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

ную поверхность высота контролируется по радиовысотомеру, кото­ рый над водой работает точно и устойчиво.

Предпосадочный маневр начинается на высоте 15— 10 м. При этом угол тангажа увеличивается на 8— 10°, корректор поворачива­ ется вправо и незначительно увеличивается общий шаг. На высоте 8—5 м скорость должна быть 30—20 км/ч, а мощность работающего двигателя близка к взлетной. Если необходимо выполнить посадку без пробега, то высота выравнивания уменьшается до 10—7 м. При увеличении угла тангажа нельзя допускать увеличения числа оборо­ тов более 96%, так как это увеличивает нагрузки на агрегаты вин­ тов и ухудшает путевую управляемость. На высоте 4—2 м следует энергично увеличить общий шаг, чтобы в момент приземления вер­ тикальная скорость была полностью погашена. В момент увеличе­ ния общего шага и углов атаки элементов лопастей тяга винтов при примерно постоянном числе оборотов кратковременно увеличива­ ется, что обеспечит вертолету относительно мягкое приземление или приводнение.

Приземление вертолета осуществляется на основные колеса с незначительно опущенным оперением и отклоненной на себя ручкой управления на величину примерно 2/з полного хода. Если предпоса­ дочный маневр был энергичным, то перед приземлением ручка уп­ равления отклоняется от себя. После приземления разрешается отклонять ручку управления до заднего упора при расположении рычага «шаг-газ» на пятом—восьмом зубе сектора. Можно также ис­ пользовать тормоза колес шасси. После остановки вертолета для исключения опасного сближения лопастей ручка управления уста­ навливается в нейтральное положение, отклоняется вперед левая педаль и общий шаг плавно уменьшается до минимального с одно­ временным поворотом корректора влево. При такой методике пило­ тирования длина пробега составляет 0—20 м даже в штиль с макси­ мально допустимым весом.

Конструкция вертолета в корабельном варианте обеспечивает безопасную аварийную посадку на воду с наполненными баллоне­ тами при волнении моря до 3 баллов и плавучесть продолжитель­ ностью не менее 24 ч.

Имитация отказа одного двигателя в поступательном полете.

Для создания у пилота уверенности в благополучном выполнении полета с одним работающим двигателем разрешается в учебных и тренировочных полетах имитировать отказ только правого дви­ гателя, так как на левом установлен генератор постоянного тока. Двигатель не выключают, а для отработки техники пилотирования выполняют посадку с одним нормально работающим двигателем при втором задросселированном на режиме малого газа. С целью ограничения ветрикальной скорости снижения разрешается выпол­ нять имитацию отказа одного из двигателей и посадки на верто­ летах, оборудованных грузо-пассажирской кабиной, если высота полета не более 2000 м, а полетный вес — 3000 кГ. Первые учебные и тренировочные полеты должны выполняться с полетным весом не более 2400 кГ.

147

Полет по прямоугольному маршруту с посадкой на одном нор­ мально работающем двигателе рекомендуется выполнять на ров­ ной, осмотренной и обозначенной полосе размерами не менее 120x40 м, впереди которой на 10—15 м в стороны от передних флажков выставлено ограждение. Воздушные подходы должны быть открытыми. Следует помнить, что на вертолете с двумя чле­ нами экипажа создаются центровки, близкие к предельно пе­ редним; поэтому посадка должна выполняться только при встреч­

пературы наружного воздуха (чтобы обеспечить для правого двига­ теля перед дросселированием или выключением при необходимости нормальный температурный режим). Обучаемый выполняет полеты на левом сиденье, а на правом находится пилот-инструктор.

После выполнения третьего разворота и получения разрешения на посадку с одним работающим двигателем необходимо летом створки цилиндров правого двигателя полностью открыть, а зимой прикрыть в зависимости от температуры окружающей среды. Дросселирование (выключение) правого двигателя выполняют только на прямой после четвертого разворота. Для этого в зави­ симости от скорости ветра устанавливают скорость по прибору 70—90 км/ч и число оборотов несущих винтов 86%. Рекомендуемая скорость снижения — 80 км/ч. Подав команду обучаемому выдер­ живать заданный режим полета, инструктор переносит правую руку на правый рычаг «шаг-газ» двойного управления, левую — на ры­ чаг раздельного управления правого двигателя. Рычаг раздельного управления правого двигателя перемещается на защелку малого газа и одновременно корректор поворачивают вправо. Если число оборотов несущих винтов становится меньше 82%, то необходимо сохранить его величину, уменьшив общий шаг (рычаг «шаг-газ» перемещается на величину не более трети хода).

