Наличие регулятора взмаха дополнительно способствует раскрутке элемента лопасти.

Самовращение НВ

В целом лопасть НВ создает подсасывающую силу Х_г. Это объясняется тем, что корневые и средние сечения лопастей работают на ускоренном самовращении, концевые - на замедленном. Рис. 19

Комплект лопастей создает крутящий или увлекающий момент: М_кр = Х_л К_л r, направленный в сторону вращения лопастей НВ. Реактивный момент от вращения лопастей отсутствует (на моторном снижении направлен в сторону, противоположную вращению лопастей).

За счет косого обтекания НВ картина самовращения лопастей более сложная, поэтому в процессе полета обороты НВ поддерживаются рычагом "шаг-газ".

Угол снижения на РСНВ много больше, чем при моторном снижении, конус отклонен назад и создает тормозящую силу Х_ан. В то же время НВ создает силу Y_aH, уравновешивающую G_ya. Тяга РВ направлена вправо по полету, уравновешивается боковой силой НВ. Для этого конус вращения отклонен влево.

Рис. 20

Балансировка. Устойчивость и Управляемость

Путевая балансировка определяется направлением M_увлек и осуществляется отклонением левой педали.

Поперечная балансировка осуществляется отклонением РЦШ влево, вертолет имеет правый крен.

Продольная балансировка - отклонением РЦШ на себя для уравновешивания М_пикир стабилизатора и для создания тормозящей силы НВ. Выполняется с разными углами тангажа, в зависимости от центровки и скорости.

Анализ летных испытаний показывает, что Ми-8 имеет незначительную динамическую неустойчивость. Управляемость обеспечивается с достаточным запасом, сложности не вызывает.

Предупреждение: при отказе двигателей задержка со сбросом шага недопустима, так как приводит к потере эффективности управления.

Запрещается отдача РЦШ от себя до перехода на установившиеся обороты.

Посадка на РСНВ с пробегом - для гашения вертикальной скорости используется запас кинетической энергии движения вертолета. При этом при увеличении угла атаки на торможение достигается эффективное увеличение подъемной силы.

Посадка на РСНВ с коротким пробегом - гашения вертикальной скорости за счет увеличения энергии НВ ("подсечка” - плавное увеличение шага - "подрыв”)

При предельно задних центровках посадочная скорость будет несколько больше.

2.6 Опасные зоны высоты и скорости

На вертолете Ми-8 по результатам испытаний определены сочетания высот и скоростей полета, при которых не обеспечивается безопасность полета в случае отказа одного двигателя. В основу положены требования Норм летной годности гражданских вертолетов (НЛГВ-г).

Содержащиеся в РЛЭ вертолета Ми-8 графические зависимости позволяют определить границы опасных зон "высота-скорость" (рис.21).

Отказ двигателя в пределах опасных зон не гарантирует безопасного продолжения полета, так как из-за уменьшения оборотов НВ и дефицита мощности вертолет приобретает вертикальную скорость снижения, для гашения которой пилот не имеет необходимого времени:

на обнаружение отказа двигателя;

на принятие решения по ликвидации последствий отказа;

автоматика не в состоянии мгновенно вывести работающий двигатель на максимальную мощность;

Рис. 21

Зона а) соответствует следующим параметрам: поступательная скорость V?40 км/ч, высоты от 5.10 м до 200 м. То есть зона а) построена для висения, вертикальных режимов, а так же перемещений с малыми поступательными скоростями.

Нижняя граница зоны а) определяется запасом высоты, необходимой для посадки с "подрывом ОШ" и назначается из условия не превышения эксплуатационной перегрузки в момент приземления, исключения остаточных деформаций (максимально-допустимая вертикальная скорость составляет - 3,68 м/с). Чем больше масса вертолета, тем ниже граница опасной зоны (для G =11100 кгс H=10 м, G=12000 кгс H=5 м).

Правая и верхняя граница зоны а) определяются запасом высоты:

на запаздывание в реакции пилота;

на разгон вертолета до V_нв=120 км/ч или до скорости предпосадочного снижения с последующей посадкой с коротким пробегом.

Кроме того, на V<40 км/ч при снижении вертолета существует опасность возникновения "вихревого кольца". Скорость 40 км/ч обеспечивает необходимый темп разгона и заложена с учетом оптимальной техники пилотирования в условиях массовой эксплуатации.

