РСНВ на Ми-8, 26

В ПОМОЩЬ КОМАНДИРУ
ВЫПОЛНЕНИЕ ПОСАДКИ НА
РСНВ НА ВЕРТОЛЁТЕ МИ-26
По материалам выступления Героя Советского Союза летчика-испытателя 1 класса
Г.Р.Карапетяна «ВЫПОЛНЕНИЕ ПОСАДКИ НА РЕЖИМЕ АВТОРОТАЦИИ ВЕРТОЛЁТА МИ-26» на
методическом семинаре «Инновационные подходы и технологии повышения надежности экипажей
вертолетов», состоявшемся 25-27 сентября 2001 года в Москве.
Вертолет Ми-26 при выполнении посадки на режиме авторатации НВ имеет ряд серьезных отличий от других вертолетов, которые определяются следующими параметрами:
широким диапазоном эксплуатационных полетных масс – от 30 т до 5б т и, соответственно (расчитано ли?), широким диапазоном нагрузки на ометаемую площадь НВ –
от 37,5 кг/м2, до 69,7 кг/м2;
большим количеством лопастей НВ, т.е. большим коэффициентом заполнения;
массовой характеристикой лопастей (отношение аэродинамических характеристик
лопасти к ее массовым (инерционным) характеристикам), равной 7, что в 1,5-2 раза выше,
чем на других вертолетах;
меньшим относительным моментом инерции НВ, за счет конструктивного совершенства агрегатов несущей системы.
Все вышеперечисленные аэродинамические, конструктивные и массовые характеристики НВ и самого вертолета Ми-26 (где о них сказано в тексте), как показывают теоретические исследования и результаты моделирования, действуют в одном направлении, а
именно – увеличивают вертикальную скорость приземления при заданной поступательной
скорости и сокращают время посадки – от начала торможения до момента приземления.
Посадочные характеристики при отказе двигателей определяют главные эксплуатационные ограничения, которые должны быть выдержаны для выполнения безопасных
посадок. К этим эксплуатационным ограничениям относятся следующие:
поступательная скорость в момент касания, по условиям прочности, не должна
быть больше некоторой допустимой величины;
вертикальная скорость приземления, при использовании кинетической энергии
вертолета и НВ, не должна превышать некоторой допустимой величины, для обеспечения
допустимой вертикальной перегрузки;
при приземлении вертолет должен иметь посадочный тангаж, нулевой крен, не
иметь скольжения сноса, а угловые скорости по всем осям должны быть близки к нулю.(нужна ли эта фраза про угловые скорости?)
Возможность выполнения этих требований при посадках на РСНВ зависит не только от аэродинамических, конструктивных и массовых характеристик НВ вертолета, но и
от режима полета, определяемого высотой, поступательной и вертикальной скоростями
при которых произошел отказ двигателей.
Допустимые поступательные и вертикальные скорости приземления на РСНВ связаны между собой, поскольку обязательным условием безопасной посадки является то,
что поступательная скорость перед началом предпосадочного маневра должна быть больше некоторой величины (есть ли рекомендуемый интервал?). Это обуславливается значительным увеличением вертикальной скорости снижения на малых поступательных скоростях и уменьшением на них эффективности торможения из-за уменьшения производной
тяги НВ. Даже при оптимальной технике пилотирования подрывом НВ можно уменьшить
только достаточно ограниченную величину вертикальной скорости. Таким образом, на
скоростях меньших допустимых, невозможно обеспечить приемлемую вертикальную скорость приземления, в которую ещё должен входить и некоторый запас, обусловленный отклонениями техники пилотирования от оптимальной.
Снижение при заходе на посадку на РСНВ можно производить на любой скорости
больше минимально допустимой (а диапазон скоростей), но при больших скоростях планирования достаточно трудно добиться её уменьшения до скорости, регламентируемой по
условиям прочности шасси, а кроме того, существенно возрастает сложность техники пилотирования для обеспечения таких посадок.
