|
Читайте также: |
Устройство выброса УВ-26 предназначено для отстрела помеховых патронов с целью защиты вертолета от поражения ракетным оружием.
Отстрел патронов из устройства УВ-26 разрешен во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета, в том числе на этапах взлета, посадки, висения и не накладывает особенностей на технику пилотирования. В состав УВ-26 входят:
16 держателей с кассетами. Держатели на вертолете устанавливаются симметрично — по 8 шт. с левого и правого бортов. В каждом держателе имеется одна кассета, снаряженная 32 патронами (всего в 16 кассетах — 512 патронов);
два пульта управления на пульте правого летчика. Левый пульт обеспечивает управление выбросом патронов с левого, а правый — с правого борта вертолета. Рядом с пультами управления установлен щиток с переключателем ПРАВ. БОРТ—ОБА—ЛЕВ. БОРТ. (для выбора борта, с которого должен производиться выброс патронов), выключателем ПИТАНИЕ УВ-26 и выключателем ГЛАВНЫЙ ВЫКЛЮЧАТЕЛЬ УВ-26 (рис. 8.17а); блоки управления и блоки выключателей размещены в грузовой кабине вертолета; кнопки ПУСК УВ-26 для отстрела патронов командиром экипажа, штурманом и бортовым техником установлены на левой панели приборной доски летчиков, на приборных досках штурмана и бортового техника (рис. 8.10, 8.18, 8.24).
Отстрел патронов правым летчиком производится нажатием кнопок ПУСК на пультах управления УВ-26.
Программа отстрела задается правым летчиком раздельно для правого и левого бортов с пультов УВ-26 (рис. 8.17а), на которых расположены органы управления и контроля:
информационное табло, на котором высвечивается условный код набранной программы отстрела или фактическое наличие патронов раздельно по правому и левому бортам;
переключатель БОРТ для установки очередности выброса патронов или проверки снаряжения кассет патронами. Положение переключателя сигнализируется светодиодами, обозначенными соответственно буквами Л и П;
переключатель НАЛИЧ.—ПРОГР. При установке его в положение НАЛИЧ. на информационном табло высвечивается фактическое (при отстреле — текущее) наличие патронов на левом или правом бортах (в зависимости от положения переключателя БОРТ).
При установке переключателя в положение ПРОГР. производится набор программы отстрела патронов;
кнопки: СЕРИЯ 1-4, 5(12), 6, 7(15), 8; ЗАЛП 1-8; ИНТЕРВАЛ 1-6, 8, 7(0,25 с), 9(0,5 с) для набора программы отстрела. Кнопка СЕРИЯ 1—8 служит для установки в программе количества патронов, отстреливаемых одиночно, или количество залпов в серии. Кнопка ЗАЛП 1—8 предназначена для установки количества патронов в залпе. Кнопкой ИНТЕРВАЛ 1—9(0,5 с) устанавливается временной интервал серии между одиночными патронами или залпами;
кнопка ПУСК для отстрела патронов правым летчиком;
кнопка СТОП для немедленного прекращения отстрела патронов до завершения набранной программы. При необходимости продолжать отстрел по ранее установленной программе, необходимо любому члену экипажа повторно нажать кнопку ПУСК;
кнопка СБРОС ПРОГР. При установленном переключателе НАЛИЧ.—ПРОГР. в положении ПРОГР. после нажатия кнопки СБРОС ПРОГР. система устанавливается в исходное (нулевое) положение. При этом в узле индикации высвечиваются три нуля (000). после сброса программы может быть набрана новая программа для каждого борта раздельно. Маркировка на пультах управления означает:
ЦО—ОД25 с — порядок набора программы отстрела с интервалом 0,125 с; 990—АВТОКОНТР. — порядок проведения автоматического контроля системы управления наземными специалистами;
OJ1 — режим непрерывного отстрела патронов.
Подготовка к полету При подготовке к полету с применением устройства выброса УВ-26 необходимо:
Командиру экипажа:
принять доклад от бортового техника о готовности вертолета и устройства выброса к полету, зарядке кассет патронами в соответствии с заданием на полет;
внешним осмотром проверить надежность крепления кассет в держателях и отсутствие наружных повреждений.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При осмотре держателей, снаряженных помеховыми патронами, ЗАПРЕЩАЕТСЯ находиться в секторе возможного отстрела патронов;
252 Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
убедиться, что кнопка ПУСК УВ-26 закрыта предохранительной защелкой;
после запуска двигателей дать команду правому летчику на набор программы отстрела патронов.
Штурману и бортовому технику на своих рабочих местах убедиться, что предохранительные защелки на кнопках ПУСК УВ-26 установлены в закрытое положение.
Правому летчику:
а) до запуска двигателей:
убедиться, что кассеты устройства снаряжены патронами в соответствии с заданием;
после занятия своего рабочего места осмотреть пульты управления УВ-26 и убедиться, что кнопки и информационное табло не имеют повреждений, а выключатели ПИТАНИЕ УВ-26 и ГЛАВНЫЙ ВЫКЛЮЧАТЕЛЬ УВ-26 установлены в положение ОТКЛ.
б) после запуска двигателей по команде командира экипажа набрать программу отстрела по-
меховых патронов, для чего:
установить выключатель ПИТАНИЕ УВ-26 во включенное положение;
на пультах управления УВ-26 переключатель НАЛИЧ.—ПРОГР, установить в положение НАЛИЧ. В зависимости от положения переключателя БОРТ на каждом пульте загорится световод Л или П, а на информационных табло высветятся числа фактического количества патронов левого (правого) борта (при полной зарядке кассет — 128);
перевести переключатель НАЛИЧ.—ПРОГР. в положение ПРОГР., при этом на информационном табло высвечиваются нули и мигают символы — запятые (0,0,0).
Примечание. Мигание запятых напоминает о том, что после набора заданной программы переключатель НАЛИЧ.—ПРОГР. должен быть установлен в положение НАЛИЧ.
нажатием кнопок СЕРИЯ 1—4, 5(12), 6, 7(15), 8; ЗАЛП 1—8; ИНТЕРВАЛ 1—6, 8, 7(0,25 с), 9(0,5 с) набрать программу отстрела и убедиться, что на информационном табло высветилось число набранной программы;
перевести переключатель НАЛИЧ.—ПРОГР. в положение НАЛИЧ.; переключатель ПРАВ. БОРТ—ОБА—ЛЕВ. БОРТ установить в положение ОБА. Пример набора программы отстрела.
Для набора программы, соответствующей серии из трех залпов, по два патрона в каждом залпе с интервалом между ними 5 с необходимо нажать три раза кнопку СЕРИЯ 1—4, 5(12), 6, 7(15), 8, два раза кнопку ЗАЛП 1—8 и пять раз кнопку ИНТЕРВАЛ 1—6, 8, 7(0,25 с), 9(0,5 с). В узле индикации высветится число 325. Значения интервала 0,25 с и 0,5 с устанавливаются нажатием кнопки ИНТЕРВАЛ 7(9) раз соответственно. При установке интервала отстрела 0,125 с нажатие кнопки ИНТЕРВАЛ не требуется.
Примечание. Если после ввода программы по каким-либо причинам выключается электропитание, устройство выброса автоматически приводится в исходное положение (индикаторы на информационном табло обнуляются). В этом случае после включения питания необходимо повторно набрать заданную программу в последовательности, изложенной выше.
