Возможность возникновения низкочастотных колебаний вертоле­та в полете определенным образом связана с функционированием автопилота. Это по существу автоколебания системы «вертолет — автопилот», обусловленные близостью собственной частоты упругих колебаний фюзеляжа вертолета по форме первого тона (для вертолета типа Ми-8 она составляет 3,5...4 Гц) и частоты срабаты­вания исполнительных штоков рулевых агрегатов продольного и поперечного управления.

Низкочастотные колебания могут возникнуть самопроизвольно или после провоцирующих колебаний ручки управления и развивают­ся в, продольной плоскости. Режимом полета, которому наиболее-' присущи автоколебания системы «вертолет — автопилот», является набор высоты со скоростью 130...150 к^/ч при использовании взлетной мощности двигателей.

211

При возникновении низкочастотных колебаний необходимо:

выключить автопилот;

если через 3...5 с после выключения автопилота колебания не прекратятся, изменить кратковременно режим полета вертолета путем уменьшения общего шага на 2...30;

после исчезновения колебаний включить автопилот, установить необходимый режим полета и продолжить выполнение задания;

если после включения автопилота колебания вновь возникнут, выключить автопилот, изменить режим полета и завершить выполне­ние задания с выключенным автопилотом либо произвести посадку на ближайшем аэродроме.

4.5. ОТКАЗЫ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Отказ путевого управления возможен в следующих основных формах:

разрушение двух нагруженных верхних тросов в забустерной части системы путевого управления, в результате которого лопасти РВ самоустанавливаются за время 0,2...0,3 с на околонулевой угол установки и вертолет далее не реагирует на отклонение педалей;

НЕ нашли? Не то? Что вы ищете?

разрушение втулочно-роликовой цепи, подшипника штока и других элементов механизма управления шагом РВ о аналогичными последствиями;

заклинивание педалей вследствие отказа гидроусилителя, хвосто­вого редуктора или попадания постороннего предмета в систему путевого управления.

При разрушении двух нижних ненагруженных тросов путевое управление сохраняется во всем диапазоне положительных углов установки РВ. При разрушении нижней ветви тросового управления на положительных и верхней ветви на отрицательных углах установки РВ, а также при обрыве одного из двух верхних или нижних тросов усилия от шарнирных моментов лопастей РВ уравновешиваются исправными тросами с небольшим перераспреде­лением усилий по оставшимся тросам, сопровождаемым изменением шага РВ на 1...20.

Признаки отказа путевого управления следующие. При разруше­нии в полете проводки забустерной части управления рулевым винтом вертолет энергично разворачивается влево и накреняется вправо. На висении и малых скоростях полета вертолет входит в ' режим принудительного неуправляемого вращения, на режимах по­лета по маршруту — в режим полета с правым скольжением с углом 15...30° и разворотом вл"ево с угловой скоростью 2...4°/с. На откло­нения педалей вертолет не реагирует. При заклинивании педалей изменение скорости полета сопровождается неуправляемым сколь­жением вертолета влево или вправо.

212 '

Рекомендуемые действия пилота:

при отсутствии реакции вертолета на отклонение педалей или их заклинивание на этапах висения, взлета и посадки плавно отклонить рычаг «шаг — газ» вниз и перевести вертолет на снижение. Разворот влево парировать соразмерным уменьшением общего шага НВ, разворот вправо — увеличением (не прерывая в то же время процесс снижения), удерживать вертолет от нежелательных угловых эволюции и линейных перемещений соответствующими отклонениями ручки управления;

создать посадочные углы тангажа и крена, произвести приземле­ние на колеса основных опор;

при отказе путевого управления в горизонтальном полете, когда вертолет разворачивается влево и не реагирует на отклонение педалей, продолжить полет в диапазоне скоростей Узк < V < Укр, балансируя вертолет скольжением путем создания правого крена, до выбора площадки, пригодной для выполнения безопасной посадки по-самолетному;

при отказе путевого управления в горизонтальном полете, проявляющемся в заклинивании педалей, продолжить полет на этой же скорости до выбора посадочной площадки, балансируя вертолет при изменении скорости скольжением путем создания крена в сторо­ну, противоположную развороту;