Как показывают результаты моделирования и опыт летных испытаний, оптимальная,
с точки зрения простоты пилотирования и получения приемлемых поступательных и вертикальных скоростей приземления скорость установившегося планирования, лежит в пределах от минимальной до экономической. Поэтому начальное торможение перед посадкой
необходимо начинать именно на этой оптимальной скорости.
По условиям прочности шасси при максимальной скорости касания земли 70 км/ч
предельно допустимая расчетная величина вертикальной скорости приземления для полетных масс нормальной (49650 кг) и менее составляет 3,6 м/с, а для полетных масс более
нормальной - 3,2 м/с.
ПЕРЕХОД НА РСНВ.
Стандартная техника пилотирования при одновременном отказе двух двигателей
связана с уменьшением общего шага НВ до минимального с последующим увеличением
угла тангажа на кабрирование для уменьшения поступательной скорости. (а на висении?)
Результаты моделирования и летные испытания вертолета Ми-26 показали, что при
такой методике перехода на РСНВ после отказа двух двигателей уменьшение частоты
вращения НВ по абсолютной величине больше и происходит более динамично, а маховвые движение лопастей при отклонении автомата перекоса на себя для торможения вертолета увеличивается больше, чем на вертолете Ми-6. Это объясняется большими нагрузками на ометаемую площадь НВ, меньшим моментом инерции НВ и высокой массовой характеристикой лопастей вертолета Ми-26 по сравнению с Ми-6.
При уменьшении общего шага в процессе отказа (в условиях полета с перегрузкой
меньше 1), уменьшение тяги НВ вызывает увеличение махового движения лопастей, что в
свою очередь требует как отклонения органов управления для парирования появляющихся разбалансировочных моментов, так и дополнительной коррекции возмущений, возникающих из-за махового движения лопастей, в условиях уменьшенной эффективности
управления.(в данном абзаце повторение мысли)
Теоретическими расчетами и материалами летных испытаний (убрать)установлено,
что достаточно большие отклонения органов управления для парирования появляющихся
возмущений происходят не только из-за больших изменений частоты вращения НВ, но и
из-за конструктивных и аэродинамических особенностей вертолета Ми-26, которые дают
несколько необычный характер продольной балансировки в горизонтальном полете и на
РСНВ. На больших скоростях полета имеет место обратный наклон балансировочных
кривых, т.е. имеет место продольная статическая неустойчивость по скорости полета.
При переходе на РСНВ для сохранения постоянной поступательной скорости и парирования возникающего пикирующего момента необходимо довольно значительное отклонение РУ на себя. При переходе на РСНВ с созданием положительного тангажа для
гашения скорости эти отклонения еще больше увеличиваются. Большие значения махового движения лопастей у вертолета Ми-26 являются следствием не только больших потребных отклонений ручки управления при переходе на авторотацию, но и из-за более высоких массовых характеристик лопастей НВ.
Из данных о вертикальной скорости снижения и потере высоты за время торможения
до заданной скорости видно, что при одинаковой высоте отказа резервы времени у экипажа на вертолете Ми-26 меньше, чем на вертолете Ми-6, и посадка вертолета будет происходить при больших поступательных скоростях приземления. Эта особенность вертолета
Ми-26 связана со значительным увеличением вертикальных скоростей снижения на ско-
ростях полета менее 120 км/ч из-за существенно большей нагрузки на ометаемую площадь
НВ.
Учитывая обстоятельства, изложенные выше, результаты ряда теоретических исследований и проведенных летных испытаний, для вертолета Ми-26 была рекомендована несколько иная методика перехода на РСНВ, заключающаяся, также как и при отказе одного
двигателя на скоростях полета более 200 км/ч, в первоначальном создании угла тангажа на
кабрирование с практически одновременными или с небольшими запаздыванием (максимально до 1с) уменьшением ОШ НВ. Такая техника перехода на РСНВ увеличивает угол
атаки НВ, создавая благоприятные условия для его раскрутки. Уменьшение частоты вращения по абсолютной величине становится меньше, ненамного изменяется эффективность
управления, маховые движения лопастей хотя и увеличивается, но не так значительно, что
не требует чрезмерных отклонений органов управления, а следовательно, сохраняются
приемлемыми его запасы, незначительно уменьшается потеря высоты.
