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

практически не изменяются. Наибольшее отклонение ручки управ­

направлении на всех установившихся режимах полета не превыша­ ют 30%' ее хода от нейтрального положения, а балансировочные отклонения педалей на эксплуатационных установившихся режи­ мах полета не превышают 50% их хода от нейтрального положения.

В режимах снижения и набора высоты вертолет обладает путе­ вой и поперечной статической устройчивостью в диапазоне углов, скольжения ± (20—25°) и вертолет статически неустойчив в пу­ тевом отношении по углу скольжения при углах скольжения бо­ лее 25°.

Вертолет не обладает общей динамической устойчивостью ни в наборе высоты, ни при снижении. Возмущенное движение вертолета характеризуется развивающимися колебаниями по тангажу, крену и скольжению. Среднее время изменения угла тангажа на 5° при наборе высоты на первом номинальном режиме работы двигателей со скоростью по прибору 80 км/ч составляет 8,5 сек.

Незначительное изменение балансировки и слабо выраженная неустойчивость облегчают пилотирование вертолетом по сравнению с эксплуатируемыми в настоящее время одновинтовыми вертоле­ тами Аэрофлота.

Запасы управления во всем эксплуатационном диапазоне ско­ ростей и центровок достаточны. Минимальный запас поперечного управления до левого упора составляет 34%' от полного диапазона хода ручки управления. Управляемость вертолета практически не отличается от режима горизонтального полета. Эффективность пу­ тевого управления в наборе высоты даже несколько больше, чем в горизонтальном полете. При снижении эффективность путевогоуправления меньше, чем в горизонтальном полете, потому что эф-

*фективность путевого управления определяется разностью реак­ тивных (крутящих) моментов несущих винтов, которые прямо про­ порциональны мощности.

Как особенность в пилотировании вертолетом следует отметить незначительное изменение угла тангажа при переходе к набору высоты или снижению с режима горизонтального полета. Поэтому авиагоризонт АГК-47ВК не позволяет определить направление по­ лета, а режим полета по приборам определяется с помощью ва­ риометра, высотомера, указателей наддува двигателей и по поло­

жению рычага «шаг-газ».

Установившийся подъем в эксплуатационном диапазоне скоро­ стей до высоты 100—150 м рекомендуется выполнять с максималь­ ным углом наклона траектории к горизонту, т. е. на скорости по прибору 50 км/ч на взлетном режиме работы двигателей. Приме­ нение такой методики пилотирования позволяет не только умень­ шить дистанцию первоначального набора высоты, но и повышает степень безопасности полета в случае отказа двигателей. А для

120

снижения шума на местности подъем по крутой территории следу­ ет выполнять до высоты примерно 300 м.

Для большей скороподъемности или малого угла наклона траек­ тории к горизонту разрешается после взлета выполнять набор вы­ соты на большей поступательной скорости или при меньшей мощ­ ности двигателей. Как правило, набор высоты выполняется на но­

первом номинальном режиме работы двигателей у грузо-пассажир­ ского варианта — 21

Разрешается в зависимости от высоты полета, полетного веса, температуры наружного воздуха, варианта применения выполнять набор высоты во всем эксплуатационном диапазоне скоростей го­ ризонтального полета. Но при увеличении скорости подъема не­ обходимо учитывать увеличение уровня вибраций.

По достижении заданной высоты вертолет переводят в режим горизонтального полета. Для перехода с режима горизонтального полета на снижение необходимо уменьшить мощность двигателей путем уменьшения общего шага и сохранить число оборотов несу­ щих винтов в допустимых пределах. Величина уменьшения обще­ го шага будет зависеть от требуемой вертикальной скорости сни­ жения.

Наивыгоднейшие скорости снижения и эксплуатационный диа­ пазон скоростей такие же, как и в режиме набора высоты.

Но изменение скорости от наивыгоднейшей приведет либо к уве­ личению вертикальной скорости, либо к увеличению режима ра­ боты двигателей.

Рекомендуемая вертикальная скорость снижения и набора вы­ соты не должна превышать 3 м/сек за исключением случаев экст­ ренного снижения.

При переходе к снижению с работающими двигателями следует учитывать, что продольная разбалансировка вертолета тем значи­ тельнее, чем больше изменение режима работы двигателей.

При снижении с грузом на внешней подвеске действует допол­ нительный пикирующий момент вследствие отставания груза и по­ требуется большее отклонение ручки управления на себя по срав­ нению с полетом по транспортировке грузов внутри пассажирской кабины или на грузовой платформе.

121

§7. РАСХОД ТОПЛИВА И ПОДСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ

ИПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА

Дальностью полета называется расстояние, измеренное по поверхности земли, которое способен пролететь вертолет в заданном направлении при израсходовании определенного запаса топлива.

Продолжительностью полета называется время, затрачиваемое на полет при израсходовании определенного запаса топлива.

