Файл: Лалетин К.Н. Практическая аэродинамика вертолета Ка-26 учеб. пособие.pdf

вая балансировка взаимосвязаны, то при изменении скорости поле­ та происходит и перемещение педалей.

Изменение путевой и поперечной балансировки в полете без скольжения связано с изменением величины и направления завала конусов вращения несущих винтов в косом потоке. Но изменение поперечной и путевой балансировки вертолета Ка-26 значительно меньше, чем одновинтовых вертолетов, а поэтому пилотирование проще.

В горизонтальном полете отклонение педалей не превышает 20—30 мм, а ручки управления — 30—40 мм. Изменение угла кре­ на вертолета при этом показано на рис. 76.

Из рисунка видно, что при балансировке без скольжения угол крена не превышает ±2°.

При выполнении комбинированных скольжений влево необхо­ димо отклонять влево ручку управления и правую педаль вперед, а при правом скольжении ручка управления перемещается вправо и отклоняется относительно балансировочного положения вперед левая педаль. Балансировочные кривые (см. рис. 49 и 74) и резуль-

107

Рис. 76. Изменение углов крена при скольжениях:

тэты испытаний показывают, что при скоростях до 40 км/ч верто­ лет обладает путевой и поперечной статической устойчивостью в пределах углов скольжения ±90°.

При скоростях полета более 100 км/ч вертолет обладает путе­ вой и поперечной статической устойчивостью по углу скольжения в диапазоне углов скольжения ±20° (см. рис. 75). При углах сколь­ жения ± (20—36°) характеристики устойчивости практически близ­ ки к нейтральным, а при углах скольжения влево и вправо больше 36° вертолет статически неустойчив в путевом отношении.

Поперечная статическая устойчивость в диапазоне индикатор­ ных скоростей 100—145 км/ч проявляется при углах скольжения до ±35°.

Взаимосвязь углов скольжения с углами крена при координиро­ ванных скольжениях вполне определенная (см. рис. 76).

Однако отсутствие продольной статической устойчивости верто­ лета в диапазоне скоростей по прибору 20—80 км/ч свидетельству­ ет и о динамической неустойчивости. Так, на проверенной скорости горизонтального полета 70 км/ч по прибору на высоте 1000 м воз­ мущенное движение вертолета после «дач» характеризуется разви­ вающимися колебаниями по крену, тангажу и рысканию, сопро­ вождающееся в основном изменением угла крена и скорости поле­ та. Среднее время изменения утла тангажа на 5° составляет 50 сек. Но на скорости по прибору 115 км/ч в режиме горизонтального по­ лета на средней высоте 1000 м возмущенное движение вертолета характеризуется затуханием по крену, тангажу и рысканию, т. е. вертолет на этом режиме обладает устойчивостью.

Хорошие характеристики устойчивости и управляемости облег­ чают пилотирование. Вертолет Ка-26 сохраняет в режиме горизон­ тального полета высокую эффективность, чувствительность и мощ­ ность управления. Так, при индикаторной скорости 120 км/ч «дачи» командными рычагами управления вызывают изменение угла тан­ гажа на ±20°, а угла крена и скольжения на ±30°. Но изменение положения вертолета в пространстве при отклонении органов уп­ равления уменьшается с увеличением скорости полета (см. гл. Ill, § 3). Характеристики загрузочных механизмов (см. рис. 38—40) во всем диапазоне эксплуатационных скоростей не создают значи­ тельных нагрузок на командных органах управления. А малые от­ клонения ручки управления и небольшие усилия способствуют то­ му, что психологически пилот воспринимает двойные движения

108

ручкой управления лишь как излишнюю чувствительность управ­ ления.

Но при изменении скоростей в горизонтальном полете необхо­ димо еще учитывать особенности первого и второго режимов поле­ та. Так, для увеличения скорости горизонтального полета пилоту необходимо увеличить пропульсивную и сохранить подъемную си­ лы. А поэтому увеличивается потребная аэродинамическая сила несущих винтов и потребная мощность двигателей. Но если увели­ чение скорости происходит в пределах второго режима полета, то большей скорости соответствует меньшая потребная мощность (см. рис. 65). И от пилота потребуются двойные действия рычагом «шаг-газ»: для увеличения скорости необходимо увеличить мощ­ ность, а по достижении скорости — уменьшить ее до требуемой. На первом режиме полета большей скорости соответствует большая потребная мощность. И если в начале разгона устанавливается требуемая мощность для нового режима полета, то двойные откло­ нения рычага «шаг-газ» могут быть исключены.

Разгон и торможение вертолета применяется в учебных целях и для отработки техники пилотирования в диапазоне скоростей от минимально до максимально допустимой.

Перед началом разгона для получения максимально допусти­ мой скорости устанавливают число оборотов 86% и отклонением ручки управления от себя с одновременным подъемом рычага об­ щего шага увеличивают скорость полета. Заданный курс полета при этом выдерживается отклонением педалей и ручки управления с учетом особенностей балансировки вертолета. Число оборотов поддерживается постоянным.

Достигнув заданной скорости, пилот фиксирует ее отклонением ручки на себя и выдерживает в течение 10—15 сек, так как подоб­ ная задержка позволяет запомнить угол тангажа и поведение вер­ толета на максимально допустимой скорости. Затем скорость поле­ та уменьшается до минимально допустимой отклонением ручки управления на себя с одновременным уменьшением общего шага винтов.

Высота полета и число оборотов несущих винтов при этом должны оставаться постоянными, и следует учесть, что при пере­ ходе на второй режим уменьшение скорости полета сопровождает­ ся увеличением потребной мощности, а поэтому в зависимости от

отсутствуют. Но при полете с большей скоростью появляются не­ значительные вибрации, увеличивающиеся по мере роста скорости. Особенно возрастают вибрации при некачественной регулировке

109