Задержка с уменьшением ОШ НВ более 1с представляется нереальной. Как показывают исследования, проведенные на других вертолетах, даже неподготовленный летчик
замечает резкое изменение мощности уже через 0,5-0,7 с. Учитывая квалификацию и методы отбора командиров экипажей для вертолетов Ми-26, это время еще более уменьшается. Такому методу перехода на РСНВ при отказе двух двигателей нетрудно научиться,
поскольку основным правилом является поддержание частоты вращения НВ. Эти особенности перехода на РСНВ проявляются при всех значениях полетных масс, но для полетных масс близких к предельным, ситуация в первоначальный момент отказа более неблагоприятная.
При проведении летных испытаний были определены основные характеристики
установившегося самовращения во всем диапазоне эксплуатационных полетных масс, которые выявили особенности вертолета Ми-26 на этих режимах.
Во-первых, – наличие существенной зависимости частоты вращения НВ от полетной
массы. Изменение полетной массы вертолета на 1000 кг приводит к изменению частоты
вращения на 1%. При изменении значений полетной массы от нормальной до минимальной частота вращения уменьшается почти на 20%. Это приводит к уменьшению эффективности управления также как и при уменьшении частоты вращения в момент отказа
двигателя. При минимальной полетной массе, по сравнению с нормальной, потребные отклонения ОУ в продольном отношении увеличиваются более чем в полтора раза.
Во-вторых, – значительное увеличение вертикальной скорости снижения, при поступательных скоростях менее 120км/ч, увеличивает крутизну траектории планирования и
усложняет расчет на посадку. Из этих соображений минимальные скорости планирования
при всех полетных массах, были ограничены величиной, при которой вертикальная скорость не превышала бы величины 15–17м/с. Максимальные скорости планирования были
приняты равными крейсерской скорости для каждой полетной массы вертолета.
ОПТИМАЛЬНАЯ ТЕХНИКА ПИЛОТИРОВАНИЯ
ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ПОСАДОК НА РСНВ
Основным способом уменьшения вертикальной скорости приземления, при посадках на авторотации с выключенными двигателями, является использование кинетической
энергии движения вертолета и вращения НВ, путем энергичного торможения и увеличения ОШ перед приземлением.
Из-за больших полетных масс и вертикальных скоростей снижения, кинетическая
энергия вертолета Ми-26 существенно больше, чем у вертолета Ми-6, а кинетическая
энергия НВ, за счет лучшего конструктивного совершенства, в 1,72 раза меньше. Таким
образом, принципиальная особенность вертолета Ми-26, при выполнении посадок на
РСНВ состоит в том, что необходимо погасить возросшую кинетическую энергию движения вертолета при уменьшенной энергии НВ.
Результаты моделирования посадок на РСНВ вертолета Ми-26, проведенные аэродинамиками, показали, что возможно выполнение посадки с вертикальными скоростями
2,5-3 м/с при поступательной скорости приземления 72 км/ч. Посадочная скорость вертолета Ми-6, при тех же вертикальных скоростях приземления, составляет 50 км/ч. Это объясняется большими значениями Vy установившегося планирования и меньшей эффективностью увеличения угла тангажа и шага. Уменьшение эффективности торможения и подрыва для вертолета Ми-26 является следствием большого коэффициента заполнения и более легких лопастей.
Кроме основных ограничений по максимально допустимым поступательным и вертикальным скоростям приземления, накладывались ограничения по максимальному посадочному углу тангажа. Его предельные величины составляют 9 и 12 при полностью обжатых и необжатых амартстойках главных ног шасси соответственно, и минимально допустимой величине частоты вращения НВ в момент приземления равной 66%, из условий
прочности лопастей и обеспечения безопасных зазоров между лопастями и элементами
конструкции хвостовой балки.
Ограничения по вертикальной скорости приземления (<2,5 м/с), требования к выполнению безопасных посадок, серьезным образом поставили вопрос о поисках новой методики выполнения посадок на РСНВ, обеспечивающей не только меньшие вертикальные
скорости приземления с учетом некоторого запаса, обусловленного возможными отклонениями техники пилотирования от оптимальной, но и выполнение других ограничений.