В процессе дросселирования двигателя инструктор должен быть все время готов взять управление на себя. А после дроссели­ рования двигателя сосредоточить все внимание на глиссаде сни­ жения и расчете на посадку. Разрешается выключение двигателя зажиганием на высоте не менее 150 м при температуре головок ци­ линдров не более 140° С. После выключения рычаг раздельного управления поставить в нейтральное положение. Посадка выпол­ няется аналогично посадке при отказе одного двигателя, но за­ прещается использовать тормоза колес на скорости более 5 км/ч вследствие увеличения нагрузок на передние стойки шасси. Имита­ ция отказа в зоне может выполняться одним пилотом. Для этого в установившемся горизонтальном полете скорость по прибору должна быть 70—90 км/ч, а число оборотов несущих винтов должно быть 86—88%. Для дросселирования правого двигателя пилот вы­ нужден снимать руку с ручки циклического шага. Поэтому верто­ лет должен быть сбалансирован так, чтобы при освобожденной ручке управления угол крена и угол тангажа изменялся в течение

148

3 сек не больше чем на 5 °. При обеспечении нормальной баланси­ ровки вертолета необходимо правой рукой энергично, но плавно, поставить рычаг раздельного управления правого двигателя в крайнее заднее положение и вновь перенести правую руку на руч­ ку циклического шага. Одновременно с переводом рычага раздель­ ного управления на защелку малого газа следует плавно и энер­ гично повернуть корректор вправо. При задержке число оборотов падает до 75—72%. После поворота корректора при имитации от­ каза с режима горизонтального полета или снижения число оборо­ тов несущих винтов практически восстанавливается. В дальнейшем действия пилота и ограничения такие же, как при полете с отказав­ шим двигателем.

Опасные зоны высоты и скорости. Как видно по балансу мощ­ ностей (см. рис. 99), при отказе двигателя на вертикальных режи­ мах полета или при взлете полет без снижения практически невоз­ можен.

В процессе неустановившегося движения вертолета при отка­ зе двигателя на режиме висения вертикальная скорость снижения увеличивается до тех пор, пока сопротивление вертолета в воздуш­ ном потоке не станет равным его весу (если пренебречь инерцион­ ными силами). Для вертолета Ка-26 при вертикальном снижении с одним работающим двигателем вертикальная скорость устано­ вившегося снижения составляет примерно 18 м/сек. Это, безуслов­ но, является опасным для приземления, так как, чтобы поглотить всю кинетическую энергию движения вертолета, потребуется несо­ размерно большой ход штоков амортизаторов шасси. Обычно шас­ си и конструкция вертолета рассчитываются на вертикальную ско­ рость приземления 1,8—2,5 м/сек. Чтобы обеспечить сохранность материальной части вертолета без вмешательства пилота, должна быть ограничена высота висения и вертикальных режимов полета. Если же высота отказа будет больше, то вертикальное снижение станет при отказе одного двигателя длительнее, и вертикальная скорость перед приземлением увеличится. Для вертолета Ка-26 с полетным весом, рассчитанным без учета влияния воздушной по­ душки, безопасной является высота висения до 3 м. Увеличение полетного веса вертолета приводит к росту вертикальной скорости снижения с одним работающим двигателем и поэтому безопасная высота висения у земли уменьшается. При весе, рассчитанном с использованием влияния воздушной подушки и соответствующем высоте висения 0,5 м, высота висения не должна превышать 2,5 м.

Но по балансу (см. рис. 99) видно, что уменьшение дефицита мощности и вертикальной скорости снижения при отказе одного двигателя может быть достигнуто при увеличении поступательной скорости до экономической скорости горизонтального полета. Поэтому при отказе двигателя на эксплуатационном висении или в полете на малых высотах опасная высота увеличивается, а безопас­ ная зона для полетов у земли расширяется с увеличением воздушной скорости. Но при большем полетном весе вертикальная скорость снижения и в этих случаях будет больше, а поэтому безопасная

149

Рис. 106. Опасные зоны высоты и скорости:

/ — д л я в е с а , р а с с ч и т а н н о г о с у ч е т о м в л и я н и я в о з д у ш н о й п о д у ш к и , п р и о т к а з е о д н о г о д в и ­ г а т е л я ; 2 — д л я в е с а , р а с с ч и т а н н о г о б е з у ч е т а в л и я н и я в о з д у ш н о й п о д у ш к и , п р и о т к а з е о д ­ н о г о д в и г а т е л я ; 3 — п р и о т к а з е д в у х д в и г а т е л е й •

зано.