Применение устройства УВ-26 в полете
Для отстрела помеховых патронов необходимо:
командиру экипажа, штурману и бортовому технику на своих рабочих местах кнопки УВ-26 освободить от предохранительных защелок;
правому летчику убедиться, что переключатель ПРАВ. БОРТ—ОБА—ЛЕВ. БОРТ находится при снаряженных кассетах левого и правого бортов в положении ОБА, включить ГЛАВНЫЙ ВЫКЛЮЧАТЕЛЬ УВ-26 и доложить командиру экипажа о готовности устройства к работе. Каждый член экипажа, в зависимости от обстановки, отстреливает патроны нажатием кнопки ПУСК. Кнопку следует нажимать кратковременно на 1—2 с. Повторное нажатие кнопки производить после отработки предыдущей программы. Для прекращения отстрела патронов правому летчику нажать на кнопку СТОП. Перед заходом на посадку правому летчику убедиться, что ГЛАВНЫЙ ВЫКЛЮЧАТЕЛЬ УВ-26 и ПИТАНИЕ УВ-26 выключены, и доложить командиру экипажа.
8.25.2. Автомат АСО-2В.
Автомат АСО-2В предназначен для создания противоракетных помех. Для управления автоматом на пульте правого летчика установлены: переключатель ИНТЕРВАЛ с положениями 2 и 6; переключатель СЕРИЯ с положениями 4 и 16; кнопка СБРОС выстреливания изделий ППИ-26-1;
выключатели ВЫКЛ. для включения и выключения балок кассет автомата; сигнальные лампы, которые загораются после выстреливания первого изделия и гаснут после выстреливания последнего изделия серии. При подходе к району применения помех необходимо:
установить переключатели ИНТЕРВАЛ и СЕРИЯ в положение, соответствующее заданию на полет;
установить один из выключателей в верхнее положение.
Выстреливание изделий производить кратковременным нажатием кнопки СБРОС. Для продолжения сброса очередной серии необходимо повторное нажатие этой кнопки. Выстреливание изделий с другой балки производить в аналогичной последовательности.
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования 253
8.26. СИГНАЛИЗАТОР РАДИАЦИОННОЙ ОПАСНОСТИ РЕНТГЕНОМЕТР ДП-ЗА-1 И ИЗМЕРИТЕЛЬ МОЩНОСТИ ДОЗЫ ИМД-1А
8.26.1. На вертолете устанавливается сигнализатор радиационной опасности рентгенометр
ДП-ЗА-1 или измеритель мощности дозы ИМД-1А.
8.26.2. Рентгенометр ДП-ЗА-1 предназначен для выдачи экипажу световой сигнализации о нали
чии радиации и измерении ее уровня за бортом вертолета в диапазоне от 0,1 до 500 р/ч„
Пульт рентгенометра расположен в кабине экипажа сверху слева от РУ2 на рабочем месте штурмана.
Наблюдение за сигнализацией о наличии радиации осуществляет штурман и борттехник.
Проверку перед полетом, включение рентгенометра и измерение уровня радиации в полете выполняет штурман.
8.26.3. Для проверки работоспособности рентгенометра перед полетом необходимо:
ручку переключателя поддиапазонов установить из положения ВЫКЛ. в положение xl. При этом загораются лампа подсветки шкалы и лампа световой сигнализации;
прогреть лампы схемы. Конец прогрева определяется по погасанию лампы световой сигнализации;
нажать кнопку ПРОВЕРКА. При исправном приборе стрелка указателя радиации устанавливается по шкале в пределах 0,4—0,8 р/ч и периодически загорается лампа световой сигнализации. При других положениях переключателя поддиапазонов при наличии кнопки ПРОВЕРКА частота загораний лампы уменьшается.
8.26.4. Включение рентгенометра производить перед полетом (при необходимости) или при при
ближении к зараженной местности.
При обнаружении радиации измерение производить начиная с поддиапазона xl. Показания на поддиапазонах xl, xlO, xlOO снимать с верхней шкалы, умножив их на число, соответствующее поддиапазону. На поддиапазоне х500 показания снимать с нижней шкалы указателя.
8.26.5. Измеритель мощности дозы ИМД-1А предназначен для выдачи экипажу сигнализации о на
личии радиации и измерении мощности дозы ее за бортом вертолета в диапазоне от 0,01 до
999 р/ч и звуковой сигнализации при достижении мощности дозы значения 0,1 р/ч и 300 р/ч.
8.26.6. Измерительный пульт с блоком питания установлен справа по борту в кабине экипажа над
рабочим местом штурмана.
На лицевой панели пульта расположены: переключатель положений ВЫКЛ.—ПРОВЕРКА—У^/Л— mR/h; кнопка ОТСЧЕТ.
На боковой панели расположено прямоугольное окно со светофильтром, предназначенное для считывания информации с цифрового табло. Световой индикатор СМЕНИТЬ БАТАРЕИ на пульте не задействован.
На лицевой панели блока питания расположены: переключатель ВКЛ.—ВЫКЛ.; световой индикатор о выключении питания.
Для снятия показаний с цифрового табло пульта при ярком солнечном освещении используется тубус. Питание измерителя осуществляется постоянным током напряжением 27 В. Проверка перед полетом, включение измерителя и снятие показаний с цифрового табло пульта выполняет штурман.
8.26.7. При проверке работоспособности измерителя необходимо:
подключить электропитание постоянным током; Примечание. Разрешается производить проверку от бортовых аккумуляторов.
установить переключатель ВКЛ.—ВЫКЛ. в положение ВКЛ. и убедиться в загорании светового индикатора на блоке питания;
установить переключатель положений ВЫКЛ.—ПРОВЕРКА— R/h—mR/h в положение ПРОВЕРКА. При этом на цифровом табло пульта высвечивается число 102, должен быть погашен на табло младший (четвертый) разряд, запятая должна быть между третьим и четвертым (младшим) разрядами и включается прерывистый звуковой сигнал;
нажать и отпустить кнопку ОТСЧЕТ. При этом на цифровом табло пульта в младшем разряде высвечивается цифра 0, должны быть погашены старшие разряды (три первых разряда) цифрового табло, запятая переместится между вторым и третьим разрядами, выключается звуковой сигнал и через время не более 225 с на цифровом табло высветится число, отличное от 0. При этом, если число будет более или равно 0,10, включится прерывистый
254 Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
звуковой сигнал. Для отключения его необходимо переключатель положений установить в положение R/h или ВЫКЛ. Нули слева от значащих цифр должны быть погашены;
Примечание. Для повторного включения звукового сигнала необходимо выключить, а затем включить измеритель.
установить переключатель на блоке питания в положение ВЫКЛ., при этом гаснет световой индикатор на блоке питания.
8.26.8. Включение измерителя производить перед полетом (при необходимости) или при приближении к зараженной местности.
При обнаружении радиации (высвечивании цифр на цифровом табло пульта) необходимо: установить переключатель положений в положение R/h; через 1 мин нажать кнопку ОТСЧЕТ и зафиксировать показания цифрового табло.
Примечание. Из-за конструктивных особенностей измерителя мощности низкий уровень звуковой сигнализации является нормальным.
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования 255
8.27. ШТОРКИ ПРИБОРНОГО ПОЛЕТА
.27.1. Шторки приборного полета предназначены для обучения и тренировки полетам по приборам.
