при невозможности указанного смещения назад — уходом на второй круг и повторным заходом на посадку.
ОСОБЫЕ СИТУАЦИИ С НЕИСПРАВНЫМ ВЕРТОЛЕТОМ
ОТКАЗ ОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Возможные причины полного отказа одного двигателя в полете:
обгорание лопаток турбины вследствие отключения или отказа системы ограничения температуры газов перед турбиной;
заклинивание ротора турбокомпрессора в результате повреждения (разрушения) лопаток компрессора или турбины, а также разрушения подшипников опор ротора;
выключение двигателя системой автоматического управления из-за разрушения деталей главного привода двигателя или привода регулятора частоты вращения свободной турбины;
самовыключение в результате обледенения входного устройства, помпажа, полета в интенсивных ливневых осадках или попадания постороннего предмета в газовоздушный тракт;
- ошибочное выключение членами экипажа исправного двигателя.
Кроме того, двигатель может быть аварийно выключен экипажем в полете или на земле в следующих случаях:
при резком падении давления масла в двигателе ниже установленного значения;
при увеличении температуры газов перед турбиной компрессора выше нормы;
при резком самопроизвольном уменьшении частоты вращения ротора турбокомпрессора;
при появлении значительной тряски двигателя;
при сильном выбивании пламени из выхлопной трубы;
при появлении опасной в пожарном отношении течи топлива или масла;
при возникновении пожара в отсеке двигателя;
при обнаружении признаков помпажа;
при загорании светосигнального табло (лампочки) сигнализатора металлической стружки в маслосистеме двигателя.
В случае отказа одного из регуляторов системы автоматического управления силовой установки исправный двигатель становится по существу неуправляемым, что также создает ОС.
Основные закономерности динамической реакции вертолета:
при полном отказе или выключении (самовыключении) двигателя его мощность и соответственно создаваемый им реактивный момент •уменьшаются почти до нуля примерно за 1 с (рис. 4.1).;
в течение 1...2 с после отказа двигателя основные кинематические параметры движения вертолета и соответственно положение продольно-поперечного и путевого управления, а также потребный крутящий момент НВ и тяга РВ сохраняются близкими к исходным балансировочным значениям;
в результате действия указанных факторов полный отказ двигателя сопровождается уменьшением частоты вращения НВ и возникновением несбалансированного момента тяги РВ, вызывающего разворот и рывок вертолета вправо по курсу;
интенсивность указанной разбалансировки по частоте вращения НВ и боковому движению вертолета зависит от режима работы его силовой установки в момент отказа двигателя, определяемого, в свою очередь, полетной массой, скоростью и высотой полета, а также температурой наружного воздуха. Чем выше исходный режим работы силовой установки, тем значительнее разбалансировка;
наиболее быстрое и глубокое уменьшение частоты вращения НВ при прочих равных условиях наблюдается у вертолетов типов Ми-26 и Ка-32, имеющих сравнительно легкий и малоинерционный во вращении НВ со стеклопластиковыми лопастями;
система автоматического управления силовой установки выводит работающий двигатель на повышенный режим работы вплоть до взлетного для поддержания заданной частоты вращения НВ.
Признаки полного отказа одного двигателя, таким образом, следующие:
резкое уменьшение, вплоть до околонулевых значений, частоты вращения турбокомпрессора, давления воздуха за компрессором и температуры газов перед турбиной компрессора, давления топлива и масла отказавшего двигателя,
увеличение, вплоть до околовзлетных значений, частоты вращения турбокомпрессора, давления воздуха за компрессором, температуры газов, давления топлива и масла второго исправного двигателя;
уменьшение частоты вращения НВ, наиболее значительное и опасное на взлетно-посадочных режимах (рис. 4.2);
разбалансировка вертолета, проявляющаяся как рывок вправо и «клевок» вниз;
уменьшение уровня шума в пилотской кабине, характерный звук останавливающегося турбокомпрессора;
световая и речевая сигнализация об отказе двигателя.
Включенный автопилот демпфирует и стабилизирует изменение углового положения вертолета по тангажу и крену, что значительно облегчает задачу пилота, но не исключает необходимости его незамедлительных и грамотных действий.