Для вертолетов Ка-26 опасная зона висения и полета на ма­ лых скоростях в случае отказа одного из двигателей достигает примерно ПО м. При эксплуатационных висениях или в полете на больших высотах пилот имеет возможность при потере высоты увеличить поступательную скорость вертолета до величины, обес­ печивающей безопасное приземление. Величина опасной зоны на малых скоростях полета и определяет траектории взлетно-посадоч­ ных операций.

Но если значительная поступательная скорость в полете на больших высотах может обеспечить безопасное приземление, то полет с большой скоростью на малой высоте также становится опасным. В этом случае при отказе двигателя и разбалансировке вертолета у пилота может не хватить времени на то, чтобы погасить поступательную скорость и обеспечить вертолету посадочное поло­ жение. Поэтому скорость производственных полетов на авиацион­ но-химических работах не должна превышать 100 км/ч (см. рис. 106 и гл. V, § 4). Выполнение всех полетов должно обеспечивать по высоте и скорости безопасное приземление вертолета в случае отказа двигателя.

Отказ двигателя на вертикальных режимах и взлете. При вы­ полнении конкретного полетного задания допускается нахождение вертолета в опасных зонах. В этом случае, чтобы не допустить аварии при отказе двигателя, пилот применяет посадку «с подры­

150

вом», т. е. с энергичным затяжелением винта за минимальное время. И тогда при практически постоянном числе оборотов увели­ чение углов установки приведет к увеличению тяги винтов и значи­ тельному уменьшению вертикальной скорости снижения. Чем энер­ гичнее будет выполнен «подрыв», тем меньше падение числа оборо­ тов в процессе увеличения шага, а поэтому быстрее гасится вертикальная скорость снижения перед приземлением.

Наиболее эффективным считается «подрыв» продолжитель­ ностью около 0,4 сек. Но чтобы полнее использовать кинетическую энергию вращения винтов, желательно перед «подрывом» иметь возможно большее число оборотов винтов. При отказе двигателя число оборотов уменьшается и чтобы сохранить их пилот должен немедленно энергично и плавно повернуть корректор полностью вправо. При этом следует учесть, что стремление поддержать число оборотов уменьшением шага лишь усугубит положение, потому что уменьшение углов установки лопастей приведет к падению тяги винтов и увеличению вертикальной скорости снижения. А погасить вертикальную скорость перед приземлением у пилота не хватит времени.

Для уменьшения вертикальной скорости приземления при отка­ зе двигателя на малых скоростях и высотах необходимо, не допу­ ская падения числа оборотов менее минимально допустимого, перед приземлением энергично увеличить общий шаг до максимального. При этом в момент приземления углы установки должны быть максимальны. Энергичное увеличение общего шага винтов перед приземлением позволяет пилоту уменьшить вертикальную скорость примерно на 3 м/сек и вероятность поломок. Влияние подрыва на вертикальную скорость снижения практически одинаково на пло­ щадках, позволяющих использовать эффект воздушной подушки,

ипри отсутствии эффекта воздушной подушки. Это, по всей види­ мости, определяется скоротечностью процесса снижения при отка­ зе одного двигателя на вертикальных режимах полета. Но акад. Б. Н. Юрьев отмечает уменьшение вертикальной скорости сниже­ ния под действием влияния воздушной подушки [14].

Использование посадки «с подрывом» позволяет при летной эксплуатации вертолетов увеличить высоту «безопасного» висения

иполетов на малых скоростях до 10 м. В этих случаях при отказе одного двигателя и вмешательстве пилота в управление обеспечи­ вается не только сохранение жизни экипажу и пассажирам, но и

-сохранность материальной части. Если же отказ одного двигателя происходит в опасной зоне, т. е. на высотах более 10 м, то посадка «с подрывом» позволит избежать катастрофы.