Отказ двигателя в опасной зоне при выполнении подлетов и перемещений не обеспечивает запаса высоты для парирования моментов разбалансировки и приземления на колеса главных ног шасси.

Зона 6) соответствует параметрам: V_пр=60-150 км/ч: Н ? 20 м, V_пр>150 км/ч; H?40 м.

Вследствие малой высота полета в пределах зоны б) действия пилота при отказе двигателя должны быть направлены:

на отход от земли за короткое время;

вывести двигатель на N_взл;

установить наивыгоднейший режим полета;

при острой необходимости подобрать площадку для посадки.

При отказе двигателя на Y_пр>120 км/ч необходимо выполнить торможение до V=120 км/ч, обеспечивающей максимальную скороподъемность. Торможение осуществляется взятием РЦШ на себя. Увеличение тангажа замедляет темп падания оборотов НВ и просадки вертолета. Однако на малых высотах опускание хвостовой балки может привести к столкновению с землей в начальный момент просадки вертолета.

Поэтому верхняя граница зоны 6) складывается из потери высоты на запаздывание автоматики, действий командира и запаса высоты на изменение пространственного положения вертолета в начальный момент торможения.

При отказе двигателя на Vпp < 120 км/ч необходимо немедленно переходить на снижение и выполнение посадки перед собой. В противном случае для увеличения скорости, до 120 км/ч потребуется вы полнить разгон вертолета отклонением РЦШ от себя и уменьшением угла тангажа, что вызовет дополнительную просадку вертолета.

Поэтому на V<120 км/ч, близких к V предпосадочного снижения, верхняя граница зоны б) складывается из потери высоты на запаздывание пилота, установления V предпосадочного планирования, выполнения необходимых действий при посадке с коротким пробегом.

Вывод: Нахождение вертолета в пределах опасных зон без особой необходимости не рекомендуется. Полеты должны выполняться в безопасном коридоре "высота-скорость".

2.7 Руление

Руление - это основной вид передвижения вертолета по земле. Руление выгоднее, чем подлет, так как мощность, потребная для руления, составляет 25-40% от номинальной мощности.

Рис. 22

Руление разрешается производить на вертолете по твердой и ровной поверхности, не допуская взвешенного состояния вертолета.

Для установившегося прямолинейного руления необходимо, чтобы действующие на вертолет силы находились в следующем взаимоотношении (рис.22):

Как видно из рис. 22, силой, заставляющей вертолет перемещаться вперед, является Х_{а в}, возникающая при отклонении ручки циклического шага вперед. Продольным перемещением ручки управления можно изменять величину силы Х _ав, а при необходимости изменять и знак ее и таким образом регулируя скорость руления. Подъемная сила на рулении меньше веса. Тяга рулевого винта должна уравновешивать боковую силу несущего винта и составляющие сил трения колес по оси Z.

Глава 3. Влияние внешних факторов

3.1 Особенности полета в турбулентной атмосфере

Интенсивная турбулентность наблюдается в нижних слоях атмосферы (тропосферы) до Н=3 км.

Проявляется в виде: сдвига ветра и сильной болтанки.

Сдвиг ветра - это отношение разности скоростей ветра в двух точках пространства, отнесенное к расстоянию между этими точками.

В практических целях вертикальный сдвиг ветра удобно рассчитывать для слоя толщиной 30 м.

Согласно НПП ГА-78 вертикальный сдвиг в>5 м/с/30 м является опасным метеоявлением.

Характеризуется изменением не только путевой, но и воздушной скорости вертолета, с изменением ее направления даже на противоположное.

При этом аэродинамические силы НВ резко изменяются пропорционально " V". Наблюдается интенсивная разбалансировка вертолета, возможно падение з н, самопроизвольное снижение вертолета.

При плавных изменениях ветра в пространстве и времени пилот без затруднений парирует отклонения вертолета.

При резких изменениях ветра управление вертолетом значительно усложняется. Пилот не успевает компенсировать отклонения.

Большую опасность сдвиг ветра представляет на малых высотах.

Следовательно, в первом случае сдвиг ветра вызывает увеличение запасов по тяге и мощности. Во втором случае, наоборот, ?Т и ?N уменьшаются.

На II режимах полета на малой высоте (взлеты, посадки) при возрастании воздушной скорости располагаемая тяга НВ Т_р увеличивается, а потребная мощность N_потр уменьшается.