Шторки сшиты из двух слоев капрона и установлены на рабочем месте левого летчика; они закрывают левый блистер и левое боковое стекло.
.27.2. Перед полетом, в котором будут использоваться шторки, необходимо проверить их закрытие и открытие с рабочего места летчика (левого) и с рабочего места правого летчика (инструктора);
.27.3. Для закрытия шторок необходимо:
боковой шторки — зацепить крючок, расположенный на подвижном конце шторки с замком на обводе (раме) блистера;
средней шторки — потянуть зеленую ручку, расположенную на перегородке у кресла бортового техника. Для полного закрытия подтянуть передний угол шторки к оконному проему переднего стекла на «репейник»-застежку;
передней шторки — зацепить крючок, расположенный на подвижном конце шторки с замком на нижнем обводе переднего стекла..27.4. Для открытия шторок необходимо:
передней шторки — нажать на рукоятку крючка, расположенного на подвижном крючке шторки, или повернуть рукоятку, расположенную на центральном пульте летчиков (с рабочего места инструктора);
средней шторки — повернуть красную рукоятку, расположенную на перегородке у кресла бортового техника;
боковой шторки — нажать на рукоятку крючка, расположенного на подвижном конце шторки.
После нажатия на рукоятку (поворота) под действием ленточных резинок шторки переводятся в открытое положение.
.27.5. Экстренное открытие шторки переднего стекла выполняется правым летчиком (инструктором) нажатием рукоятки, расположенной на центральном пульте летчиков.
256 Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.28. СИСТЕМА ИЗМЕРЕНИЯ МАССЫ
8.28.1. Назначение и краткие сведения.
Система измерения массы (СИВ-90) предназначена для измерения стояночной массы вертолета по давлениям в амортизаторах передней и главных опор шасси с использованием гидравлической системы клиренса.
Принцип действия системы основан на пропорциональности массы вертолета давлению в амортизаторах шасси. Электрические сигналы отдатчиков поступают в указатель массы, в результате на шкале указателя индицируется фактическая масса вертолета.
Система обеспечивает измерение массы вертолета в пределах от 40 до 60 т с погрешностью не более ±1000 кг. Время готовности системы к работе не более 3 мин, суммарное время измерительного цикла 2 мин. В состав системы входят: указатель массы;
датчик давления на амортизаторе передней опоры шасси; два датчика давления на амортизаторах главных опор шасси.
8.28.2. Органы управления и сигнализация.
Для управления системой измерения массы на левом пульте бортового техника установлены:
переключатель с положениями ГР. КАБ—Б/ТЕХН. для обеспечения возможности управления изменением клиренса вертолета с рабочего места бортового техника или из грузовой кабины;
выключатель ВЗВЕШИВАНИЕ для включения электрического питания системы измерения массы;
лампа-кнопка указателя массы, размещенная в нижней части указателя, для включения системы измерения;
указатель массы со шкалой от 40 до 60 т с ценой деления 1 т. По указателю производится отсчет массы вертолета при взвешивании.
8.28.3. Эксплуатация системы.
Для измерения массы вертолета перед полетом необходимо:
убедиться, что лампа-кнопка находится в выключенном положении (выключенное положение характеризуется большим выходом лампы-кнопки из гнезда);
убедиться, что переключатель ГР. КАБ—Б/ТЕХН. установлен в положение Б/ТЕХН.;
включить питание 115 и 27 В;
создать давление в вспомогательной гидросистеме;
Примечание. В процессе измерения массы вертолета насосная станция вспомогательной гидросистемы должна быть постоянно включена.
установить выключатель ВЗВЕШИВАНИЕ во включенное положение;
нажать на лампу-кнопку, при этом включается программный механизм указателя массы и через 3—8 с происходит сброс предыдущих показаний массы на указателе (индекс устанавливается в положение ниже отметки 40 т);
примерно через 5 с после включения системы программный механизм выдает команду «Увеличение» и в течение 25—40 с сначала в полость амортизационной стойки передней опоры, а затем амортизационных стоек главных опор шасси подается давление от вспомогательной гидросистемы, что сопровождается подъемом сначала передней опоры, а затем главных опор шасси. Отсчетный индекс на указателе массы увеличивает показания;
через 5—15 с после окончания команды «Увеличение» программный механизм выдает команду «Уменьшение», при этом в течение 25—40 с из цилиндров апортизационных рабочая жидкость сливается, клиренс уменьшается, отсчетный индекс уменьшает показания;
через 5—15 с после прекращения команды «Уменьшение» загорается лампа-кнопка на 10—20 с. В это время бортовому технику необходимо снять показания с указателя о величине массы вертолета;
в момент погасания лампы-кнопки ее необходимо кратковременно нажать для отключения системы измерения массы. При включенной лампе-кнопке цикл измерения повторится.
При необходимости повторного измерения массы вертолета вновь нажать лампу-кнопку. После окончания измерения массы вертолета необходимо:
установить выключатель ВЗВЕШИВАНИЕ в выключенное положение;
выключить насосную станцию вспомогательной гидросистемы;
выключить питание 115 и 27 В.
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
8.29. ЭЛЕКТРОННАЯ СИСТЕМА ОГРАНИЧЕНИЯ РЕЖИМОВ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ Д-136
8.29.1. Электронная система ограничения режимов работы двигателей предназначена для автома
тической защиты двигателей от механических и тепловых перегрузок в процессе эксплуата
ции. Данная система является составной частью топливной системы двигателей и
обеспечивает:
ограничение частот вращения роторов свободной турбины высокого давления и температуры газов за ТНД;
останов двигателя по предельному значению частоты вращения роторов свободной турбины;
останов двигателя по предельному значению температуры газов за ТНД при обжатых стойках шасси (на земле);
автоматическое снижение режима работы двигателя по предельному значению температуры газов за ТНД, при помпаже, а также при отказе БПР в полете на скоростях более 70 км/ч;
отключение воздушного стартера и синхронизации мощности по частоте вращения свободной турбины.
8.29.2. В состав системы входят:
блок предельных регуляторов БПР-2 2-й серии; сигнализатор предельных оборотов СПО-5Р-С; датчики, вмонтированные в защищаемые узлы двигателя; исполнительный механизм, установленный на топливном регуляторе; табло сигнализации на приборных досках летчиков и бортового техника.
8.29.3. Щиток контроля системы защиты турбины винта расположен на рабочем месте бортового
техника. На щитке СЗТВ размешены (рис. 8.36):
два трехпозиционных переключателя для проверки каналов сигнализатора предельных оборотов с положениями 1 КАНАЛ, 2 КАНАЛ и нейтральное (подключены первый и второй каналы);
два трехпозиционных переключателя рода работы ЛЕВ. ДВИГАТЕЛИ ПРАВ, с положениями РАБОТА. ОТКЛ. (нейтральное) и КОНТРОЛЬ;
два выключателя КОНТРОЛЬ С ОСТАНОВОМ под колпаками и законтрены. При работающих двигателях на земле и в воздухе переключатели и выключатели на щитке СЗТВ должны находиться в следующих положениях:
переключатели ЛЕВ. ДВИГАТЕЛИ ПРАВ. — в положении РАБОТА;
О
;0
«ЛЕВ 1 аВИГЯТЕЛи1пРЯВ РЯБОТД
Сэ контроль"®)
Рис. 8.36. Щиток контроля электронной системы защиты турбины винта
258 Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
переключатели проверки каналов 1 КАНАЛ, 2 КАНАЛ — в нейтральном положении; выключатели КОНТРОЛЬ С ОСТАНОВОМ — в отключенном положении, закрыты колпаками и законтрены.