Закономерности восприятия пилотом данной ОС:
разбалансировка (рывок вправо) вертолета и изменение звукового фона работы двигателей, обладая достаточно высоким привлекающим эффектом, являются основным признаком отказа двигателя;
указанные признаки недостаточны для полной и однозначной идентификации ОС; например, уменьшение уровня шума в пилотской кабине может быть следствием не отказа двигателя, а выключения кондиционера, рывок вправо может быть вызван отказом автопилота;
подтверждение предположения об отказе двигателя обеспечивается комплексным анализом показаний приборов контроля работы силовой установки;
световой сигнал отказа двигателя в большинстве случаев экипажем не воспринимается;
время запаздывания обращения пилота к приборам с момента возникновения отказа двигателя по акцелерационному ощущению линейного и углового ускорений бокового движения вертолета и слуховому ощущению изменения уровня шума в кабине составляет 0,2...1 с (меньшие цифры относятся, как правило, к режиму висения, большие—к режиму крейсерского полета);
продолжительность считывания показаний одного стрелочного прибора составляет 0,4...1,5 с;
общее время запаздывания вмешательства пилота в управление при отказе одного двигателя, выключающее продолжительность акцелерационных и слуховых ощущений, считывания показаний соответствующих приборов и переноса взгляда с одного прибора на другой, переработки информации и принятия решения, составляет 0,3...5 с (меньшие цифры соответствуют выполнению висения на взлетном режиме работы двигателей, большие — горизонтальному полету на крейсерском режиме работы двигателей);
перемещение вниз рычага «шаг—газ» осуществляется в рассматриваемой ОС, как правило, за 0,5...0,8 с.
Отказ САУ двигателя в полете проявляется в отклонении от. расчетных значений или колебаниях частоты вращения турбокомпрессора и НВ, особенно при перемещениях рычага «шаг—газ»,
и обычно не приводит к существенным изменениям параметров режима полета вертолета.
Рекомендуемый характер управляющих действий пилота определяется главным образом режимом полета вертолета в момент отказа двигателя. Критическими для рассматриваемой ОС являются режимы висения и подлетов (перемещений) вертолета вблизи земли. Действительно, с малой высоты, не превышающей 5...7 м, невозможно выполнить разгон и предпосадочный маневр, поэтому вынужденная посадка может быть осуществлена только при вертикальном снижении. Наоборот, режим горизонтального полета с крейсерской скоростью характеризуется сравнительно небольшой разбалансировкой вертолета, легко парируемой автопилотом и пилотом.
Таким образом, управляющие действия пилота при полном отказе одного двигателя на различных режимах полета вертолета должны быть в общих чертах следующими.
1. Висение на высоте не более 5...7 м от колес до поверхности земли:
парирование разворота и смещения вертолета вправо отклонением левой педали и ручки управления влево;
гашение вертикальной скорости снижения вертолета отклонением вверх рычага «шаг—газ»;
после приземления перемещение рычага «шаг—газ» вниз до упора.
2. Висение или перемещение на малой высоте 7...15 м:
парирование боковой разбалансировки вертолета;
уменьшение общего шага НВ на 2...4° для сохранения частоты
и кинетической энергии вращения НВ;
резкое кратковременное увеличение общего шага («подрыв») НВ
перед приземлением;
после приземления перемещение рычага «шаг—газ» вниз до
упора.
3. Полет на взлетно-посадочных режимах со скоростью 30...60 км/ч на высоте 10...30 м:
парирование боковой разбалансировки вертолета;
уменьшение общего шага НВ на 1...30 для поддержания частоты вращения НВ не ниже минимально допустимой;
отклонение ручки управления на (от) себя для придания вертолету посадочного угла тангажа;
при достижении высоты 3...5 м энергичное отклонение рычага «шаг—газ» вверх до упора для гашения вертикальной скорости снижения;
приземление вертолета по-самолетному на колеса основных опор;
отклонение ручки управления от себя на 1/3…1/4 хода для опускания передней опоры и рычага «шаг—газ» вниз до упора;
применение тормозов колес для остановки вертолета на площадке.