При уменьшении воздушной скорости, наоборот: Т_р v, N_потр^.

Из-за работы двигателей на повышенном режиме увеличение N_потр вызывает снижение вертолета с увеличением его вертикальной скорости. Снижение невозможно предотвратить из-за недостаточной приёмистости двигателей, отсутствие запасов мощности, быстротечности процесса.

Следовательно, опасность представляет горизонтальный сдвиг ветра, которому соответствует уменьшение воздушной скорости, при полете на малой скорости и на малой высоте.

Болтанка характеризуется интенсивностью горизонтальных и вертикальных порывов.

В отличие от самолета перегрузки невелики (?_Пу =0,5 ч0,7q), что объясняется демпфирующим действием лопастей. Из-за нарастания маховых движений возникают удары лопастей по ограничителям шарниров; сближение лопастей с хвостовой балкой.

Нагрузки в виде шарнирных моментов лопастей передаются на гидроусилители. Переданные нагрузки возрастают ~ в 3 раза.

Опыт эксплуатации показывает, что усилия в системе управления не достигают критических значений по мощности гидроусилителей, нарушений расчетной управляемости не происходит.

Однако при полете в болтанку усложняется техника пилотирования. Это вызвано непрерывной разбалансировкой вертолета. Возможности автопилота недостаточны. Кроме того, ввиду большой частоты порывов происходит наложение управляющих сигналов, поступающих на органы управления от пилота и автопилота. Это вызывает разбалтывание вертолета.

Возрастают усилия и потребные отклонения органов управления. Искажается поток на входе ПВД.

При полетах с ГНВД нарушается равновесие груза, наступает раскачка.

При бросках вверх уменьшается зн, вниз - увеличивается на 3-5%.

Рекомендации:

1. для облегчения пилотирования выдерживать рекомендуемый диапазон скоростей полета, 150-175 км/ч;

2. Движение рычагами управления должно быть соразмеренными;

3. Продолжительные полеты в болтанку с бросками более ± 50-м, резкими колебаниями горизонтальной скорости ±30 км/ч - запрещаются. Необходимо выйти из зоны болтанки.

4. При полете в условиях сильной турбулентности автопилот не включать.

3.2 Особенности полетов на пыльных, песчаных и заснеженных площадках. Снежный вихрь

Воздушный поток, отбрасываемый НВ, захватывает плохо закрепленные массы снега (пыли), которые вовлекаются во вращение (вихрь).

Поток воздуха с частицами снега (пыли) растекается по подстилающей поверхности до "Н" не более 0,5 м. За пределами плоскости вращения НВ поток движется по инерции и одновременно поднимается вверх.

Распределение массы снега (пыли) в зоне вихря неоднородно. Вследствие этого образуются две области: достаточной и ограниченной видимости (см. рис. 23).

Рис. 23.

Область с достаточной видимостью характеризуется хорошей видимостью наземных ориентиров, имеет протяженность в горизонтальной плоскости ~ 10 м (от кабины), в вертикальной плоскости (при вертикальных режимах) 10-15 м.

Область ограниченной видимости характеризуется максимальным ухудшением видимости в зоне вихря. Имеет протяженность ~ 5 м. Находится на удалении 10-15 и от кабины вертолета.

С усилением встречного ветра зона ограниченной видимости приближается к вертолету. При U =5-7 м/с кабина вертолета находится в области ограниченной видимости.

В то же время встречный ветер снижает мощность вихря. При U ~7 м/с и более влияние снежного вихря на полет почти не ощущается.

Интенсивность вихря зависит; от массы снега (пыли); з_н; N_дв.

В зависимости от этого вихрь бывает сильный, средний, слабый.

Максимальная интенсивность вихря наблюдается к моменту полного ввода правой коррекции; переходе к висению (Н=3-5 м); в момент зависания вертолета при посадке (V? 10 км/ч).

Сильное вихреобразование происходит при наличии рыхлого снега глубиной более 10 см. При сильном вихреобразовании исчезает видимость ориентиров, лежащих в зоне вихря.

По вертикали вихрь обычно не поднимается выше одного бн.