8.29.4. Проверка работоспособности СПО и БПР без выключения двигателей производится в на
чале летного дня (ночи), а с выключением — в период регламентных работ. Проверку вы
полнять при запущенных двигателях и установленных рычагах раздельного управления в
положении автоматического регулирования, а рычага общего шага несущего винта — внизу
на упоре (частота вращения НВ должна быть не менее 86 %).
8.29.5. Для проверки совместной работы канала предельной частоты вращения ротора свободной
турбины в блоке БПР и одного из каналов СПО без останова двигателя необходимо:
подключить пульт наземной проверки БПР и ШР в кабине сопровождающих; убедиться, что выключатели КОНТРОЛЬ С ОСТАНОВОМ находятся в отключенном положении, закрыты колпаками и законтрены;
установить переключатель проверки каналов левого двигателя в положение 1 КАНАЛ; перевести переключатель рода работ левого двигателя на щитке СЗТВ из положения РАБОТА и положение КОНТРОЛЬ, при этом загорится желтое табло СПО ОТКЛ. левого двигателя на приборной доске бортового техника;
нажать на 1—2 с кнопку ПЕРЕНАСТРОЙКА яст на пульте наземной проверки БПР, при этом должны загореться красные табло ПРЕДЕЛ п и желтое табло АВТОМАТ. ОГРА-НИЧ. БПР левого двигателя на средней панели приборной доски летчиков, а также красное табло ПРЕДЕЛ п левого двигателя на приборной доске борттехника. Речевой информатор выдает команду; «Внимание! Левый двигатель выключен СПО». При отпускании кнопки ПЕРЕНАСТРОЙКА яст табло АВТОМАТ. ОГРАНИЧ. БПР должно погаснуть. Бортовому технику дать команду командиру экипажа: «Снять блокировку БПР левого двигателя»:
командиру экипажа снять блокировку БПР путем кратковременного (1—2 с) выключения и последующего включения переключателя БПР левого двигателя на приборной доске летчиков, при этом гаснет табло ПРЕДЕЛ п. Сообщить по СПУ: «Блокировка БПР левого двигателя снята»;
бортовому технику после получения сообщения о снятии блокировки БПР переключатель рода работ левого двигателя на щитке СЗТВ перевести из положения КОНТРОЛЬ в положение РАБОТА с задержкой на 1—2 с в положении ОТКЛ., при этом табло СПО ОТКЛ. левого двигателя должно погаснуть.
В аналогичной последовательности выполнить проверку совместной работы БПР и второго канала СПО левого двигателя и обоих каналов правого двигателя. После выполнения проверки отключить пульт наземной проверки БПР.
Внимание. При проверке совместной работы БПР и СПО допускается загорание с последующим погасанием табло АВТОМАТ. ОГРАНИЧ. БПР, при этом ограничиваемые параметры должны находиться в установленных пределах.
8.29.6. Для проверки одновременной работы обоих каналов СПО без БПР и без останова двигате
лей необходимо:
убедиться, что выключатели КОНТРОЛЬ С ОСТАНОВОМ находятся в отключенном положении, закрыты колпаками и законтрены, а переключатели каналов СПО — в нейтральном положении;
перевести переключатель рода работ на щитке СЗТВ левого двигателя из положения РАБОТА в положение КОНТРОЛЬ, при этом должны загореться красные табло ПРЕ-ДЕЛ«и СПО ОТКЛ. левого двигателя на приборных досках летчиков и бортового техника; речевой информатор выдает команду: «Внимание! Левый двигатель выключен СПО»;
перевести переключатель рода работ левого двигателя из положения КОНТРОЛЬ в положение РАБОТА с задержкой на 1—2 с в положении ОТКЛ. (нейтральном) для снятия блокировки, при этом табло ПРЕДЕЛ п и СПО ОТКЛ. должны погаснуть. Аналогичным порядком проверить одновременную работу обоих каналов СПО без БПР правого двигателя.
8.29.7. Для проверки работоспособности СПО с остановом двигателя необходимо:
установить выключатель КОНТРОЛЬ С ОСТАНОВОМ левого двигателя во включенное положение;
переключатель проверки каналов левого двигателя установить в нейтральное положение;
перевести переключатель рода работы левого двигателя из положения РАБОТА в положение КОНТРОЛЬ, при этом левый двигатель автоматически выключается с одновременным загоранием красных табло ПРЕДЕЛ п и желтого табло СПО ОТКЛ. левого двигателя на приборных досках летчиков и борттехника, речевой информатор в это время выдает сообщение: «Внимание! Левый двигатель выключен СПО»;
перевести кран останова левого двигателя в закрытое положение;
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования 259
выключателем БПР на приборной доске летчика выключить питание БПР левого двигателя;
переключатель рода работ на щитке СЗТВ левого двигателя перевести из положения КОНТРОЛЬ в положение РАБОТА с задержкой на 1—2 с в положении ОТКЛ., при этом табло ПРЕДЕЛ п и СПО ОТКЛ. левого двигателя должны погаснуть;
установить выключатель КОНТРОЛЬ С ОСТАНОВОМ левого двигателя в отключенное положение, закрыть его колпаком и законтрить.
В такой же последовательности проверить работоспособность СПО с остановом правого двигателя.
8.29.8. При превышении предельного значения частоты вращения свободной турбины левого
(правого) двигателя на земле и в воздухе двигатель, независимо от режима его работы, авто
матически выключится и загорятся красные табло ПРЕДЕЛ п, при этом речевой информа
тор выдает сообщение: «Внимание! Левый (правый) двигатель выключен СПО», нормально
работающий двигатель выйдет на повышенный режим работы.
При автоматическом выключении двигателя на земле летчику необходимо: продублировать выключение двигателя переводом крана останова в закрытое положение; выключить питание БПР остановившегося двигателя;
дать команду бортовому технику установить переключатель рода работ на щитке СЗТВ из положения РАБОТА в положение ОТКЛ. и закрыть пожарный кран выключенного двигателя.
Действия летчика при выключении двигателя в полете по предельному значению частоты вращения свободной турбины изложены в разделе 5 («Отказ одного двигателя»).
8.29.9. При превышении температуры газов за ТНД левого (правого) двигателя выше максималь
но допустимого значения на земле (обжаты стойки шасси) двигатель автоматически вы
ключится, загорятся красные табло ПРЕДЕЛ Т и речевой информатор выдаст сообщение:
«Высока температура газов левого (правого) двигателя».
В этом случае действия летчика аналогичны действиям при выключении двигателя на земле по предельному значению частоты вращения свободной турбины.