Как показали исследования и расчеты, продолженный взлет с одним отказавшим двигателем на вертолете Ка-26 в большинстве случаев практически невозможен из-за недостаточного запаса мощ­ ности. Поэтому посадка «с подрывом» является основным спосо­ бом безопасного прекращения взлета при отказе одного из дви­ гателей в воздухе на малых скоростях. При отказе одного из дви­ гателей на малых скоростях и высотах в условиях острого

151

§ 2. ОТКАЗ В ПОЛЕТЕ ДВУХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Физическая сущность самовращения элемента лопасти винта. При отказе двух двигателей располагаемая мощность становится равной нулю, и дефицит мощно­ сти соответствует мощности, потребной для горизонтального полета вертолета (см. рис. 99). Вертикальная скорость снижения значительно увеличивается, и для выполнения безопасной посадки в большинстве случаев требуется использование кинетической энергии вращения несущих винтов. Но вращение винтов определяет­ ся режимами работы отдельных элементов лопастей.

Из теории воздушного винта известно, что элемент лопасти может работать в режимах статической тяги, пропеллера, нулевой тяги, торможения, авторотации и ветряка. Режимы статической тяги и пропеллера характерны для большинства элементов лопасти на режимах полета с работающими двигателями. Некоторые элементы лопасти могут работать в режиме нулевой тяги.

Для выяснения возможности самовращения элемента лопасти потребуется определить условия работы элемента на режимах торможения, авторотации и вет­ ряка.

На рис. Л показан силовой многоугольник элемента лопасти на одном из режимов полета с работающими двигателями, включая режим снижения, когда индуктивная скорость намного больше вертикальной скорости снижения. В этом случае угол атаки элемента лопасти а определяется как разность угла установ­ ки ф и угла притекания ß*:

а == 9 — ß*.

Если индуктивная скорость превосходит по величине вертикальную скорость снижения, то угол атаки элемента лопасти меньше угла установки. И при несим­ метричном обтекании элементарная аэродинамическая сила, направленная отно­ сительно потока назад и «вверх», в связанной системе координат раскладывается на элементарную силу тяги АТ и элементарную силу сопротивления враще­ нию ДQ. Положение аэродинамической силы относительно потока определяет элементарная подъемная сила А У и элементарная сила сопротивления АХ. Их ве­ личина и направление могут быть заданы коэффициентами су и сх. Зависимость c,j=f(Cx) является полярой профиля. Совместив оси графика поляры профиля с линиями действия аэродинамических сил, определяем режим работы элемента лопасти.

152

По рис. 108 можно определить, что при протекании потока через несущий винт сверху вниз во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки в плоскости враще­ ния образуется сила сопротивления вращению. Силы сопротивления вращению элементов лопасти и создают момент сопротивления вращению, который стремит­ ся уменьшить число оборотов при недостаточном крутящем моменте. При умень­ шении угла притекания и постоянном угле атаки элемента лопасти сила сопротив­ ления вращению уменьшается. Поэтому при отрицательных углах притекания, когда поток проходит через несущий винт снизу вверх, при определенных условиях сила сопротивления вращению может стать равной нулю.

Режим работы элемента лопасти, при котором отсутствует сила сопротивления вращению, называют р е ж и м о м а в т о р о т а ц и и . При работе элемента лопа­ сти на режиме авторотации число оборотов его будет постоянным, и поэтому самовращение может считаться установившимся. Условия установившегося самовращения элемента лопасти при снижении вертолета без подвода мощности к несущим винтам можно определить методом поляр.

На рис. 109 показана поляра элемента лопасти при набегании потока на плоскость вращения несущего винта снизу вверх, т. е. когда скорость воздушного потока от снижения становится больше индуктивной скорости, что может соот­ ветствовать отказу двигателей. Углы атаки элемента лопасти а/ и а " соответству­ ют режиму авторотации, их можно определить, если из начала координат опустить перпендикуляр на плоскость вращения. Область углов атаки правее секущей соответствует работе элемента лопасти на режиме торможения, т. е, когда элемент лопасти оказывает сопротивление и снижению, и вращению. В режиме торможе­ ния число оборотов элемента лопасти уменьшается, и самовращение называют замедленным. Уменьшение числа оборотов винта и тяги элементов лопастей приво­ дит к увеличению вертикальной скорости снижения, для гашения которой перед приземлением кинетической энергии вращения винта может оказаться недоста­

точно.