4. Полет по маршруту на высоте более 100 м:
уменьшение общего шага НВ на величину, необходимую для поддержания номинальной частоты вращения НВ;
парирование боковой разбалансировки вертолета;
разгон или торможение (в зависимости от исходной скорости полета при отказе двигателя) для достижения наивыгоднейшей или близкой к ней экономической скорости;
оценка возможности продолжения горизонтального полета до аэродрома посадки или подбор с воздуха подходящей площадки для выполнения вынужденной посадки;
выполнение посадки по-самолетному, по возможности с коротким пробегом на выбранную площадку, бдительное слежение при этом за частотой вращения НВ.
Необходимо соблюдать перечисленную последовательность управляющих действий. В частности нельзя отклонять ручку управления от себя для перевода вертолета на разгон до установления рекомендуемой частоты вращения НВ во избежание опасного «провала» частоты вращения НВ, а вслед за этим — и самого вертолета.
Во всех случаях обнаружения отказа одного двигателя членам экипажа необходимо:
оба рычага раздельного управления двигателями перевести вверх до упора;
закрыть кран останова и пожарный кран отказавшего двигателя;
выключить пылезащитное устройство, систему кондиционирования воздуха и противообледенительную систему (последнюю после выхода вертолета из зоны обледенения);
сбросить груз с внешней подвески в безопасной зоне;
после приземления закрыть кран останова и пожарный кран исправного двигателя..
При этом важно иметь в виду следующее:
запуск в полете отказавшего двигателя запрещается, кроме случаев самовыключения двигателя при полете вертолета в условиях обледенения, сильного снегопада и дождя; \
полет с одним выключенным двигателем разрешается выполнять при работе второго двигателя на взлетном режиме в течение 30...60 мин, после чего этот двигатель подлежит отстранению от эксплуатации.
Отметим некоторые принципиальные особенности рассматриваемой ОС.
Возможность продолжения полета с одним выключенным двигателем определяется сочетанием значений энерговооруженности (отношением взлетной мощности двигателей к нормальной полетной массе вертолета), а также параметров режима его полета и атмосферных условий в момент выключения двигателя (рис. 4.3). Увеличение полетной массы, высоты полета, температуры наружного воздуха, отбор дополнительной мощности на функционирование противообледенительной системы и системы кондиционирования воздуха сужают или вообще исключают эту возможность.
При отказе двигателя в процессе выполнения взлета и набора высоты в зависимости от сочетания указанных факторов возможны следующие варианты развития ОС:
продолженный взлет для последующего захода на посадку на вертолете, который по своей энерговооруженности и конкретному значению полетной массы может быть согласно нормам летной годности отнесен к так называемой высшей категории;
прерванный взлет с разворотом, возвращением и посадкой на исходную площадку на вертолете, который по указанным характеристикам может быть отнесен к первой категории;
прерванный взлет с посадкой перед собой на неподготовленную площадку на вертолете, который по указанным характеристикам относится ко второй категории.
Отмеченная классификация вертолетов, используемая в основном при их сертификации, достаточно условна в практике летной эксплуатации, так как один и тот же вертолет может относиться и к высшей, и к второй категории в зависимости от своей загрузки (полетной массы), условий базирования (барометрической высоты. взлетной площадки) и атмосферных условий (температуры и влажности наружного воздуха). Соответственно конкретный характер развития рассматриваемой ОС определяется энергетической возможностью вертолета выполнить после отказа двигателя предпоса-дочный маневр по траектории, обеспечивающей исключение столкновения с наземными препятствиями.
Предпосадочный маневр вертолета с отказавшим двигателем в большинстве случаев включает в себя разгон и (или) торможение, выполнение которых определяется следующими факторами.