При превышении температуры газов за ТНД в полете автоматического выключения двигателя не происходит. На скоростях полета более 70 км/ч и работе двигателей на режиме выше 0,7 номинального режима двигателя, в котором произошло повышение температуры газов, ароматически уменьшится до 0,7 номинального, загорятся красные табло ПРЕДЕЛ Т левого (правого) двигателя на приборных досках летчиков и бортового техника, нормально работающий двигатель выйдет на повышенный режим работы, а речевой информатор выдаст сообщение: «Высока температура газов левого (правого) двигателя». В этом случае летчику необходимо:
уменьшить общий шаг несущего винта до величины, обеспечивающей частоту вращения не менее 84 %;
убедиться в понижении температуры газов за ТНД левого (правого) двигателя ниже максимально допустимого значения;
установить рычаг раздельного управления двигателем, режим работы которого автоматически уменьшился, в положение несколько ниже 0,7 номинального (Л/кр не должен быть менее 35 %) и для снятия сигнала ПРЕДЕЛ Т кратковременно (на 1—2 с) выключить питание БПР левого (правого) двигателя. После погасания табло ПРЕДЕЛ Т снова включить питание БПР;
усилить контроль за параметрами работы двигателя;
установить необходимый режим полета, при этом двигателю, в котором повышалась температура газов за ТНД выше максимально допустимого значения, режим работы устанавливать не более 0,7 номинального;
продолжить полет до ближайшего аэродрома (площадки) и произвести посадку. Если после снижения режима работы левого (правого) двигателя температура газов не понижается или продолжает расти, необходимо:
немедленно выключить левый (правый) двигатель краном останова; убедиться в нормальной работе исправного двигателя и возможности продолжения полета; отключить питание БПР выключенного двигателя;
дать команду бортовому технику закрыть пожарный кран и установить переключатель рода работы на щитке СЗТВ выключенного двигателя в положение ОТКЛ.;
продолжить полет до ближайшего аэродрома (площадки) и произвести посадку в соответствии с рекомендациями, изложенными в подразделе 5.2 РЛЭ.
При превышении температуры газов за ТНД левого (правого) двигателя выше максимально допустимого значения на скоростях полета менее 70 км/ч автоматического снижения режима работы двигателя не происходит, при этом загорается табло ПРЕДЕЛ Т левого (правого) двигателя и речевой информатор выдает сообщение: «Высока температура газов левого (правого) двигателя».
260 Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
В этом случае при выполнении висения, взлета или предпосадочного планирования произвести посадку и немедленно выключить двигатель, а при наличии запаса высоты необходимо:
немедленно рычагом раздельного управления левого (правого) двигателя уменьшить режим его работы, при этом Мкр не должен быть менее 35 % (другой двигатель должен выйти на повышенный режим работы);
одновременно перевести вертолет на разгон скорости до 160—180 км/ч, не допуская уменьшения частоты вращения Hecyaiero винта менее 84 %;
убедиться в понижении температуры газов за ТНД левого (правого) двигателя и действовать в дальнейшем в соответствии с вышеизложенными рекомендациями.
8.29.10. В полете при загорании на приборной доске бортового техника табло СПО ОТКЛ. левого (правого) двигателя необходимо:
перевести переключатель рода работ левого (правого) двигателя на щитке СЗТВ из положения РАБОТА в положение ОТКЛ.;
усилить контроль за параметрами работы двигателей;
выполнение задания прекратить и произвести посадку на своем или запасном аэродроме, не допуская резких движений рычагом общего шага.
РАЗДЕЛ 9 ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ И ДИНАМИКИ ПОЛЕТА
СОДЕРЖАНИЕ
9.1. Особенности конструкции вертолета, влияющие на его аэродинамические
характеристики и на характеристики устойчивости и управляемости................ 262
9.2. Устойчивость и управляемость вертолета.................................................................... 263
9.3. Балансировка вертолета.................................................................................................... 264
9.4. Боковая балансировка вертолета на земле................................................................... 271
9.5. Летные характеристики, причины и сущность ограничений.................................. 272
262 Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
9.1. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ ВЕРТОЛЕТА, ВЛИЯЮЩИЕ НА ЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И НА ХАРАКТЕРИСТИКИ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ
9.1.1. Вертолет Ми~26 по своим размерам и полетной массе относится к той же категории, что и
вертолет Ми-6.
Наличие 8-лопастного несущего винта диаметром 32 м, с существенно увеличенным разносом горизонтальных шарниров (0,7 м), при увеличенной средней вертикальной центровке (3,6 м), приводит, несмотря на применение более легких лопастей, к значительному увеличению эффективности продольного и поперечного управления. Эти же особенности приводят к возрастанию продольной устойчивости по скорости полета, поперечной статической устойчивости, продольного и поперечного демпфирования, создаваемых несущим винтом, и к возрастанию статической неустойчивости по углу атаки, создаваемой несущим винтом.
На вертолете установлен стабилизатор площадью S^ — 6 м2, что составляет 0,75 % площади FHB, сметаемой несущим винтом. Стабилизатор вынесен вверх на переднюю кромку киля
и отнесен от вала несущего винта назад на расстояние -~- = 1. Это приводит к уменьшению
л
ив
«ложки» кривых продольной балансировки на малых скоростях полета. За счет увеличения площади и плеча действия стабилизатора статический момент его площади возрастает, вследствие чего возрастает его стабилизирующее воздействие.
На вертолете отсутствует кинематическая связь стабилизатора с системой управления общим шагом.
9.1.2. На вертолете установлен «толкающий» 5-лопастной рулевой винт диаметром ДрЛт = 7,6 м с
направлением вращения, при котором нижние лопасти идут вперед. Принятое направление
вращения рулевого винта дает улучшение путевой управляемости на режиме висения верто
лета при ветре справа.
Автоматическая система подвижного упора управления (СПУУ), управляющая изменением шага рулевого винта при изменении температуры и плотности наружного воздуха, обеспечивает необходимые запасы путевого управления по правой педали, ограничивая одновременно нагрузки на рулевой винт и трансмиссию.
9.1.3. Киль на вертолете имеет эффективную площадь, равную SK эф = 11 м2 или 1,4 % площади, оме-
таемой несущим винтом. Киль имеет несимметричный профиль с выпуклостью, направленной
влево, и установлен под углом 6° влево относительно вертикальной плоскости симметрии фю
зеляжа.
Боковая сила, создаваемая килем, при отсутствии скольжения направлена влево и разгружает рулевой винт на больших скоростях моторного полета приблизительно на 30 %. Тем самым уменьшается потребный расход правой педали в поступательном полете.
Возросшее в связи с этим на больших скоростях планирования при самовращении несущего винта отклонение вперед левой педали, потребное для балансировки, учтено при выборе пределов отклонения педалей.
9.1.4. На задней части капотов установлены аэродинамические гребни, которые упорядочивают
обтекание капотов, устраняют периодические срывы вихрей и попадание их на рулевой винт
и киль, что приводит к снижению низкочастотных вибраций вертолета.
9.1.5. Четырехканальный автопилот (ВУАП) вертолета реагирует на изменение углов тангажа, кре
на, а также (при освобожденных педалях) угла рыскания, на угловые скорости тангажа, крена
и рыскания и, кроме того, на изменение заданной высоты полета и вертикальную скорость.
Поскольку каналы автопилота включены в соответствующую цепь управления по дифференциальной схеме, то отклонения автопилотом автомата перекоса и изменение шага винтов не передаются на ручку управления, педали и на рычаг общего шага, т.е. летчик имеет возможность управлять вертолетом при помощи ручки управления и педалей одновременно с работой автопилота. Автопилот создает дополнительную искусственную стабилизацию вертолета, поэтому при включенном автопилоте характеристики устойчивости существенно улучшаются.