в случае заклинивания педалей оценить работоспособность гидроусилителя путевого управления, поворачивая ручку центриро­вания канала направления автопилота в любую сторону,— из­менение курса вертолета и угла скольжения свидетельствует об исправности гидроусилителя. При исправном гидроусилителе враще­нием ручки центрирования переместить подвижной индекс на индикаторе канала направления автопилота на правый упор с целью обеспечения возможности выполнения посадки по-самолетно­му с меньшей поступательной скоростью, при неисправном гидро­усилителе — выключить канал направления автопилота; '

при наличии системы перенастройки частоты вращения НВ (вертолеты Ми-17, Ми-26) увеличить частоту вращения НВ до мак­симального значения с целью использования повышенной аэродина­мической эффективности и кинетической энергии вращения НВ при выполнении вынужденной посадки;

заход на посадку выполнять с включенными каналами тангажа и крена автопилота, перебалансируя вертолет плавными координи­рованными движениями рычага «шаг — газ» и ручки управления (при переходе на снижение уменьшение общего шага сопровож­дается соразмерным отклонением ручки управления на себя и влево, при уменьшении угла правого крена от балансировочного положе­ния для прямолинейного полета вертолет разворачивается влево);

при разрушении забустерной части проводки путевого управления вертолет заходит на посадку с правым скольжением, при закли­нивании педалей — с левым. Вывод вертолета из скольжения и 213

придание посадочного положения по крену выполнять непосредст­венно перед приземлением координированным отклонением ручки управления в поперечной плоскости и рычага «шаг — газ». Для первого из указанных отказов путевого управления ручка управле­ния отклоняется влево, рычаг «шаг — газ» — вниз; для второго:

ручка управления — вправо, рв1чаг «шаг — газ» вверх, что обеспечи­вает минимальную угловую скорость разворота вертолета в момент приземления;

после приземления с заклиненными педалями установить значе­ние общего шага НВ, при котором пробег вертолета осуществля­ется без разворота, плавным отклонением ручки управления на себя начать гашение поступательной скорости, а отклонением ручки управления в поперечной плоскости удерживать вертолет от крене-ния, после чего выключить двигатели кранами останова, продолжая выполнять указанные управляющие действия до полной остановки вертолета.

В случае разрушения забустерной части путевого управления, сопровождаемого установкой лопастей РВ на околонулевой шаг, или в рассмотренном ранее случае разрушения привода РВ пробег вертолета после приземления характеризуется следующими основны­ми особенностями:

возмущенное частично неуправляемое движение вертолета после •приземления с работающими двигателями определяется уменьше­нием скорости пробега, энергичным разворотом и смещением влево под, действием несбалансированного реактивного момента НВ;

в результате разворота возникает центробежная сила, приложен­ная в центре масс ЛА, под действием которой на плече до ', поверхности площадки происходит разгрузка левой основной опоры шасси и накренение вертолета на правый борт; ,

чем больше общий шаг НВ в начальной стадии рассматриваемого пробега, тем больше несбалансированный реактивный момент НВ, хуже общая устойчивость движения вертолета по земле, слабее стабилизирующая роль сил трения колес основных опор шасси о поверхность площадки, что в целом способствует тенденции накре-нения и опрокидывания вертолета;

другим основным дестабилизирующим фактором является ско­рость пробега, увеличение которой способствует возрастанию попе­речной составляющей опрокидывающей центробежной силы;

• отклонение ручки управления влево до упора против накренения вызывает боковой снос вертолета влево и соответственно инерцион­ную силу, направленную вправо, а также уменьшает стабилизи­рующее действие сил трения о землю колеса правой основной опоры и соответственно увеличивает угловую скорость разворота вертолета. Таким образом, парирование начавшегося накренения и опрокидывания вертолета незамедлительным и интенсивным отклонением ручки управления существенно менее эффективно, чем на режимах руления или пробега исправного вертолета;