Темп разгона вертолета после отказа двигателя на взлете или малых скоростях полета оказывает существенное влияние на потерю высоты в процессе выполнения предпосадочного маневра— при разгоне с максимально возможным темпом и углом тангажа на пикирование q—(15.-.20°) потеря высоты почти вдвое меньше, чем при разгоне с малым темпом и углом тангажа q —(5...10°). Выполнение такого энергичного предпосадочного маневра с отказавшим двигателем на малой высоте весьма сложно и опасно, поэтому целесообразно выдерживать средний темп разгона с умеренным углом тангажа q —(10...15°), что облегчает последующее торможение и выравнивание вертолета перед «подрывом» общего шага НВ и приземлением.
Чем больше темп торможения вертолета, тем меньше вертикальная скорость снижения к моменту приземления благодаря увеличению частоты вращения и эффективности «подрыва» общего шага НВ. Вместе с тем значительное увеличение угла тангажа в начальный момент торможения может привести к касанию земли хвостовой опорой и затруднить пилоту видимость места приземления.
Таким образом, предпосадочный маневр рекомендуется выполнять энергично, что позволяет эффективно использовать кинетическую энергию движения вертолета и НВ, работающего на околосрывных режимах, но вместе с тем в пределах установленных летных ограничений по углу тангажа, нормальной перегрузке, частоте вращения НВ, что позволяет избежать опасных ошибок в технике пилотирования.
«Подрыв» общего шага НВ характеризуется следующими особенностями:
для эффективного гашения вертикальной скорости снижения вертолета темп «подрыва» должен быть близок к максимальному, обеспечивающемуся гидроусилителем общего шага, что ощущается пилотом по возрастанию усилия на рычаге «шаг—газ»;
после «подрыва» общего шага НВ до упора увеличение вертикальной скорости снижения прекращается, некоторое время она уменьшается вплоть до минимального значения и затем вновь возрастает, но уже с большим темпом, чем сразу после отказа двигателя, вследствие значительного уменьшения частоты вращения НВ (рис. 4.4);
высота начала «подрыва» выбрана правильно, если в момент касания вертолетом земли вертикальная скорость достигает своего минимального значения (кривая 2);
преждевременный (кривая 1) или запоздалый (кривая 3) «подрыв» общего шага приводит к существенному увеличению вертикальной скорости в момент приземления по сравнению с Vymin;
наибольшее уменьшение вертикальной скорости снижения вертолета вследствие «подрыва» - общего шага НВ составляет 2... 4 м/с (рис. 4 5);
общая закономерность эффективности «подрыва» общего шага НВ на различной высоте Nподр при отказе двигателя на различной высоте висения Нвис выражается соотношением Нподр=0,6Нвис;
при выполнении указанного оптимального соотношения возможно уменьшение к моменту приземления вертикальной скорости снижения до 0...1 м/с при отказе двигателя на высоте висения вертолета 3...6 м и до 1,5..2,5 м/с при высоте висения м.
Безопасность полета вертолета в полной мере гарантирована только при отказе двигателя вне опасных приземных зон (рис. 4.6), границы которых в координатах «высота—скорость» определяются следующими основными факторами:
нижняя граница зоны А — предельным значением высоты висения или перемещения на малой скорости, с которой возможна безопасная посадка вертолета после отказа двигателя с вертикальной скоростью в момент приземления не более 2,5 м/с по условиям рабо-тоемкости и прочности шасси;
верхняя граница зоны А — запасом (потерей) высоты при разгоне вертолета с режима висения или перемещения на малой скорости после, отказа двигателя;
правая граница зоны А — значениями скорости планирования 40 км/ч и допустимой вертикальной скорости в момент приземления 2,5 м/с, когда исключается попадание вертолета в зону режимов вихревого кольца и обеспечиваются устойчивые показания указателя скорости;
границы зоны Б — запаздыванием САУ силовой установки в увеличении мощности исправного двигателя и указанных ранее управляющих действий пилота, которые могут вызвать недопустимое снижение вертолета и его столкновение с землей.
Значительное влияние на положение рассматриваемых границ опасных, приземных зон оказывают:
полетная масса вертолета, например при ее уменьшении примерно на 10 %-безопасная высота висения (нижняя граница зоны А) возрастает почти вдвое;
частота вращения НВ в момент отказа двигателя., например при ее уменьшении на 3 % высота без уменьшается на 20...30 %.