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета 263
9.2. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ ВЕРТОЛЕТА
9.2.1. Под собственной устойчивостью вертолета понимается его способность без вмешательства
летчика возвращаться к исходному балансировочному состоянию после кратковременного
воздействия внешних возмущений при отключенном автопилоте. Продольная неустойчи
вость вертолета на висении незначительна, и поэтому возмущенное движение вслед за им
пульсным отклонением ручки управления воспринимается как практически затухающее.
В полете на крейсерской скорости уход вертолета от первоначального режима, после импульсного отклонения ручкой управления, незначителен и легко парируется летчиком. Летчик выдерживает заданный режим при весьма умеренной работе органами управления. При отсутствии болтанки полет с брошенной ручкой управления не требует вмешательства летчика в течение 15 с. Запасы управления обеспечивают выполнение всех предусмотренных в эксплуатации режимов полета.
9.2.2. Управляемость вертолета характеризуется угловыми ускорениями и изменением углов и уг
ловых скоростей крена и тангажа, возникающих при отклонении органов управления.
Особенностью управляемости вертолета является повышенная эффективность продольного, поперечного и путевого управления. Вертолет хорошо управляем, четко реагирует на отклонения ручки управления и педалей. При транспортировке грузов на внешней подвеске управление вертолетом сложности не представляет.
При включенном автопилоте обеспечивается динамическая устойчивость вертолета, хорошая стабилизация углов крена, тангажа и рыскания.
264 Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
9.3. БАЛАНСИРОВКА ВЕРТОЛЕТА
9.3.1. Балансировочными называются отклонения органов управления, необходимые для выпол
нения вертолетом установившегося полета и обеспечивающие равновесие всех сил и момен
тов, действующих на вертолет, а также соответствующие им значения углов крена и тангажа
вертолета. Зависимости этих параметров от скорости полета или от угла скольжения верто
лета называются балансировочными кривыми. Балансировочные кривые позволяют опреде
лить запасы продольного, поперечного и путевого управления, разбалансировку при
изменении режима полета или центровки вертолета и степень изменения балансировочных
отклонений ручки управления и педалей по скорости полета и по углу скольжения, а также
дают исходные сведения для определения нагрузок, действующих на вертолет. Наклон ба
лансировочных кривых характеризует статическую устойчивость вертолета.
9.3.2. На рис. 9.1 и 9.2 приведены графики балансировки по скорости полета и по углу скольжения
вертолета с выключенным автопилотом для режимов горизонтального полета, набора высо
ты на номинальном режиме работы двигателей и планирования на режиме самовращения
несущего винта. Графики построены для вертолетов с углом установки стабилизатора
ест = -5° при полете с частотой вращения несущего винта 88 % и для осредненного значения
угла установки триммеров на лопастях несущего винта, близкого к номиналу.
9.3.3. Продольная балансировка.
Графики продольной балансировки вертолета при предельно передней и предельно задней центровках представлены на рис. 9.1 и 9.2. На рис. 9.1 показаны кривые зависимости продольного отклонения автомата перекоса 8U от скорости полета К при угле установки стабилизатора £ст = —5° (носок стабилизатора опущен вниз).
В диапазоне малых скоростей полета до 40—50 км/ч (переход от режима висения к установившемуся полету с большей скоростью) требуется увеличение отклонения ручки управления «от себя». При дальнейшем увеличении скорости полета до 80—90 км/ч потребные для балансировки отклонения ручки управления «от себя» несколько уменьшаются и на скоростях полета более 90 км/ч снова возрастают. В диапазоне скоростей полета 90—250 км/ч выдерживание заданной скорости полета затруднений не вызывает.
Аналогичный характер балансировочных зависимостей имеет место на режимах набора высоты и самовращения.
На скоростях полета более 250 км/ч вертолет статически неустойчив по скорости полета (рис. 9.1). По этой причине при выключенном автопилоте сбалансированный вертолет апериодически уходит с режима. С увеличением частоты вращения несущего винта степень статической неустойчивости вертолета по скорости возрастает.
Стабилизация скорости с помощью автопилота существенно улучшает пилотирование на скоростях более 250 км/ч. Однако статическая неустойчивость вертолета приводит к тому, что при включенном канале стабилизации скорости и невмешательстве летчика в управление вертолетом появляется пикурующий момент с увеличением скорости полета. Поэтому при пилотировании на скоростях, близких к максимальным, особенно в условиях турбулентной атмосферы, возможен выход вертолета за пределы ограничений по скорости, что вызывает необходимость повышенного внимания экипажа за ее контролем и своевременного вмешательства летчика в управление в случае отклонения скорости от заданной.
Разбалансировка вертолета при изменении режима полета такова, что для перехода от горизонтального полета на скорости K=i60 км/ч к режиму набора высоты с этой же скоростью требуется отклонение ручки управления «от себя» (около 20 мм), для перехода к режиму самовращения необходимо переместить ручку управления «на себя» (около 15 мм). Вследствие большой эффективности продольного управления потребное отклонение ручки управления при изменении центровки невелико и составляет около 10 мм хода ручки на 100 мм изменения положения центра тяжести вертолета.
При уменьшении частоты вращения несущего винта на 1 % для балансировки требуется изменить положение ручки управления -10 мм «от себя».
Минимальный запас продольного управления в направлении «на себя» соответствует висе-нию вертолета с допустимым ветром сзади W— 10 м/сек при предельно передней центровке. В зависимости от величины полетной массы вертолета этот запас составляет около 15—20 % от полного диапазона отклонения автомата перекоса («на себя» 5 в = 4°30', «от себя» 5 в = ™7С).
Наименьший запас продольного управления в направлении «от себя» имеет место при предельной задней центровке вертолета. Для горизонтального полета он составляет -25 % полного диапазона углов отклонения автомата перекоса, или около 100 мм хода ручки при V= 200 км/ч, а для режима набора высоты на скорости Кпр = 140—170 км/ч — приблизительно 85 мм хода ручки или 20 % полного диапазона отклонения автомата перекоса. Такой запас управления вполне достаточен даже в случаях неблагоприятного влияния углов установки триммеров лопастей несущего винта (по крайнему пределу).
На рис. 9.2 представлены кривые зависимости балансировочных значений угла тангажа от скорости полета Fnp при угле установки стабилизатора £ст = —5°.
С ростом скорости положительные (на кабрирование) углы тангажа уменьшаются и становятся отрицательными лишь на относительно больших скоростях полета (для предельно передней центровки вертолета — при Кпр > 200 км/ч).
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета
| 'S/////S/S///, |
J5 6
О
О —I
•3
&////SS/SSSS/SS//SSSJ
Предельное отклонение автомата перекоса "от себя"о"8 =
Предельное отклонение автомата перекоса "на себя" бй=
_
--------------- Горизонтальный полет
Набор высоты
Самовращение
Рис. 9.1. Зависимость продольного отклонения автомата перекоса от скорости полета без скольжения
Горизонтальный
------------ на fop Высоты
Рис. 9.2. Зависимость угла тангажа Кот скорости полета без скольжения
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
Наибольшее отрицательное значение угла тангажа (на пикирование) в горизонтальном полете составляет от —2 до —3°. При планировании на режиме самовращения несущего винта на скоростях более 200 км/ч этот угол может составить от —3 до —4°.
Наибольшее положительное значение угла тангажа (около 8°) имеет место у вертолета с предельно задней центровкой в горизонтальном полете на скоростях до Кпр = 40 км/ч и на висении при ветре сзади. На висении в штиль тангаж на кабрирование несколько уменьшается. Степень изменения угла тангажа при изменении продольной центровки составляет около 0,7—0,8" на 100 мм.