Область углов атаки элемента лопасти левее секущей соответствует ускорен­ ному самовращению, так как на этих углах атаки элементарная аэродинамическая сила направлена относительно оси вращения вперед по вращению и создает силу авторотации. Силовой многоугольник элемента лопасти при ускоренном самовращении (на режиме ветряка) показан на рис. 110. Но и на режиме ветряка эле­ ментарная аэродинамическая сила создает сопротивление потоку, в чем нетрудно убедиться, разложив аэродинамическую силу на составляющие относительно

потока.

Секущая, которая разделяет на поляре углы атаки профиля, соответствующие режиму ветряка и режиму торможения, направлена относительно оси ординат под углом Ѳ. Угол Ѳ является углом качества, так как этот угол образован на­ правлением полной аэродинамической и подъемной сил. На углах атаки режима

153

авторотации угол качества равен углу притекаиия, потому что это углы со взаим­ но перпендикулярными сторонами. (Подъемная сила перпендикулярна набегаю­ щему потоку, а аэродинамическая сила — плоскости вращения. Величина угла установки (см. рис. 109), потребного для выполнения режима авторотации, равна разности углов атаки и притекания:

<р= а — ß*, или <f = а — Ѳ.

Разность между углом атаки и углом качества называют запасом самовращения. Таким образом, если угол установки элемента лопасти равен запасу само-

При переходе с постоянным углом установки на углы атаки режима тормо­ жения угол качества значительно увеличивается и замедленному самовращению соответствует неравенство

9^> а-— Ѳ.

Анализ самовращения элемента лопасти может быть проведен и по графику

запаса самовращения.

График запаса самовращения — это зависимость запаса самовращения от угла атаки. Величина запаса самовращения при приближенной оценке может быть

Сх р

определена по поляре (см. рис. 2), так как Ѳ— a r c t g -------. Общий вид графика

СУ

запаса самовращения профиля изображен на рис. 111.

При увеличении угла атаки от угла атаки нулевой подъемной силы до наивы­ годнейшего угол качества уменьшается и запас самовращения увеличивается. Дальнейшее увеличение угла атаки сопровождается ростом угла качества. Но пока увеличение угла качества менее значительно, чем рассматриваемое изменение угла атаки, запас самовращения продолжает увеличиваться. Если же темп роста запаса самовращения уменьшится, то, достигнув максимума на некотором угле атаки, запас самовращения в дальнейшем вследствие значительного увеличения про­ фильного сопротивления и угла качества начнет уменьшаться. Особенно умень­ шается запас самовращения при развитии на профиле срыва потока.

Рис. ПО. Силовой многоРис. 111. Зависимость запаса самовращения угольник элемента лопаот угла атаки сти при ускоренном самовращепии

154

По графику запаса самовращения вид­ но, что при максимальном конструктивном угле -установки фшаж у некоторого элемен­ та лопасти максимальный запас самовраще­ ния меньше угла установки, а поэтому самовращение будет замедленным. Для выпол­ нения установившегося -самовращения нуж­ но, чтобы угол установки был равен запасу самовращения:

вследствие атмосферной турбулентности запас самовращения станет меньше уг­ ла установки, а следовательно, число оборотов уменьшится и это приведет к еще большему увеличению углов атаки и уменьшению числа оборотов. Такая же зако­ номерность будет проявляться на всех углах атаки нисходящей части графика за­ паса самовращения, поэтому эти углы атаки элемента лопасти на эксплуатацион­ ных режимах недопустимы.

При постоянном угле установки угол атаки элемента лопасти на снижении в прямом потоке определяется скоростью осевого потока Ѵі = Ѵ і — Ѵу и окружного потока (і >г .

На рис. 112 показано, что увеличение окружной скорости вызывает уменьше­ ние угла атаки, а увеличение скорости осевого потока снизу вызывает рост угла атаки элемента лопасти. Следовательно, для получения устойчивого установивше­ гося самовращения у конкретного элемента лопасти в прямом потоке должно существовать определенное соотношение между числом оборотов и вертикальной скоростью снижения.

В косом потоке свойства самовращения элемента лопасти принципиально не изменяются. Но в различных азимутальных положениях изменяется скорость эффективного воздушного потока в плоскости вращения, и это эквивалентно изменению скорости окружного потока. Если не учитывать маховых движений лопастей, то у наступающего на поток элемента лопасти угол атаки уменьшается при увеличении потока в плоскости вращения, а у отступающего элемента — на­ оборот, увеличивается. Чем меньше относительный радиус элемента лопасти и число оборотов винта, тем меньше окружная скорость и больше углы атаки эле­ мента лопасти.