глубина «подрыва» общего шага, определяемая отношением значений частоты вращения НВ в моменты отказа двигателя и приземления вертолета w=wо/wк, например при уменьшении о на 5 % Нбез уменьшается на 40...60 %;
запаздывание tп вмешательства пилота в управление общим шагом, например при уменьшении tп с 1 до 0,5 с Нбез возрастает на 15...25 %;
темп разгона вертолета после отказа двигателя на висении или малых скоростях полета, определяющий положение верхней границы зоны А (рис. 4.7);
работоспособность и прочность шасси вертолета, например при увеличении допустимой вертикальной скорости в момент приземления с 2,5 до 3,5 .м/с //без возрастает почти в 1,5 раза.
Характерные ошибки экипажа в рассматриваемой ОС связаны главным образом с неадекватными представлениями об особенностях функционирования САУ силовой установкой проявляются следующим образом.
1. В случае отказа (выключения) одного двигателя и запаздывания соответствующей реакции пилота, когда частота вращения НВ энергично уменьшается до значений менее допустимых, пилот
переводит вверх до упора рычаг раздельного управления работающего двигателя и отклоняет вниз рычаг «шаг—г. аз» не на 1. 3°, как это рекомендуется, а также до упора с целью скорейшего восстановления частоты вращения НВ. Обнаружив, однако, что работающий двигатель не выходит на взлетный режим (вяло изменяет или даже практически вообще не изменяет исходный режим работы), пилот полагает, что произошел отказ не только одного двигателя, но и системы автоматического управления вторым двигателем. При этом он по команде диспетчера или самостоятельно принимает решение о выполнении вынужденной посадки на режиме самовращения НВ, безопасность которой, как правило, не обеспечивается.
Ошибка пилота, помимо отмеченного запаздывания его реакции на отказ двигателя и «упущения» частоты вращения НВ, заключается в ложном представлении, что перевод вверх до упора рычага раздельного управления исправного двигателя должен всегда сопровождаться повышением режима его работы вплоть до взлетного. В действительности же перевод вверх рычага раздельного управления хотя и является необходимым условием повышения режима работы двигателя вплоть до взлетного при малом значении общего шага НВ, но сам по себе этот режим отнюдь не определяет. В частности, при планировании вертолета на режиме самовращения НВ, когда общий шаг НВ минимален, а исправный двигатель работает при правой коррекции, соотношение потребной и располагаемой мощностей обычно таково, что исходная мощность двигателя при его работе на крейсерском, например, режиме оказывается достаточной для поддержания заданной стабилизированной частоты вращения НВ при интенсивном планировании вертолета, что и обеспечивается вполне исправной системой автоматического управления. Поэтому при переводе вверх рычага раздельного управления частота вращения ротора турбокомпрессора работающего двигателя может практически не возрасти — для этого следовало бы увеличить общий шаг НВ и выполнять не планирование на режиме самовращения НВ с весьма сложной посадкой «перед собой», а существенно более безопасный полет с одним работающим на взлетном режиме двигателем и посадкой на подобранную с воздуха подходящую площадку.
2. В случае отказа привода регулятора частоты вращения свободной турбины одного из двигателей этот двигатель самопроизвольно увеличивает режим работы, как правило, до взлетного. При этом исправный регулятор частоты вращения второго двигателя соответственно уменьшает режим его работы вплоть до полетного малого газа для поддержания стабилизированной частоты вращения НВ, в результате чего образуется «вилка» в значениях частоты вращения роторов турбокомпрессоров обоих двигателей, достигающая 15...20 % (чем ниже был исходный режим работы двигателей, тем больше указанная «вилка»).