Анализ соотношений энергий показывает, что кинетическая энергия вертолета
должна быть минимальной, а энергия НВ – максимальной. Этого можно добиться только
лишь уменьшением вертикальной скорости снижения и увеличением частоты вращения
НВ к моменту подрыва, т.к. ни масса вертолета, ни массовые характеристики НВ в полете
не изменяются, и темп увеличения общего шага должен быть максимальным, для того
чтобы обеспечить высокое значение коэффициента.
Ранее теоретически было доказано и подтверждено летными испытаниями, что авторотация устойчива до границы срыва, т.е. возможно планирование на РСНВ при значениях общего шага не минимальном, а несколько большем, и пониженной частоте вращения
НВ, что дает уменьшение вертикальной скорости снижения. Вертикальная скорость снижения на РСНВ, так зависит от частоты вращения НВ, что изменение частоты вращения с
92% до 84% дает уменьшение вертикальной скорости снижения более чем на 3 м/с, на
скорости планирования 130 км/ч, а это уменьшает кинетическую энергию вертолета более
чем на четверть, а на скорости 160 км/ч – на 15%. Кроме уменьшения кинетической энергии, это дает и уменьшение крутизны траектории снижения особенно при минимальных
скоростях, что, как показали летные испытания, существенно упрощает заход и расчет на
посадку.
Для определения величины раскрутки оборотов НВ, и уменьшения вертикальной
скорости при торможении, т.е. величин, влияющих на баланс энергий, в процессе проведения испытаний на Н=1000 м были выполнены режимы с уменьшением поступательной
скорости со 130 км/ч для полетной массы 37 т и со скорости 150 км/ч для полетной массы
49т до скорости 100 км/ч. Как показал анализ материалов испытаний, увеличение оборотов НВ на режимах торможения происходит незначительно, и при минимальном общем
шаге и изменении угла тангажа на кабрирование на величину 10 составляет 1,2–3%. Вертикальная скорость уменьшается на 2,5–З м/с (меньшие значения относятся к полетной
массе 37т). В связи с тем, что планирование на РСНВ для полетных масс более 48т происходит при значениях общего шага больше минимального, то тоже самое изменение значения угла тангажа на кабрирование на 10, с одновременным уменьшением общего шага
НВ до минимального, дает прирост частоты вращения 2,5–5,5%, что увеличивает кинетическую энергию НВ почти на 15%.
Значительный темп уменьшения частоты вращения НВ в процессе подрыва ОШ, при
малых полетных массах, приводит, к заметному изменению эффективности управления.
Поэтому стандартная для всех вертолетов методика создания посадочного угла тангажа –
в процессе самого подрыва, – для Ми-26 не могла быть рекомендована. При стандартной
методике, привычный темп отклонения продольного управления недостаточно эффективен, что может привести к посадке с угловой скоростью на кабрирование и с тангажом
большим, чем предельно допустимый. В этом случае, за счет наличия угловой скорости
вращения, произойдет дополнительное увеличение вертикальной скорости приземления,
а, следовательно, и дополнительное нагружение элементов конструкции шасси и хвостовой балки. Исходя из этого, посадочный угол тангажа должен создаваться перед увеличением общего шага, когда еще сохраняется обычная эффективность управления, а в процессе подрыва необходимо только удерживать вертолет в посадочном положении, что не
требует больших отклонений продольного управления.
Влияние полетной массы на частоту вращения НВ приводит к еще одной особенности вертолета Ми-26, которую необходимо учитывать при выполнении посадок на РСНВ,
– ограничение по минимально допустимой частоте вращения НВ в момент посадки, которое составляет 66%. При определенных значениях полетных масс, частота вращения НВ
достаточно близка к данному ограничению, а в процессе подрыва должно происходить её
уменьшение ниже регламентированной величины. Поэтому для обеспечения требований
прочности (для исключения возможных ударов лопастей о нижний ограничитель) и обеспечения безопасных зазоров между лопастями и хвостовой балкой, уменьшение ОШ НВ
после посадки по времени и темпу должно быть таким, чтобы обеспечить его минимальное значение только при частоте вращения не более(50%, т.е. только после заведомого
срабатывания ЦОС, когда угол взмаха лопасти вниз ограничивается величиной -2 (минимальный угол взмаха лопастей вниз до срабатывания ЦОС -6).