Опасность снежного вихря: резкое ухудшение видимости, потеря визуальной ориентировки, трудность полёта по приборам (из-за недостаточной разрешающей способности пилотажных приборов),

Меры безопасности:

I. Необходимо добиться визуальной ориентировки;

2. Выбирать оптимальный режим полета в зависимости от конкретных условий (ветер, t нв, рельеф, площадки, масса, состояние покрова).

3. Иметь хорошие навыки техники пилотирования.

4. Отличное содержание площадок (размеры, маркировка, укатка, ветроуказатели и т.д., информация экипажей о состоянии площадок).

Рекомендации.

На заснеженных (пыльных) площадках избегать руления.

При сильном попутном ветре рулить с малой скоростью.

Взлеты и посадки на заснеженных (пыльных) аэродромах по возможности производить с коротким разбегом (пробегом).

Взлеты и посадки по вертолетному выполнять вне зоны влияния воздушной подушки.

Перед посадкой с пробегом, в случае ухудшения горизонтальной видимости, необходимо увеличить скорость и уйти на 2 круг.

При вторичном заходе скорость должна быть на 5-10 км/ч больше.

Висение выполнять против ветра, при включенных каналах крена и тангажа автопилота.

Вертикальный набор производится ступенчато, при постоянной вертикальной видимости.

Разгон производить плавно, с набором высоты, не допуская попадания в вихрь.

При отсутствии естественных ориентиров на посадочной площадке использовать искусственный ориентир (сброс контрастных предметов, дымовых шашек и др.).

3.3 Полет в особых условиях

Влияние обледенения на аэродинамические и летные характеристики вертолета.

Обледенение - это опасное метеоявление, сопровождающееся отложением льда на обтекаемых поверхностях вертолета.

Обледенение наиболее вероятно при t_нв =-5°….10°C. Входные устройства двигателей подвергаются обледенению при t_нв =+5°С.

Лёд образуется: на лобовых частях НВ, РВ, остекления, датчиках приборов, воздухозаборниках двигателей и др. Виды льдообразования: прозрачный лёд (облака, t_нв =0. - 10°0); матовый лёд (смешанные облака, t_нв =-6. - 10°С); иней (сублимация водяного пара на охлажденной поверхности вертолета).

Несущий винт. Лёд искажает форму профиля лопасти и ухудшает качество поверхности. Это приводит к уменьшению значений: Су; б_кр; К; увеличивается С_х. Следовательно, падает тяга НВ; увеличивается М_кр возникает преждевременный срыв потока с лопастей.

Обледенение распределяется по длине лопасти неравномерно (из-за аэродинамического нагрева концевых сечений лопастей). Под действием центробежных сил происходит самоудаление льда. Нарушается весовая балансировка лопастей, инерционные свойства лопастей.

Эти явления приводят к следующим последствиям:

снижаются обороты НВ, возникает просадка вертолета;

усиливаются вибрации вертолета;

появляется разбалансировка вертолета;

возможна механическая повреждаемость лопастей и планера;

возможна потеря авторотационных свойств НВ (при толщине льда 12-15 мм), обороты НВ ниже оборотов авторотации.

Двигатель. При отложении льда на поверхностях входных устройств суживаются проходные сечения, уменьшается секундная масса воздуха. Засасываемый воздух более разрежен, поэтому на 4-5°С уменьшается его температура. Следовательно, обледенение входных устройств возможно при t нв до +5°С. Причиной переохлаждения является также то, что V вертолета меньше V потока во входном канале. При позднем включении ПОС двигателей возможно засасывание частиц льда на лопатки НА двигателя.

Вследствие уменьшения расхода воздуха через двигатель уменьшатся эффективная мощность двигателей.

Таким образом, вследствие увеличения потребной мощности НВ, с одной стороны, и уменьшения располагаемой мощности двигателей, с другой, снижаются запасы мощности на вертолете.

Рулевой винт. Обледенение лопастей РВ приводит к уменьшению путевой устойчивости и управляемости, особенно на малых V, висении, при боковом ветре. Из-за увеличения мощности потребляемой на вращение РВ, дополнительно уменьшается располагаемая мощность НВ.

Вывод; Обледенение приводит к значительному ухудшению летных свойств и динамики вертолета на всех режимах полета, может явиться причиной отказа двигателя (двигателей).

Признаки начавшегося обледенения:

уменьшается зн;

увеличивается з тк, автоматика выводит двигатели на повышенный режим;

появляется тенденция вертолета к снижению;

увеличиваются вибрации вертолета.