В этой ОС пилот принимает исправный двигатель, работающий на режиме малого газа, за отказавший и ошибочно выключает его Понятно, что это существенно усложняет ситуацию, дальнейший полет выполняется не просто с одним, а с одним неисправным двигателем Другой возможной ошибкой является попытка ликвидировать рассматриваемую «вилку» отклонением вниз до упора рычага «шаг-*-газ», сопровождаемым, естественно, «раскруткой» НВ Если эта «раскрутка» не будет незамедлительно парирована увеличением общего шага и вертолет перейдет в интенсивное снижение, частота вращения НВ может достигнуть такого критического значения, когда сработает система защиты свободной турбины от раскрутки и автоматически выключит оба двигателя
Поскольку отказы одного двигателя возникают в практике летной эксплуатации вертолетов всех типов сравнительно часто, при обучении и подготовке летного состава осуществляются систематические наземный тренаж и учебные полеты по отработке техники пилотирования в данной ОС
ОТКАЗ ДВУХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Основная причина возможного полного одновременного отказа (выключения) двух двигателей — прекращение подачи топлива вследствие:
полной выработки топлива, обусловленной неправильным расчетом полета и отсутствием контроля за работой топливной системы в полете,
негерметичности расходного топливного бака или трубопроводов;
засорения (закупорки) фильтроэлементов тонкой очистки желеобразной массой или кристаллами льда,
закупорки дренажной системы посторонними предметами и смятия расходного бака атмосферным давлением,
залипания золотниковых пар насосов-регуляторов продуктами преобразования водных жидкофазных осадков
Кроме того, рассматриваемая ОС может возникнуть вследствие. обледенения входных устройств двигателей, попадания во входные устройства множества посторонних 'предметов (например, стаи птиц), попадания вертолета в сильные ливневые осадки или зону работы дождевальной установки (при полете на высотем), постепенное накопление свободной воды в несливаемой полости расходного бака, которая, будучи подвижной, при эволюциях вертолета может поступить на вход в подкачивающие насосы
Таким образом, помимо достаточно очевидных причин возникновения данной ОС, существуют менее известные причины, связанные с отрицательным воздействием находящихся в топливе воды, водных жидкофазных и желеобразных осадков на жизненно важные элементы топливной системы вертолетов Подобные отказные со-
стояния топливной системы, возникают, естественно, в осенне-зимний период эксплуатации, а основным фактором, способствующим их возникновению, является несоблюдение установленной нормы добавления противоводокристаллизационной жидкости в топливо:
при недостаточном содержании этой жидкости наблюдается, как правило, образование кристаллов льда, а при ее избыточном содержании — интенсификация процесса образования жидкофазных и желеобразных осадков в топливе. Некондиционность топлива может быть вызвана также заправкой ЛА без отстаивания топлива, попаданием грунтовых вод и других загрязнений в трубопроводы централизованной заправки и т. п. нарушениями.
Признаки полного отказа двух двигателей:
резкая разбалансировка вертолета (разворот и рывок вправо, пикирование и снижение, кренение вправо);
быстрое падение до околонулевых значений частоты вращения роторов трубокомпрессоров, температуры газов перед турбиной, давления топлива и масла двигателей;
значительное уменьшение частоты вращения НВ;
при уменьшении частоты вращения НВ ниже 80...85 % выключение генераторов и автопилота, сопровождаемое дополнительной разбалансировкой вертолета;
качественное изменение уровня шума в пилотской кабине.
Отмеченные признаки проявляются весьма интенсивно и определенно, не оставляя у экипажа сомнений относительно возникшей ОС, поэтому запаздывание вмешательства пилота в управление, как правило, сводится к минимуму и не превышает 1 с.