Таким образом всё вышеперечисленное, в соответствии с полученными результатами моделирования и учетом выявленных особенностей вертолета Ми-26 позволило выработать следующую методику выполнения посадки на РСНВ:
планирование на установившемся РСНВ выполняется на скорости 130–150 км/ч,
при малых полетных массах – при минимальном общем шаге, при полетных массах, обеспечивающих частоту вращения НВ выше 88% (посадочная масса >48 т), – при общем шаге, обеспечивающем поддержание оборотов НВ в пределах 86–88% (ОШ=2–3);
увеличение угла тангажа для гашения поступательной скорости начинать на высоте
40–50 м. При планировании на ОШ>1, одновременно с увеличением угла тангажа общий
шаг уменьшать до минимального;
угол тангажа увеличивается на 10–12 от балансировочного значения на предпосадочном планировании;
посадочный тангаж создавать перед выполнением «подрыва» общего шага;
«подрыв» ОШ НВ выполнять на высоте 18–16 м с темпом 6–10 м/с;
после приземления, ОШ уменьшать с таким расчетом, чтобы он достигал минимального значения при частоте вращения НВ менее 50%.
Предложенная методика выполнения посадок, за счет лучшего баланса энергий
должна была дать возможность выполнения посадок с меньшим значением Vy, что в
принципе упростило бы выполнение посадок за счет появившихся у летчика дополнительных резервов, дающих право на возможные отклонения от оптимальной техники пилотирования.
Моделирование посадок по предложенной методике показало, что обеспечивается
безопасная посадка с учетом всех накладываемых ограничений при поступательной скорости приземления 73 км/ч и вертикальной скорости – 1,7 м/с.
Выполнению посадок с выключенными двигателями на вертолете Ми-26 предшествовала серия специальных полетов на вертолетах Ми-8 и Ми-6 для проверки выбранной
методики. Сравнение результатов математического моделирования, выполненного на основе аэродинамических расчетов посадок на РСНВ этих вертолетов, показало, что наиболее близким аналогом вертолета Ми-26 по динамике посадки является вертолет Ми-8 с
максимальной полетной массой 12 т, но при меньших скоростях планирования, для обеспечения равенства вертикальных скоростей захода на посадку и приземления.
Целесообразность выполнения посадок на вертолете Ми-6 с нормальной полетной
40,5 т обосновывалась его близкими массовыми и габаритными характеристиками с Ми26, что было важно для начального периода испытаний, предусматривавшего посадки с
полетными массами 36 и 40 т. Испытания подтвердили обоснованность выбора вертолета
Ми-8 с полетной 12 т в качестве аналога и правильность предложенной методики выполнения посадок. Вертолет Ми-6, по динамике посадки, темпу увеличения ОШ при подрыве
и другим параметрам в качестве аналога для вертолета Ми-26 не подходит. Процесс выполнения посадки, т.е. время затрачиваемое от момента создания угла тангажа для торможения до момента приземления, у вертолета Ми-6 занимает 17,5 секунд (в два раза больше
чем у Ми-26).
После выполнения предусмотренных программой испытаний посадок на авторотации на вертолетах Ми-6 и Ми-8, на вертолете Ми-26 были выполнены посадки посамолетному с вертикальной скоростью приземления около 1,5м/с с нормальной полетной
массой и заходом по крутой траектории (вертикальная скорость на предпосадочном планировании 7–8 м/с).
Для выполнения первой посадки с полетной массой 36 т регулировка НВ была выполнена так, чтобы при минимальном ОШ НВ обеспечить частоту вращения не установившемся РСНВ равную 86%, т.е. увеличить кинетическую энергию винта для упрощения
посадки. Вторая посадка выполнялась с той же самой полетной массой 36 т, но при эксплуатационной регулировке НВ. При выполнении полета столкнулись и с низкой частотой
вращения НВ на установившемся РСНВ, и с уменьшением эффективности управления, и с
ограничением по минимально допустимой частоте вращения в момент посадки и с другими особенностями вертолета Ми-26.