9.3.4. Поперечная и путевая балансировка.
На рис. 9.3 показана зависимость поперечного отклонения автомата перекоса, потребного для балансировки, от скорости установившегося полета для нормальной полетной массы. Поперечная балансировка не зависит от продольной центровки. Как и на всех одновинтовых вертолетах с несущим винтом левого вращения, для перехода от висения и малых скоростей установившегося полета к большим скоростям ручка управления должна перемещаться справа налево.
Указанный характер поперечной балансировки связан с тем, что при наличии поступательной скорости вертолета конус лопастей несущего винта стремится завалиться вправо. Чем больше скорость полета, тем больше завал конуса винта (при нейтральном положении ручки управления) вправо и потребное для уменьшения этого завала отклонение автомата перекоса влево.
Наименьший запас поперечного управления вправо имеет место на висении с ветром справа (2,75°, или 32 %). При ветре справа 6—7 м/с этот запас уменьшается на Г. Минимальный запас управления влево получается на наибольшей скорости безмоторного планирования при самовращении несущего винта (3,25°, или 38,2 % полного диапазона поперечного управления).
На рис. 9.4 приведены кривые изменения балансировочных значений угла крена в зависимости от скорости полета. На режиме висения угол крена вправо достигает 1,5°. С переходом в поступательный полет правый крен уменьшается и при скорости 60 км/ч вертолет летит с левым креном, который в горизонтальном полете сначала возрастает, а затем на максимальной скорости уменьшается до нуля. Наибольший угол крена влево в горизонтальном полете и на самовращении несущего винта составляет 1—1,25°. При переходе к набору высоты крен изменяется вправо и на Fnp = 160—200 км/ч составляет около —0,5е вправо.
Путевая балансировка в основном определяется требованием уравновешивания реактивного момента несущего винта моментом от тяги рулевого винта. Наибольшее потребное отклонение правой педали вперед имеет место на режиме висения вертолета с перегрузочной полетной массой на статическом потоке вертолета.
На рис. 9.5 показана зависимость балансировочных значений угла установки лопастей рулевого винта от температуры наружного воздуха и высоты висения. Там же нанесены пределы отклонения правой педали (по штоку рулевого винта), ограничиваемые автоматической системой переменного упора управления (СПУУ). На графике видно, что СПУУ обеспечивает минимальные запасы управления по правой педали 5°, или 14 %.
Предельное отклонение о0томота перекоса влево &8 =30
3,0 2,0
',0
о
~1,0 -2,0
высоты
Самобращение
Предельное отклонение автопота перекосо бпрабо
Рис. 9.3. Изменение потребных углов отклонения автомата перекоса в поперечном направлении в зависимости от
скорости полета
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета
| 1оризонтоаЬный полет/ |
| Рис. 9.4. Изменение углов крена по скорости полета |
Рис. 9,5, Зависимость потребного угла установки рулевого винта от температуры наружного иоздуха, высоты полета и ограничения по СПУУ
На режиме горизонтального полета с ростом скорости до 200 км/ч потребный угол установки лопасти рулевого винта уменьшается, а при дальнейшем возрастании скорости увеличивается (рис. 9.6).
При выполнении набора высоты требуется отклонение правой педали вперед более значительное по сравнению с горизонтальным полетом, но по мере возрастания скорости потребное отклонение педали уменьшается. При планировании на режиме самовращения несущего винта на скоростях свыше 140 км/ч требуется обеспечить отрицательный угол установки лопастей рулевого винта.
Наибольшая разбалансировка вертолета в путевом отношении происходит при переходе от режима набора высоты к режиму самовращения несущего винта. На скоростях полета 150—250 км/ч она составляет 7,8—6,6° изменения угла установки рулевого винта.
Минимальный запас управления по правой педали на режиме висения у земли в условиях МСА при бупора спуу ~ 21,9° и ветре слева 6—7 м/с составляет 25° от полного диапазона углов Op B По левой педали минимальный запас на режиме самовращения несущего винта 10,4°, или 29,4 %. Балансировочное значение утла 6Р.В в приведенных графиках даны по штоку рулевого винта.
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
Максимальный угол установки лопастей рулевого винте при полностью,. данной правой педали 0р.в.=34.
Минимальный угол установки лопастей рулевого винта при полностью данной левой педали 9Р*В**Н°£5'.
Рис. 9.6. Изменение потребных углов отклонения лопастей рулевого винта (по штоку) от скорости полета
На рис. 9.7. представлены зависимость балансировочных отклонений автомата перекоса в поперечном направлении от угла скольжения для трех режимов полета (горизонтального полета, режима набора высоты и самовращения несущего винта) для нормальной полетной массы. Из графика видно, что для создания скольжения влево требуется отклонение ручки управления влево, для скольжения вправо — отклонение ручки вправо. Чем больше угол скольжения влево или вправо, тем большее требуется отклонение ручки влево или вправо. Эта зависимость имеет линейный характер.
На рис. 9.8 представлены кривые зависимости угла крена от угла скольжения в установившемся горизонтальном полете, на режиме набора высоты и самовращения несущего винта. С увеличением угла скольжения влево увеличивается крен влево, при увеличении угла скольжения вправо увеличивается крен вправо. Для горизонтального полета со скоростью 270 км/ч отношение —- =0,43.
др
На рис. 9.9. даны зависимости балансировочных значений углов установки лопастей рулевого винта от угла скольжения для трех режимов полета. Из графика видно, что увеличение скольжения вправо требует увеличения перемещения левой педали, что соответствует статической путевой устойчивости вертолета. Наибольший градиент изменения угла установки лопастей рулевого винта по скольжению имеет место на режиме висения. Наименьший — на режиме самовращения несущего винта. В горизонтальном полете на ^р — 270 км/ч отношение —-^- = 0,22.
Из графика видно, что запасы управления по педалям меньше, чем по поперечному отклонению ручки. Следовательно, при выполнении скольжений или на висении с ветром даже при выходе педалей на упор остаются запасы поперечного отклонения ручки управления, достаточные для того, чтобы летчик мог не допустить выход вертолета на чрезмерно большие углы крена.
9.3.4. На рис. 9.10 представлены кинематические зависимости продольного, поперечного и путевого управления. Кинематическая связь ручки управления с автоматом перекоса выполнена нелинейной: одному и тому же перемещению ручки от нейтрали «на себя» или «от себя» соответствует разное изменение отклонения автомата перекоса. При этом нейтральному положению ручки продольного управления соответствует отклонение кольца автомата перекоса вперед на —2°1.8'. При такой регулировке ручка управления располагается ближе к нейтрали на крейсерских и больших скоростях полета, что способствует комфорту и снижает утомляемость летчика. С той же целью нулевое отклонение ручки в поперечном направлении выбрано равным 0°48'. Нейтральному положению педалей соответствует положительный угол установки лопастей рулевого винта, равный 2°20', что позволяет сохранять на крейсерском режиме полета близкое к нейтральному положению педалей.