214

торможение пробега вертолета после приземления отклонением ручки управления на себя при сро==5...8° (торможение несущим винтом при минимальном значении общего шага недопустимо из-за опасности удара лопастей НВ по хвостовой балке) или использова­нием тормозов колес при ц/о==(ро сопровождается возникновением направленной вперед инерционной силы и соответственно пикирую­щего момента, способствующего опрокидыванию вертолета вбок — вперед относительно линии опрокидывания. Поэтому, несмотря на быстрое уменьшение в процессе торможения опрокидывающей центробежной силы, эффективность торможения вследствие отмечен­ного неблагоприятного обстоятельства также в целом невелика;

при ветре спереди и справа возникает стабилизирующий аэроди­намический момент, препятствующий накренению и опрокидыванию вертолета, при ветре сзади и слева тенденция к опрокидыванию заметно усиливается;

наиболее эффективным управляющим действием по предотвраще­нию опасного накренения и опрокидывания вертолета вправо — впер'ед является немедленное после приземления отклонение вниз до упора рычага «шаг — газ» с последующим также незамедли­тельным выключением двигателей кранами останова; ^

после выполнения указанного управляющего действия пробег вертолета осуществляется в благоприятных условиях отсутствия несбалансированных разворачивающего и кренящего моментов. При этом в начале пробега, когда поступательная скорость еще сравни­тельно велика, нецелесообразно использование тормозов колес, так как это приведет к возникновению дестабилизирующего пики­рующего момента от инерционной силы и может сопровождаться срывом пневматиков ко. юс основных опор, а также некоордини­рованными эволюциями членов экипажа в кабине вертолета.

Отказ продольно-поперечного управления возможен в следующих основных формах: '

рассоединение (разрушение) механических элементов добустер-ной проводки управления и механических элементов забустерной части системы управления;

заклинивание ручки управления вследствие попадания в проводку постороннего предмета, отказа или недостаточной мощности гидро­усилителя.

В первом случае происходит перекладка тарелки автомата перекоса в одно из крайних положений (вперед, назад, влево, вправо), определяемое: , \»

направлением движения управляющего золотника гидроусилите­ля под действием несбалансированной инерционной силы рассоеди­ненной (разрушенной) проводки управления и гидродинамических сил в гидроусилителе,

направлением действия суммарного момента на тарелке автомата перекоса от шарнирных моментов лопастей НВ при рассоединении (разрушении) элементов забустерной части системы управления.

215

Однако возможна и практически неоднократно отмечалась такая особая ситуация, когда при рассоединении добустерной части механической проводки продольно-поперечного управления (отворачивание гайки и выпадание болта вследствие некачествен­ной контровки) управляемость вертолета по данному каналу сохранялась за счет металлизации между тягами управления. Естественно, в этом случае эффективность, чувствительность и мощность управления существенно изменяются, возникают нелиней­ные эффекты типа люфта, зоны нечувствительности, нерасчетного ограничения отклонения автомата перекоса. Управление вертолетом в данной особой ситуации значительно усложняется, особенно из-за неосведомленности пилота о причине аномальной управляемости и раскачки вертолета, что. как правило, приводит к авиационному про­исшествию.

Скорость перекладки тарелки автомата перекоса, как правило, соответствует максимальной скорости перемещения исполнительного штока гидроусилителя при заданном давлении в гидросистеме вертолета. ' ,

Основные закономерности динамической реакции вертолета на самопроизвольное отклонение тарелки автомата до упора при рассматриваемых отказах системы продольно-поперечного управ­ления следующие:

1. При отклонении тарелки автомата перекоса назад вертолет энергично кабрирует с максимальной угловой скоростью 50...70°/с и через 2...4 с после возникновения отказа достигается угол тангажа 90° с последующим переворотом через НВ* (рис. 4.13). На малых скоростях полета это сопровождается почти полным торможением вертолета в воздухе, возрастающей потерей высоты и изменением вертикальной перегрузки в допустимых пределах! В диапазоне крейсерских скоростей полета рассматриваемый отказ вызывает также интенсивное гашение путевой скорости, небольшой энергетический набор высоты с последующим нарастающим сниже­нием, превышение эксплуатационных значений вертикальной пере­грузки, интенсивное «облегчение» и раскрутку НВ, возможный удар лопастей по хвостовой балке.