Последующие посадки выполнялись с эксплуатационной регулировкой НВ, с последовательным увеличением полетной массы до 40, 44 и 48 т. В заключение были выполнены посадки с нормальной полетной массой 49,5 т. Все посадки выполнялись на
грунтовую полосу с травяным покровом.
Из анализа материалов испытаний по всем посадкам, выполненным на вертолете
Ми-26 следует:
время выполнения посадки от начала создания угла тангажа для гашения поступательной скорости до момента приземления составляет 8,25–8,5 с;
поступательная скорость приземления, сосчитанная по оборотам колес, в первой
посадке с полетной массой 36,1 т составила 68,5 км/ч, в последующих посадках последовательно уменьшалась до 49,5 км/ч. При посадках с нормальной полетной массой скорость касания составила 53,5 и 54 км/ч;
воздушная скорость приземления при полетных массах менее 44т в основном составила 62–63 км/ч, а с нормальной полетной массой находилась в пределах 66–72 км/ч;
вертикальные скорости приземления в основном количестве посадок с полетными
массами, близкими к нормальной, составляли 1,6–1,8 м/с;
вертикальные перегрузки вблизи центра тяжести вертолета при полетных массах
близких к нормальной в среднем составили 1,7–1,9;
ОШ НВ при подрыве увеличивался до значения 8,3–13,5(макс). При полетных массах, близких к нормальным, ОШ увеличивался до максимума;
частота вращения НВ на минимальном ОШ менялась в соответствии с изменением
полетной массы. При РСНВ на значениях ОШ более минимального, обороты выдерживались в пределах 86–88%;
при создании, для гашения поступательной скорости, угла тангажа на кабрирование 11, обороты НВ при минимальном значении ОШ увеличивалась на 1,2–3%, при ОШ
более минимального, со сбросом до минимального, – на 2,5–5,5%;
в момент приземления минимальная частота вращения НВ составила при полетной
массе 36,1 т – 62,5%, при полетной массе близкой к нормальной – 67–70%;
путевая балансировка на всех этапах от установившейся авторотации до момента
приземления практически не меняется;
расстояние от концов лопастей до элементов конструкции хвостовой балки в процессе посадки, вплоть до момента остановки вертолета после пробега, при минимальном
значении общего шага составило более 2,6 м.
Конструктивные, массовые и аэродинамические характеристики вертолета Ми26 создают ряд специфических особенностей и делают посадки на РСНВ скоротечными и
динамичными. За ограниченное время летчику необходимо выполнить большое количество точных, строго дозированных, безошибочных действий, т.к. в отличие от других вертолетов диапазоны допустимых отклонений по различным параметрам посадки, например,
по высотам начала торможения и подрыва общего шага, оказываются очень суженными.
Но несмотря на все это, проведенные испытания доказали возможность безопасного выполнения посадок на РСНВ на вертолете Ми-26 с различными полетными массами,
включая нормальную, подтвердили правильность выбранной методики их выполнения и
показали достаточную сходимость с результатами математического моделирования.
ВЫПОЛНЕНИЯ ПОСАДКИ НА РСНВ НА ВЕРТОЛЁТЕ МИ-8
(По материалам выполнения летного эксперимента в рамках оперативного задания,
проводившегося в 344 ЦБП и П(ЛС АА).
Методика выполнения посадки
Многолетняя эксплуатация вертолета Ми-8 показывает, что отказ двух двигателей в
полете происходит редко. Но боевой опыт в ДРА, локальных войнах, случаи самовыклю-
чения двигателей при полетах в условиях обледенения и ливневых осадков, выключение
двигателей в результате неграмотных действий экипажа при работе с арматурой кабины и
отсутствие навыков у летного состава в выполнении посадок на РСНВ, поставили вопрос
о необходимость выработки единой методики выполнения посадок с выключенными двигателями.