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета
| Горизонтальный лолег^ * |
Рис. 9.7. Зависимость отклонения автомата перекоса в поперечном направлении от угла скольжения на режимах горизонтального полета, набора высоты и самовращения несущего винта
Рис. 9.8. Изменение углов крена в зависимости от углов скольжения
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
X
"sT
с
U
эиЗ. полет
ч
_На5ор Btyicombt
N
-го_ леёсе с:
>го
npa&ce скольжение
•*й
Рис. 9.9. Изменение углов установки лопастей рулевого винта в зависимости от углов скольжения
| ILCsLr |
Рис. 9.10. Кинематические зависимости продольного, поперечного и путевого управления
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета 271
9.4. БОКОВАЯ БАЛАНСИРОВКА ВЕРТОЛЕТА НА ЗЕМЛЕ
9.4.1. При трогании с места, при рулении и разбеге вертолета по земле, в момент отрыва вертолета при вертикальном взлете и при вертикальной посадке могут создаваться условия неустойчивого равновесия, когда наклон вертолета может привести к опрокидыванию вертолета вбок относительно оси, проходящей через переднее и одно из основных шасси — даже при полном отклонении ручки управления против этого опрокидывания.
При стоянке вертолета с работающим несущим винтом на гладкой наклонной поверхности (лед, мокрая трава) возможно соскальзывание вертолета вбок. Опасность опрокидывания или соскальзывания вертолета увеличивается, если тяга несущего винта становится более 60 % веса вертолета.
Опрокинуть вертолет в этих условиях стремятся: направленная вбок (влево) сила тяги рулевого винта, боковая проекция силы веса (приложенная в центре тяжести вертолета и возникающая при его наклонении), направленная вперед продольная сила несущего винта. В связи с этим следует иметь в виду, что посадка и взлет левым бортом под уклон опаснее, чем правым бортом. Удерживают от опрокидывания: сила тяжести вертолета за вычетом тяги несущего винта, боковая сила и момент на втулке несущего винта, создающиеся при управляющих действиях летчика. При определенных сочетаниях величины подъемной силы несущего винта, угла крена и положения ручки управления опрокидывающий момент может превзойти восстанавливающий момент и вертолет оторвет от земли одно из основных колес. При этом угол крена увеличивается еще больше и опрокидывающий момент резко возрастет.
Тенденции вертолета к опрокидыванию на земле способствует боковой ветер, малая жесткость шасси (т.е. слабая зарядка амортизационных стоек), увеличение передней центровки и уменьшение вертикальной центровки.
Для того чтобы не допустить опрокидывание вертолета, летчик должен стремиться производить посадку на косогор левым бортом на уклон; при взлете с площадки, имеющей уклон, увеличение тяги от величины, равной 60 % взлетного веса, до полного взлетного веса производить быстро, а при посадке — быстро сбрасывать тягу, чтобы минимальное время находиться в условиях возможного неустойчивого равновесия вертолета. При внезапном увеличении крена на земле, т.е. в начале опрокидывания, летчик должен энергично сбросить шаг несущего винта, уменьшая этим дестабилизирующие силы, или быстро взлететь.
272 Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
9,5. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ПРИЧИНЫ И СУЩНОСТЬ ОГРАНИЧЕНИЙ
9.5.1. Максимальная скорость руления 20 км/ч при нормальной и менее массах и 10 км/ч при мас
се вертолета выше нормальной установлена из условий безопасности. Кроме того, при руле
нии на большой скорости по неровному грунту создаются значительные нагрузки на шасси.
9.5.2. При скорости ветра более 10 м/с подлеты необходимо производить так, чтобы нос вертоле
та удерживать против ветра. Когда направление ветра не совпадает с направлением продо
льной оси вертолета, техника пилотирования усложняется, так как вертолет стремится
развернуться против ветра. При подлетах с боковым и особенно с попутным ветром воз
можно попадание выхлопных газов во вход двигателей. Это приводит к резкому падению
мощности двигателей и снижению вертолета.
9.5.3. Подлеты и перемещения влево и вправо на малой высоте выполнять со скоростью не более
30 км/ч. Эта скорость выбрана из условий возможности быстрого гашения ее при угрозе
столкновения с препятствиями.
Перемещения назад из-за резкого ухудшения обзора в направлении движения вертолета выполнять на скорости не более 10 км/ч.
9.5.4. Ограничения величин углов разворотов вертолета на висении в зависимости от скорости
ветра даны в пределах, проверенных летными испытаниями.
9.5.5. Минимальные скорости полета 60 км/ч для нормальной полетной массы до высоты 3000 м,
для перегрузочной до 2000 м и максимальной до 1000 м установлены из-за неустойчивых
показаний указателей скорости на меньших скоростях полета. При полетах на скоростях
меньше 60 км/ч (подлеты, взлеты и посадки, висение при транспортировке грузов на внеш
ней подвеске и в других случаях) скорость полета определять визуально по перемещению
относительно земли. На больших высотах минимальные скорости полета ограничены рас
полагаемой мощностью двигателей.
9.5.6. Максимальные скорости полета для всех полетных масс ограничены из-за возможного,
при высоких температурах наружного воздуха, срыва потока с лопастей несущего винта и
из условия сохранения прочности несущей системы. Для отдаления срыва и увеличения
скорости полета на высотах более 2000 м при нормальной полетной массе и более 1000 м
при перегрузочной и максимальной полетной массах производится перенастройка частоты
вращения несущего винта с 88 на 91 % по указателю.
9.5.7. Крейсерские скорости полета на высотах до 2000 м при нормальной и перегрузочной по
летной массах и до 1000 м при максимальной полетной массе установлены по минимуму
километрового расхода топлива. Отклонение от этих скоростей при полете по маршруту
приводит к уменьшению дальности полета вертолета.
На высотах 2000 м и 4000 м и более при соответствующих полетных массах крейсерские скорости ограничены срывом потока с лопастей несущего винта и равны максимальным скоростям полета. Частота вращения несущего винта при полете на крейсерских скоростях, так же как и при полете на максимальных скоростях, должна быть перенастроена на этих высотах с 88 на 91 %.
9.5.8. Максимальная скороподъемность вертолета получается на наивыгоднейшей скорости на
бора высоты. Этой скорости соответствует максимальный избыток располагаемой мощно
сти двигателей над потребной мощностью. Наивыгоднейшие скорости набора высоты в
зависимости от полетной массы и высоты полета приведены в табл. 7.3.
9.5.9. Максимальная высота полета (динамический потолок) для всех полетных масс определяет
ся величиной располагаемой мощности двигателей на номинальном режиме. При умень
шении полетной массы вертолета максимальная высота полета увеличивается. Так, для
полетной массы 35 000 кг максимальная высота увеличивается до 6500 м.
9.5.10. Потребная мощность для горизонтального полета вертолета существенно зависит аг скорости,
высоты полета и от взлетной массы вертолета. Наибольшая мощность требуется на режиме ви-
сения вертолета, а также в полете на максимальной скорости. С переходом в полет с поступате
льной скоростью величина потребной мощности уменьшается. Уменьшение потребной
мощности происходит до такой скорости горизонтального полета, при которой затраты мощно
сти на преодоление лобового сопротивления вертолета будут увеличиваться быстрее, чем умень
шаются затраты мощности на создание силы тяги несущего винта — индуктивной мощности.
Эта скорость является наивыгоднейшей и экономической скоростью полета: на ней получается
максимальная скороподъемность и максимальная продолжительность полета вертолета.
Дата добавления: 2015-11-30; просмотров: 24 | Нарушение авторских прав