При взмахе лопасти вниз углы атаки элемента лопасти дополнительно уве­ личатся. Увеличение же относительного радиуса элемента лопасти приведет к еще большему изменению угла атаки при взмахе, и различные элементы лопасти ра­ ботают в разных условиях. Геометрическая крутка лопастей и компоновка их из профилей с различной относительной толщиной дополнительно изменяют запасы и свойства самовращения. В этих случаях некоторые элементы лопасти будут иметь силу авторотации, а некоторые — силу сопротивления вращению. И только когда суммарный момент лопасти от сил авторотации и сил сопротивления вра­ щению станет равным нулю, самовращение лопасти будет установившимся (если пренебречь трением в трансмиссии и инерционными силами).

Самовращение несущих винтов. В прямом потоке условия работы и свойства самовращения всех лопастей одного винта одинаковы. И если элементы лопасти, работающие в режиме ветряка, создадут момент, уравновешивающий момент от трения трансмиссии и момент сопротивления вращению от элементов лопасти, работающих в режиме торможения, то число оборотов винта будет постоянным. У винта, работающего в косом потоке, свойства самовращения лопастей в раз­ личных азимутальных положениях различаются. Но если будет соблюдаться усло-

155

вне установившегося самовращения в прямом потоке, то и в косом потоке число оборотов винта будет постоянным. Если же моменты сопротивления вращению и трения в трансмиссии будут меньше ускоряющего момента элементов лопастей на режиме ветряка, то число оборотов винта увеличится. И, наоборот, при уменьше­ нии ускоряющего момента число оборотов будет уменьшаться.

У соосных несущих винтов при снижении с отказавшими двига­ телями нижний винт работает на больших конструктивных углах атаки, чем верхний, работающий в потоке от нижнего винта. Поэто­ му и углы атаки элементов лопастей нижнего винта больше, чем верхнего. Следовательно, при постоянном угле установки в реко­ мендуемом диапазоне углов атаки свойства самовращения элемен­ та лопасти верхнего винта будут хуже, чем у такого же элемента нижнего винта (см. рис. 111). На вертолете Ка-26 конструктивные утлы установки нижнего винта на 2° больше, чем у верхнего, и это также в большинстве случаев определяет различные запасы само­ вращения элементов лопастей соосных винтов. Но соосные винты, вращаясь в разные стороны, имеют общую трансмиссию, поэтому избыток вращающего момента одного из винтов должен расходо­ ваться на гашение тормозящего момента другого винта. И в этом случае представляет интерес путевая балансировка вертолета, нее она будет рассмотрена отдельно.

Переход на режим самовращения несущих винтов. Как отмеча­ лось, при полном отказе двух двигателей число оборотов несущих винтов резко уменьшается, а вертикальная скорость снижения уве­ личивается. При этом увеличение углов атаки до допустимых при набегании воздушного потока на элементы лопасти снизу приво­ дит к росту запаса самовращения. Уменьшение числа оборотов винтов вызывает также уменьшение центробежных сил, увеличение угла взмаха, и под действием поводковой компенсации углы уста­ новки лопастей автоматически уменьшаются. Уменьшение углов установки лопастей и увеличение углов атаки элементов лопасти способствуют улучшению их свойств самовращения. Но пилот не имеет информации о величине запаса самовращения, а уменьшение углов установки лопастей незначительно, поэтому чтобы число обо­ ротов не было меньше минимально допустимого, при отказе двига­ телей на рекомендуемых скоростях и наличии достаточной высоты необходимо немедленно энергично, но плавно, уменьшить общий шаг до минимального. Допускается после отказа двигателей паде­ ние числа оборотов несущих винтов до, 75—72% в течение не более 5 сек. Сохранение высоких оборотов несущих винтов обеспечит за­ пас кинетической энергии вращения, необходимый для уменьшения вертикальной скорости снижения перед приземлением. Кроме того, падение оборотов меньше минимально допустимых приведет к та­ кому уменьшению центробежных сил и увеличению углов взмаха, что уменьшится эффективная ометаемая поверхность конусов вра­ щения винтов и значительно увеличится вертикальная скорость снижений. При определенных условиях может возникнуть и опас­ ное сближение лопастей, а рост вертикальной скорости снижения и уменьшение оборотов создаст у корневых элементов лопастей углы

156