Глиссада планирования на РСНВ
При снижении на РСНВ на высоте 400 м проверить обороты НВ (92-97%), приборную скорость (120 км/ч), убедиться в правильности расчета на посадку. На высоте 300 м
дать команду бортовому технику: «выключить двигатели». По этой команде бортовой
техник переводит стоп-краны в положение «закрыто».
Примечание. Выключение двигателей на разбалансировку вертолета практически не сказывается.
Обороты НВ выдерживать в пределах 92–97%. До высоты 100 м снос устранять курсом, с высоты менее 100 м – креном. Контроль высоты осуществлять по радиовысотомеру.
С высоты 100 м бортовому технику начать обратный отсчет высоты по РВ через
каждые 10 м для более надежного отслеживания ее летчиком.
На высоте 60 м выполнить торможение поступательной и вертикальной скорости
путем энергичного (за 0,5-1 с) увеличения угла тангажа до 10-14 (в зависимости от скорости ветра) и удерживать этот угол в течение 3-4 с. Особое внимание в процессе и после
выполнения торможения уделять выдерживанию направления полета, отсутствию крена,
скольжения, контролируя боковым зрением высоту полета. Контроль за положением вертолета относительно земли осуществлять визуально.
Примечание: Необходимо учитывать, что при планировании на этапе торможения с углом тангажа 10-14о показания РВ будут несколько завышены.
С высоты 15м отклонением РУ от себя с темпом 0,5-1 с создать посадочный угол
тангажа (5–6о). Посадочный угол устанавливать визуально, по положению линии горизонта на остеклении кабины.
Сразу после установки посадочного угла на высоте 10 м, для уменьшения вертикальной скорости, за время 1-2 с увеличить ОШ (выполнить «подрыв»). Увеличение ОШ
выполнять в два этапа. На первом этапе ОШ увеличить до 4-5о, затем с задержкой 0,5-1с –
до максимального значения 10-14о с таким расчетом, чтобы вертикальна скорость в момент приземления составляла 0,2–0,3 м/с, а поступательная скорость – 50-40 км/ч.
Примечания: а) величина задержки зависит от точности определения высоты взятия
ОШ, но в любом случае не должна быть более 2 с;
б) в процессе «подрыва» взгляд летчика не должен останавливаться на одном месте, а должен «скользить» по земле от места приземления вперед на 20-30 м.
в) стремление вертолета к развороту вправо парировать левой педалью, учитывая, что чем меньше поступательная скорость, тем больше движение педалью;
г) при ошибке в высоте взятия ОШ до 5 м, обеспечивается посадка с вертикальной скоростью не более 0,3–0,5 м/с. Это достигается увеличением (уменьшением) времени задержки и изменением темпа взятия ОШ на втором этапе. Обороты НВ при этом,
падают с темпом, соразмерным темпу взятия рычага ОШ.
д) на выравнивании, при падении оборотов НВ менее 89%, происходит отключение
автопилота, которое вызывает незначительную разбалансировку вертолета;
е) падение оборотов НВ ведет к потере эффективности продольно-поперечного
управления, что в свою очередь требует от летчика непривычных несоразмерных длинных движений РУ для удержания вертолета в посадочном положении;
ж) при грамотных действиях ОУ с момента начала торможения и до посадки,
обороты НВ не падают ниже 86% (Рис. 2).
з) увеличение ОШ в два этапа обусловлено:
– более плавным уменьшением вертикальной скорости снижения;
– при приближении к земле с большой вертикальной скоростью летчик, как правило,
стремится начать увеличение ОШ раньше положенной высоты. Первый этап дает возможность летчику оценить обстановку и при необходимости устранить ошибку в определении высоты взятия ОШ;
и) до получения устойчивых навыков темпа взятия рычага «шаг-газ», целесообразно
темп взятия отрабатывать с речевым сопровождением «и…, раз», где на «и» выполняется предварительное увеличение ОШ, на «раз» дальнейшее его увеличение до максимального значения. Этот прием помогает летчику точнее действовать при выполнении
«подрыва»;
к) посадка на РСНВ с боковым ветром справа до 5 м/с особенностей в пилотировании не представляет, за исключением выдерживания вертолета в створе ВПП.