2. При отклонении тарелки автомата перекоса вперед вертолет энергично пикирует с максимальной угловой скоростью З0...50°/с и через 3...5 с после возникновения отказа достигает угла тангажа —90° с последующим переворотом через НВ (рис. 4.14). Это сопровождается возрастающей потерей высоты, уменьшением верти­кальной перегрузки вплоть до отрицательных значений, интенсив­ным «затяжелением» и провалом частоты вращения НВ при почти неизменной путевой скорости вертолета, возможным ударом лопастей по воздухозаборникам двигателей и кабине экипажа.

Угол тангажа, измеряемый между его продольной осью и горизонтом, не может превышать по абсолютному значению 90°.

3. При отклонении тарелки автомата перекоса в поперечной плоскости вертолет энергично кренится в соответствующем направле­нии с максимальной угловой скоростью 100...150°/с и через 4...6 с переворачивается через НВ, т. е. как бы выполняет «бочку» с возрастающей потерей высоты при незначительном изменении путевой скорости и курса полета (рис. 4.15).

Хотя при отказе одного из каналов продольно-поперечного управ­ления сохраняется возможность пилотирования вертолета по остальным трем каналам управления, пилот практически не в состоя­нии осознанно и целенаправленно воспользоваться этой возмож­ностью вследствие неожиданного, резкого и непарируемого измене­ния пространственного положения вертолета. Поэтому рассматри­ваемая ОС, как правило, является катастрофической.

Заклинивание продольно-поперечного управления по указанным выше причинам также создает весьма опасную ОС, катастрофи­ческий исход которой наиболее вероятен в следующих неблаго­приятных случаях: при разбалансировке вертолета в процессе вы­полнения неустановившегося переходного режима полета или манев­ра; при полете на режиме, характеризующемся отсутствием статической устойчивости в том ка­нале, в котором произошло закли­нивание управления.

Для исключения катастрофи­ческих отказов продольно-попе­речного управления необходимо:

в процессе технической эксплу­атации обращать особое внима­ние на состояние затяжки и контровки резьбовых соединений всех механических элементов системы управления—малейшее их ос­лабление может вызвать разбалтывание резьбового соединения под воздействием вибрации конст­рукции вертолета в полете, разру­шение контровки, самоотворачи-вание гайки, выпадание болта, т. е. в конечном счете рассоединение проводки управления;

при выполнении предполетно­го контрольного осмотра обра­щать особое внимание на отсутст­вие посторонних предметов и плавность отклонения органов управления в кабине экипажа;

при выполнении полета не превышать допустимые значения ско­рости полета и параметров маневрирования вертолета?»

Отказное состояние системы управления определяется также ис­правностью гидросистемы вертолета.

Отказ основной гидросистемы сопровождается автоматическим переходом гидроусилителей системы управления на питание от дублирующей гидросистемы. При этом загорается табло «Дублир. включена», и давление в дублирующей гидросистеме быстро нараста­ет до номинального, а речевой информатор выдает сообщение «Отказала основная гидросистема». В случае отказа основной гидросистемы экипаж должен прекратить выполнение задания и произвести посадку на выбранную площадку. При этом автопилот, работающий только от основной гидросистемы, выключается, что заметно осложняет технику пилотирования. При переходе на дубли­рующую гидросистему отключается система расстопоривания фрик­циона рычага «шаг — газ», поэтому следует подобрать определен­ную затяжку фрикциона, обеспечивающую приемлемые усилия для перемещения рычага «шаг — газ».

При отказе в полете основной и дублирующей гидросистем гидроусилители работают как жесткие тяги, передавая на рычаги управления знакопеременные усилия от шарнирных моментов лопас­тей несущего и рулевого винтов, в результате чего происходит 218 - ' .