Общие закономерности поведения вертолета:
муфта свободного хода автоматически отключает отказавшие двигатели от трансмиссии, обеспечивая продолжение вращения НВ по инерции;
в результате полного рассогласования потребной и располагаемой мощностей частота вращения и соответственно тяга НВ начинают быстро уменьшаться, что вызывает интенсивное снижение вертолета;
наибольший темп уменьшения частоты вращения НВ в рассматриваемой ОС наблюдается у вертолетов типов Ми-26 и Ка-32, имеющих сравнительно «легкий», малоинерционный НВ со стеклопластиковыми лопастями и соответственно сравнительно небольшую кинетическую энергию его вращения;
при прочих равных условиях наибольшая вертикальная скорость | снижения с выключенными двигателями наблюдается также у вертолетов типов Ми-26 и Ка-32, имеющих сравнительно большую удельную нагрузку p==G/nR2 на сметаемую несущим винтом площадь;
уменьшение частоты вращения НВ на 10...15 % сопровождается выключением генераторов электроснабжения и автопилота, существенным уменьшением производительности гидронасосов и аэродинамической эффективности несущего и рулевого винтов, что значительно усложняет ОС, особенно при полете в условиях обледенения;
предотвращение опасного развития данной аварийной ситуации обеспечивается только при незамедлительном переводе НВ на режим устойчивого самовращения путем отклонения пилотом рычага «шаг—газ» вниз до упора и последующего поддержания рычагом «шаг—газ» частоты вращения НВ в рекомендуемом диапазоне (см. рис. 1.25);
отказ двух двигателей при нахождении вертолета на режиме висения или подлета (перемещения) на высоте 3...10 м неизбежно сопровождается грубым приземлением и поломкой вертолета.
Рекомендуемый характер управляющих действий экипажа:
сбалансировать вертолет ручкой и педалями управления;
выключить двигатели кранами останова, подкачивающие и перекачивающие топливные насосы, закрыть пожарные краны;
при полете вертолета с достаточно большой (крейсерской) скоростью незамедлительно выполнить торможение скорости путем отклонения ручки управления на себя с целью перехода на наивыгоднейшую скорость планирования и поддержания частоты вращения НВ ближе к верхнему пределу рекомендуемого диапазона. Указанное управляющее действие наиболее эффективно при V > 200 км/ч и не требует значительного увеличения угла тангажа. При V<150 км/ч даже сравнительно большой темп торможения оказывает незначительное влияние на уменьшение вертикальной скорости снижения и просадки вертолета, поэтому сильное «задирание носа» ЛА лишь осложнит технику пилотирования и ухудшит видимость;
при полете с достаточно малой (минимальной) скоростью незамедлительно выполнить разгон скорости путем отклонения ручки управления от себя с целью перехода на наивыгоднейшую скорость планирования. Указанное управляющее действие должно обеспечить, с одной стороны, желательно больший темп разгона и соответственно меньшую потерю высоты и, с другой стороны, сохранение частоты вращения НВ вблизи нижнего предела рекомендуемого диапазона;
при отказе двигателей на малой высоте 300...100 м пилот должен выполнять вынужденную посадку прямо перед собой даже на неподготовленную площадку;
при наличии достаточного запаса высоты возможен подбор с воздуха подходящей площадки и предпосадочное маневрирование с учетом направления и скорости ветра;
развороты при планировании можно выполнять в любую сторону с углом крена не более 15...20°, по возможности без скольжения При этом следует иметь в виду, что эффективность управления на режиме самовращения НВ заметно ниже, чем при работающих двигателях, особенно эффективность путевого управления вертолета
соосной схемы, а ввод в разворот сопровождается увеличением вертикальной скорости снижения и кратковременно частоты вращения НВ.
Выполнение вынужденной посадки с выключенными двигателями осуществляется в общих чертах следующим образом:
на высоте 30...20 м и скорости 70...50 км/ч начинается плавное уменьшение угла тангажа путем отклонения ручки управления от себя;
с высоты 20...15 м осуществляется гашение вертикальной скорости снижения путем быстрого и непрерывного увеличения общего шага НВ с темпом 6...10°/с так, чтобы непосредственно перед приземлением (на высоте примерно 0,5 м от колес до поверхности земли) шаг был максимальным;
на высоте 6...3 м от колес до поверхности земли плавным незначительным отклонением ручки. управления от себя создается посадочный угол тангажа для приземления вертолета на колеса основных опор;
после приземления плавным отклонением ручки управления от себя производят опускание вертолета на колеса передней опоры, после чего незамедлительно уменьшают общий шаг НВ до минимального значения;
для уменьшения длины пробега используют тормоза колес.
Изложенная техника пилотирования (рис. 4.8) типична при выполнении вынужденной посадки на ВПП или подготовленную площадку.