Приземление выполнить на основные колеса. После приземления вертолета, в
начальный момент, уменьшить ОШ до значения 8–7о, а во второй половине пробега плавно опустить до минимального значения. РУ удерживать посадочный угол тангажа до момента самопроизвольного опускания носового колеса, после чего применить тормоза колес.
Данная методика выполнения посадки на РСНВ позволяет, в случае отказа двух двигателей, на любой высоте, начиная с 50 м и выше, выполнить безопасную посадку. Пробег
вертолета, при этом составит до 40 м.
Характерные ошибки и методика их исправления.
1. С м е щ е н и е в е р т о л е т а н а п о с а д о ч н о м к у р с е в п р а в о . Причина – неучет
изменений в схеме сил и моментов, действующих на вертолет на РСНВ в частности, исчезновение реактивного момента и возникновение увлекающего. Следствие – усугубление
ошибки, несвоевременное исправление, что может привести к упущению контроля за
глиссадой планирования, посадке в нерасчетное место.
2. Р а н н е е у в е л и ч е н и е О Ш Н В . Причина – недостаточная натренированность летчика в визуальном определении высоты взятия ОШ при большой вертикальной скорости
подхода к земле. Следствие – преждевременная потеря оборотов НВ, отключение автопилота, ухудшение эффективности продольно-поперечного управления, грубая посадка с
повышенной вертикальной скоростью. В случае допущения такой ошибки летчику необходимо увеличить задержку между этапами взятия ОШ до 1 с и продолжить (если необходимо с меньшим темпом) дальнейшее увеличение ОШ до максимального значения.
3. П о з д н е е у в е л и ч е н и е О Ш Н В . Причина ошибки та же, что и в случае увеличения ОШ. Следствие ошибки – грубая посадка с повышенной вертикальной скоростью. В
случае допущения такой ошибки летчику необходимо более энергично увеличить ОШ до
максимального значения к моменту приземления.
4. Р а з б а л а н с и р о в к а в е р т о л е т а в п р о ц е с с е « п о д р ы в а » . Причина – неготовность летчика к разбалансировке вертолета, возникшей при отключении автопилота и
уменьшении эффективности управления вследствие падения оборотов НВ на заключительном этапе «подрыва». Следствие – посадка с креном, скольжением. Ошибку исправлять движениями РУ, учитывая, что амплитуда движений будет больше, чем обычно.
5. У в е л и ч е н и е у г л а т а н г а ж а в п р о ц е с с е « п о д р ы в а » Н В б о л е е 5 - 6 .
Причина – неучет летчиком стремления вертолета к кабрированию в процессе энергичного увеличения ОШ НВ. Следствие – касание хвостовой опорой о поверхность земли в момент посадки. Ошибку исправлять движением РУ от себя, удерживая посадочный угол в
процессе «подрыва».
6. П о с а д к а н а п о в ы ш е н н о й с к о р о с т и . Причины: позднее начало торможения
(увеличение угла тангажа на Н60 м); малый угол тангажа (менее 10о); недостаточное
время выдерживания угла тангажа. Следствие – увеличенный пробег.
8. У м е н ь ш е н и е О Ш Н В с р а з у п о с л е п р и з е м л е н и я . Причина – отработанный у летчика навык уменьшать ОШ НВ сразу после приземления. Следствие – возможный удар лопастями НВ по хвостовой балке. Действия летчика – задержать уменьшение
ОШ, не допускать взятия РУ на себя.
Меры безопасности.
1. Расчет по возможности строить таким образом, чтобы боковая составляющая ветра при
выполнении поадки не превышала 5 м/с;
2. При планировании на РСНВ не допускать уменьшения скорости полета менее 70 км/ч;
3. Обороты НВ в процессе планирования на РСНВ выдерживать не менее 92%;
4. Обороты НВ перед выполнением «подрыва» должны быть в пределах 92-110%;
5. Перед приземлением не допускать боковых смещений вертолета и низкого опускания
хвостовой балки;
6. Скорость приземления, по условиям прочности колес шасси, не должна превышать
70км/ч;