ дутся на скоростях по прибору 75—95 км/ч.

График, характеризующий зависимость продолжительности по­ лета от заправки топливом при скорости по прибору 75—95 км/ч на высоте 500 м с максимальным полетным весом 3250 кГ и аэро­ навигационным запасом на 30 мин полета, показан на рис. 93.

По мере выполнения полета вес вертолета уменьшается, а по­ этому уменьшается потребная для полета мощность и часовой рас­ ход.

126