«вождение» ручки и педалей управления. На вертолетах типов Ми-6, Ми-26 эти усилия столь значительны, что пилотирование вертолета двумя пилотами невозможно, на вертолетах Ми-8, Ми-17 — весьма затруднительно.

На вертолетах типа Ка-32 при отказе основной и дублирующей гидросистем возможно подключение вспомогательной гидросистемы к основной, благодаря чему обеспечивается кратковременная (не более 15 мин) работа гидроусилителей системы управления. Для этого пилот должен включить насосную станцию, представляющую собой шестеренчатый насос с электроприводом, выбрать площадку и незамедлительно произвести посадку.

На легких вертолетах типа Ми-2 имеется всего лишь одна гидросистема, при отказе которой продолжение полета и выполнение посадки возможно. Одна-ко в этом случае пилоту приходится преодолевать значительные усилия на рычагах управления, поэтому техника пилотирования вертолета заметно осложняется. Наимень­шие амплитуды переменных усилий на ручке управления отмечают­ся при скорости полета 130...140 км/ч, которую и рекомендуется использовать для возвращения на свой аэродром.

Посадку с отказавшей гидросистемой следует выполнять по-са­молетному.

При отказе вспомогательной гидросистемы на вертолетах типа Ка-32 отключаются тормоза колес после остановки несущих винтов. Поэтому следует обеспечить безопасность положения вертолета на наклонной площадке после посадки, в частности организовать страховку вертолета от сползания при посадке на палубу корабля.

4.6. ОТКАЗЫ НЕСУЩЕГО И РУЛЕВОГО ВИНТОВ

Возможные опасные отказы лопастей: усталостное разрушение лонжерона, сопровождаемое отрывом части лопасти в полете; раз­рушение и отрыв хвостовых отсеков; отрыв нагревательной накладки противообледенительной системы; повреждения от сильного ветра и града.

Исключительно редкий случай разрушения лонжерона лопасти является следствием различных производственных дефектов или эксплуатационных повреждений, резко снижающих усталостную прочность лонжерона в качестве концентраторов напряжений. Это могут быть: металлургические дефекты материала и его обработки, например, типа «заката»; коррозионные повреждения при агрессив­ном воздействии окружающей среды, обусловленные, в частности, неудовлетворительной антикоррозионной защитой лопастей; глубо­кая фреттинг-коррозия в соединениях лонжерона с наконечником и деталями каркаса; механические повреждения наружной поверх­ности «открытого» лонжерона, посторонними предметами в процессе эксплуатации вертолетов типов Ми-2, Ми-8, Ми-17.

219

Причинами разрушения хвостовых отсеков лопастей являются:

разрушение клеевого соединения обшивки 'с сотовым блоком или лонжероном; разрушение фольги сотового блока; появление и разви­тие усталостных трещин и обшивке; повреждение отсека от попада­ния посторонних предметов. Развитие усталостных трещин в об­шивке хвостовых отсеков происходит медленно и может привести к полному разрушению отсека только при отсутствии контроля состояния обшивки хвостовых отсеков в эксплуатации. В полете разрушаются преимущественно хвостовые отсеки, расположенные на конце лопасти, где более напряженные условия работы лопасти.

Отрыв нагревательной накладки ПОС наиболее вероятен и опасен для быстровращающихся и тяжелонагруженных лопа­стей РВ.

Повреждения лопастей от сильного ветра и града существенны, главным образом, при нахождении вертолета на стоянке с нерабо­тающими двигателями. В результате воздействия сильного призем­ного ветра на НВ с неустановленными на нем штормовыми струб­цинами, а также вследствие недостаточной эффективности обычной швартовки лопастей тросами происходят интенсивные маховые коле­бания концов лопастей, проворот лопастей в осевом шарнире хвостовой частью вверх. При этом на лопастях возможны потеря устойчивости (образование гофров) обшивки комлевых хвостовых отсеков, деформация лонжерона, повреждения законцовок (при ударах лопастей о землю).