При расчетах дальность и продолжительность полета определяют по участкам,

Технической дальностью полета называется дальность, определенная для вертолета в стандартных атмосферных условиях при полном израсходовании топлива в полете на оптимальном режиме.

Практической дальностью полета называется дальность полета с учетом аэронавигационного запаса топлива. Аэронавигационный запас топлива является резервом на случай изменения плана и условий полета. В каждом конкретном случае величину аэронавигационного запаса определяет пилот. Но во всех слу­ чаях аэронавигационного запаса топлива должно хватить не менее чем на 30 мин полета. Соответственно дальности полета различают и продолжительность полета. Расчет продолжительности полета ведут по количеству топлива и его часовому расходу.

Часовым расходом называют количество топлива, расходуемого за один час:

Gj-

Т =

~Q'

Количество топлива, расходуемого на один километр, называют километро­ вым расходом

где q — километровый расход, кГ/км или л/км-, L — дальность полета, км. Отсюда дальность установившегося полета определяется как

Наибольшее расстояние, на которое может удалиться вертолет от места взлета при условии возвращения без дозаправок, называют радиусом полета. Радиус и дальность полета будут тем больше, чем больше запас топлива и меньше километровый расход.

Часовой расход топлива. Часовой расход топлива двигателя может быть рассчитан по формуле

Q — сеАгдв,

где се— удельный расход топлива.

122

123

На рис. 88 показаны зависимости минимального часового расхода топлива от полетного веса вертолета для различных вариантов при­ менения.

При полетном весе 3250 кГ минимальный часовой расход в гру­ зо-пассажирском варианте — 96 кГ/ч, а в сельскохозяйственных — 100 кГ/ч. При нормальном взлетном весе расход уменьшается до

90—91 кГ/ч.

Уменьшение часового расхода топлива при увеличении высоты полета для вертолетов с малыми полетными весами обусловлено особенностями изменения удельного расхода топлива при измене­ нии мощности двигателей и высоты полета. И хотя характеристи­ ки, изображенные на рис. 86—88, получены расчетным путем, но они удовлетворительно согласуются с результатами летных испыта­ ний.

Километровый расход топлива. Величина километрового расхода определяется

Следовательно, километровый расход минимален при минимальном соотно­ шении между часовым расходом и скоростью полета вертолета.

Скорость, при которой километровый расход топлива минимальный, назы­ вается наивыгоднейшей крейсерской скоростью.

При этом должна рассматриваться путевая скорость полета, так как кило­ метровый расход определяется на единицу пути. При полете в безветрие путевая скорость W равна воздушной (истинной) скорости полета V и называется техни­ ческой скоростью.

При полете с попутным ветром путевая скорость увеличивается, а километро­ вый расход уменьшается:

При встречном же ветре, наоборот, путевая скорость уменьшается, а километ­ ровый расход увеличивается:

О

ѵ—и

Вобщем случае направление ветра не совпадает с направлением путевой скорости, и вертолет сносит в сторону от намеченного направления полета. Чтобы прилететь в заданный пункт, вектор технической скорости должен быть направлен

кпутевой скорости под углом сноса. В этом случае боковой ветер в расчетах

заменяют эквивалентным ветром, совпадающим по направлению с путевой ско­ ростью и изменяющим путевую скорость так же, как и боковой.

Используя понятие эквивалентного ветра и определение километрового расхо­ да, можно найти наивыгоднейшую крейсерскую скорость по зависимости часовогорасхода от истинной скорости полета. Наивыгоднейшую крейсерскую скорость в- штиль можно определить, если провести касательную из начала координат к кривой часового расхода (рис. 89):

124

наивыгоднейшая скорость увеличивается, а при попутном ветре величина е мини-

мальна —---- — I , и наивыгоднеишая крейсерская скорость уменьшается.

\Р "Ь Р /min

Изменение наивыгоднейшей крейсерской скорости в зависимо­ сти от скорости эквивалентного ветра показано на рис. 90.

При постоянной скорости полета увеличение часового расхода приводит к увеличению километрового расхода топлива. Поэтому километровый расход топлива увеличивается при росте полетного веса, вредного сопротивления вертолета и числа оборотов несу­ щего винта. При увеличении мощности часовой расход увеличивает­ ся, поэтому минимальный километровый расход топлива, соответ­ ствующий скорости больше экономической, при увеличении высоты полета также возрастает. Зависимость минимального километро­ вого расхода топлива от полетного веса для различных вариантов применения и высот полета показаны на рис. 91.

При максимальном взлетном весе в грузо-пассажирском вари­ анте минимальный километровый расход — 0,88 кГ/км, а при но-

Рис. 90. Зависимость наивыгоднейшей крей­ серской скорости вер­ толета от скорости эк­ вивалентного ветра

125