При необходимости выполнения вынужденной посадки на лес желательно выбрать наиболее ровный участок леса с расстоянием между стволами деревьев не более 10...15 м, избегая отдельно стоящих больших деревьев. Если лес достаточно высокий, за поверхность «приземления» следует принимать уровень верхушек деревьев; если же высота леса (подлеска) не превышает 4...5 м, за поверхность приземления нужно принимать землю.
При посадке на высокий лес целесообразно использовать его амортизирующие возможности и вмёсте с тем избежать «протыкания» вертолета отдельными стволами. С этой целью окончательное гашение поступательной и вертикальной скоростей осуществляется отклонением ручки управления на себя и энергичным увеличением общего шага НВ до максимального значения («подрывом») в момент касания фюзеляжем верхушек деревьев.
Такая техника пилотирования позволяет, как правило, «уложить» вертолет на подрубленные и подмятые деревья в положении, близком к горизонтальному, и уменьшить травмирования членов экипажа и пассажиров.
Если вынужденную посадку с выключенными двигателями приходится выполнять на площадку ограниченных размеров, со сложным рельефом и препятствиями, благополучный исход ОС может быть обеспечен только путем сокращения до минимума длины пробега вертолета.
Вынужденная посадка с коротким пробегом осуществляется следующим образом:
более энергичным торможением поступательной скорости в процессе предпосадочного планирования;
при достижении высоты 60...40 м и скорости 55...45 км/ч энергичным увеличением угла тангажа на 15...20° отклонением ручки управления на себя;
при достижении высоты 30...20 м резким «подрывом» общего шага НВ на 3...60 за 0,2...0,5с с последующим увеличением до максимального значения к моменту приземления;
перед приземлением приданием вертолету посадочного угла тангажа плавным отклонением ручки управления от себя во избежание касания земли хвостовой опорой;
после приземления на основные опоры и опускания вертолета;
на переднюю опору уменьшением общего шага НВ не до минимального, а до значения 6...8°;
торможением пробега с помощью НВ путем отклонения ручки управления на себя на ½…2/3 полного хода, а также использованием тормозов колес;
парированием возникающих в процессе движения вертолета по земле разворачивающего и крепящего моментов соразмерными отклонениями педалей и ручки управления;
после полной остановки вертолета отклонением ручки управления от себя в нейтральное положение и плавным, за 3...5 с уменьшением общего шага НВ до минимального значения.
Изложенная техника пилотирования позволяет сократить длину пробега вертолета типа Ми-8 до 10...15 м, т. е. нескольких оборотов колес, вертолета типа Ми-6 — до 50...70 м.
Вынужденная посадка вертолета на водную поверхность выполняется в такой последовательности действий экипажа:
доклад руководителю полетов, включение сигнала «Бедствие»,
открытие до упоров или аварийный сброс дверей пилотской кабины;
приведение в действие системы наполнения аварийных баллонет на вертолетах корабельного базирования;
заход на посадку по возможности против ветра;
выравнивание и торможение по мере приближения к воде;
приводнение с минимальной поступательной и вертикальной скоростью;
после приводнения увеличение общего шага до максимального для поддержания вертолета на плаву в положении, близком к горизонтальному;
отстегивание привязных ремней, покидание вертолета через открытые двери, отдаление от него вплавь по волне на 10...15 м.
Если водная поверхность — морская и находится в волновом движении, заход на посадку должен выполняться по направлению движения волн, а приводнение — на догоне склона волны с увеличенным посадочным углом тангажа, примерно равным углу склона профиля волны (см. рис. 3.3). При этом важно с помощью ручки управления удерживать вертолет от зарывания носа и кренения, так как после входа в воду концевых частей лопастей НВ начнутся такие угловые эволюции и быстрое погружение, которые значительно осложнят покидание вертолета экипажем.
Соосный вертолет обладает следующими основными особенностями:
при выключении двигателей отсутствует характерная для одновинтового вертолета путевая и поперечная разбалансировка (резкий рывок вправо), так как происходит одновременное исчезновение противоположно направленных и почти равных реактивных моментов обоих НВ;
|
Из за большого объема этот материал размещен на нескольких страницах:
1 2 3 4 5 |