При интенсивном граде повреждаются только хвостовые отсеки лопастей, имеющие тонкую обшивку и сотовый заполнитель. Передняя часть лопасти, представляющая собой массивный лонже­рон, как на вертолетах Ми-2, Ми-8, Ми-17, или посовые отсеки с утолщенной обшивкой, как на вертолетах Ми-6, градом не повреж­дается. Повреждения хвостовых отсеков имеют вид воронкообразных вмятин на обшивке глубиной преимущественно не более 1,5...2 мм с диаметром поврежденного участка 30...40 мм, а в случаях силь­ного градобития может быть и большим. С течением времени и наработки лопасти глубина вмятин от града, как правило, умень­шается. " » \,

При воздействии града на вращающиеся лопасти число и глубина вмятин уменьшаются. Поэтому если град начался при подготовке вертолета к вылету, то вместо зачехления лопастей рациональнее запустить двигатели и «отбиваться» от града вращающимся НВ. Вмятины от градин снижают прочность клеевого соединения обшивки с сотовым заполнителем. При большом числе и глубине вмятин ухудшаются также аэродинамические характеристики лопастей. Од­нако ухудшение прочностных и аэродинамических характеристик лопастей, поврежденных градом, обычно невелико. Поэтому лопасти могут быть допущены к дальнейшей эксплуатации, если число и глубина вмятин не превышают регламентированных значений и нет разрыва материала обшивки.

220

Защита лопастей от атмосферных осадков, в том' числе града, осуществляется с помощью комплекта чехлов, для предохранения от «разбалтывания» приземным ветром лопасти швартуют стропами с фиксирующими устройствами и наконечниками.

Для защиты НВ от воздействия штормового ветра на большинстве типов вертолетов имеются специальные швартовочные приспособ­ления — тяги или тандеры, которые фиксируют тарелку автомата перекоса относительно втулки НВ, предотвращая поворот лопастей в осевых шарнирах на большой угол установки и взмах лопастей вверх.

Безопасность полета вертолета в ОС, создаваемых отрывом "какого-либо участка лопасти, определяется: уровнем низкочастотных вибраций (тряской) конструкции и ее переносимостью экипажем;

усилиями в системе управления несущим винтом и работоспособ­ностью гидроусилителей; характером возмущенного движения верто­лета при отрыве участка лопасти и сохранением управляемости при неисправном состоянии НВ. Маховое движение неисправной лопасти во всех указанных случаях опасных отказов не претерпевает принципиальных изменений, вызывающих удары лопасти по упорам на втулке и конструкции вертолета.

Основные закономерности ОС при отрыве части лопасти 'НВ по Месту разрушения лонжерона:

возмущенное движение вертолета с фиксированным управлением представляет собой вынужденные гармонические колебания корпуса ЛА в продольной и (или) поперечной плоскости с частотой враще­ния НВ и амплитудой 2...4° относительно некоторого среднего значе­ния углов тангажа и (или) крена, нарастающего по экспоненци­альному закону (рис. 4.16); • ' ,

направление и характер динамической реакции вертолета опре­деляются начальным азимутальным положением лопасти вдоль по полету, вызывающим резкое накренение вертолета;

непосредственное опрокидывание вертолета по крену возможно только при отрыве более половины лопасти НВ;

низкочастотная тряска конст­рукции вертолета вызывает нару­шение работоспособности, а при отрыве концевого участка лопасти длиной более 30 % радиуса — полное «вибрационное пораже­ние» экипажа;

возрастание усилий в забустер-ной части системы управления несущим винтом вызывает умень­шение скорости отработки испол­нительных штоков гидроусили­телей продольно-поперечного уп­равления, а при отрыве концевого

221

участка лопасти длиной более 30 % радиуса — обратимость управ­ления, «вождение» ручек управления, потерю управляемости вер­толета.

Основные закономерности ОС при 'отрыве хвостового отсека лопасти НВ: • •

уровень возникающих дополнительных вибраций с преобладаю­щей частотой вращения НВ примерно пропорционален квадрату радиуса центра поврежденного отсека, а при отрыве нескольких отсеков, кроме того, пропорционален их числу;

уровень рассматриваемых дополнительных вибраций возрастает при увеличении скорости полета вертолета;

амплитуда вертикальных вибраций, вызванных отрывом хвостово­го отсека концевой части лопасуи, составляет в кабине экипажа 0,5...! мм, что затрудняет пилотирование, но является вполне переносимым для продолжения полета и выполнения посадки;

заметных нарушений устойчивости и управляемости вертолета не происходит. . ,

Основные закономерности ОС при отрыве нагревательной на­кладки или хвостового отсека лопасти РВ: .

.возникающая массовая и аэродинамическая неуравновешенность лопасти вызывает интенсивные вибрации концевой и хвостовой балок с преобладающей частотой вращения РВ;

вследствие известных особенностей силовой схемы и конструкции хвостовой части современных одновинтовых вертолетов в результате воздействия указанных вибрационных нагрузок, как правило, проис­ходит разрушение концевой балки вблизи хвостового редуктора либо возможно также разрушение .хвостовой балки вблизи стыка с фюзеляжем;

.указанные разрушения, сопровождаемые отрывом РВ вместе с хвостовым редуктором и элементами конструкции хвостовой части вертолета, наблюдаются в течение 1...3 мин после возникновения рассматриваемой разбалансировки РВ;

данная ОС является одной из наиболее тяжелых и в большин­стве случаев катастрофической;

аналогичная ОС возможна при повреждении лопасти РВ посто­ронним предметом.

Итак, при неожиданном возникновении повышенных низкочас­тотных вибраций (тряски) конструкции, которые не устраняются выключением автопилота и изменением режима полета вертолета, необходимо немедленно выполнять заход на вынужденную посадку.

При этом рекомендуется:

планирование осуществлять на скорости, близкой к экономи­ческой; . .

при наличии возможности выполнять посадку по-самолетному;

если тряска очень сильная или «идет с хвоста», выполнять посадку сразу перед собой на любую более или менее подходящую* площадку;

222 ;

если на фоне повышенной тряски происходит резкий разворот вертолета влево с кренением вправо и опусканием носа (оторвался РВ с элементами хвостовой балки), незамедлительно выключить двигатели и выполнять вынужденную посадку на режиме самовра­щения НВ;

если при резкой разбалансировке вертолета вследствие отрыва РВ выключить двигатели затруднительно, постараться отклонить немедленно рычаг «шаг — газ» вниз до упора, после чего выровнять вертолет ручкой управления и перед посадкой выключить двига­тели с целью обеспечения возможности использования «"подрыва» общего шага НВ для безопасного приземления. -

Если повышенный уровень вибраций ощущается сразу же после взлета, следует прекратить выполнение полетного задания и после посадки тщательно проверить: техническое состояние лопастей и втулки несущего и рулевого винтов; соконусность НВ согласно руководству по технической эксплуатации; уровень рабочей жидкости и отсутствие воздушных пробок в гидродемпферах вертикальных шарниров.

В зимний период эксплуатации при низких температурах на­ружного воздуха /н==—40...—50 °С отмечались ОС и АП верто­летов, на которых из-за халатности обслуживающего персонала не была заменена летняя смазка шарниров втулки несущего и рулевого винтов на морозостойкую зимнюю смазку. В результате при опробовании двигателей и выводе их на повышенные режимы работы вертолет начинает беспорядочно раскачиваться и развора­чиваться на земле, а попытки пилота парировать эти движения оказываются безуспешными. Причина такого аномального поведе­ния вертолета — застывание смазки в шарнирах, которые в резуль­тате этого оказываются неработоспособными, а вертолет — не­управляемым.

Согласно известным требованиям руководящих документов по технической эксплуатации вертолетов при стабильном снижении тем­пературы наружного воздуха ниже минус 25 °С в осевых шарнирах втулок несущего рулевого винтов масло типа МС-14 заменяется на морозостойкое масло типа ВНИИ НП-25, а в горизонтальных и вертикальных шарнирах втулки НВ масло для гипоидных передач разжижается гидромаслом АМГ-10.

Из за большого объема этот материал размещен на нескольких страницах:
1 2 3 4 5