Рекомендации:

при случайном попадании в зону обледенения при t_нв ниже - 12°С необходимо принять меры к немедленному выходу из этой зоны.

полеты ночью в условиях обледенения запрещаются;

в условиях обледенения при t_нв =+5°С и ниже, повышенной влажности воздуха (свыше 80%) руление после прогрева двигателей и главного редуктора производить на з _тк не ниже 80%;

ПОС двигателей включать вручную перед входом в облачность, туман, снегопад, дождь, морось при t_нв =+5°С и ниже.

Необходимо учитывать ограниченную мощность электрической тепловой ПОС. Поэтому заблаговременное включение - основное условие БП.

Глава 4. Модернизация авиационной техники, введение новых технологий

Я бы хотел рассказать о вертолете КА-62. С точки зрения аэродинамики этот вертолет создан для более скоростных полетов и при его сборке были применены новые технологии. Рис.24

Рис. 24.

Вертолет Ка-62 является первым вертолетом АООТ "Камов", выполненным по одновинтовой схеме с рулевым винтом в вертикальном оперении. Разработка вертолета началась в 1990 году под руководством генерального конструктора С.В. Михеева в инициативном порядке, учитывая большую потребность в среднем многоцелевом вертолете для народного хозяйства. Большое внимание при проектировании вертолета было обращено на повышение его эффективности за счет увеличения крейсерской скорости, уменьшения удельного расхода топлива и увеличения весовой отдачи, а также за счет снижения трудоемкости технического обслуживания. Проведенные совместно с ЦАГИ теоретические и экспериментальные исследования позволили значительно уменьшить аэродинамическое сопротивление вертолета, а использование усовершенствованных профилей и оптимизация конфигурации лопастей обеспечили увеличение относительного и пропульсивного КПД и достижение максимального эквивалентного аэродинамического качества, равного 4.

Специально для вертолета Ка-62 Рыбинским КБ моторостроения (главный конструктор А.С. Новиков) разработаны ГТД нового поколения РД-600, имеющие характеристики на уровне лучших зарубежных ГТД.

Базовым для вертолета Ка-62 выбран транспортный вертолет, рассчитанный на перевозку груза массой до 2500кг на внешней подвеске или 15-16 пассажиров в кабине. На его базе разрабатываются санитарный и спасательный варианты, отличающиеся специальным оборудованием, включающим спасательную лебедку грузоподъемностью 300кг. Для экспортных поставок разработан вариант вертолета Ка-62М, с пятилопастным несущим винтом, зарубежными двигателями General Electric T700/CT7-2D1 или LHTEC CT8-800 или Rolls-Royce/Turbomeca RTM 332 и пилотажно-навигационным оборудованием фирмы Bendix King.

Первый опытный вертолет Ка-62 был продемонстрирован на авиационно-космической выставке МАКС-95 в г. Жуковском. Первый полет вертолета предполагался в 1996 году. Предусматривается сертификация вертолета по американским нормам летной годности FAR 29.

КОНСТРУКЦИЯ. Вертолет одновинтовой схемы с рулевым винтом в вертикальном оперении, с двумя ГТД и трехопорным шасси. Конструкция вертолета отличается широким применением КМ, составляющих более 50% массы конструкции.

Фюзеляж отличается хорошими аэродинамическими формами (площадь эквивалентной вредной пластинки около 1.25 м2), имеет металлический каркас со шпангоутами и продольными балками и обшивку из слоистых панелей из КМ на основе стекло - и углепластиков. Фюзеляж состоит из четырех секций: кабины экипажа, средней части с грузопассажирской кабиной, хвостовой балки с горизонтальным оперением и вертикального оперения с каналом для рулевого винта. Кабина экипажа имеет большую площадь остекления и силовой набор фонаря из КМ, двери по бокам кабины открываются наружу против потока. Сиденье летчика расположено с правой стороны (впервые для отечественных вертолетов), чтобы исключить дублирование органов управления оборудованием при экипаже из двух летчиков, в этом случае устанавливаются органы управления для второго летчика.

В средней части фюзеляжа размещена грузопассажирская кабина размерами 3.3 х 1.75 х 1.3м с большими сдвижными грузовыми дверьми размерами 1.3 х 1.25м. На хвостовой балке эллипсовидного сечения установлен неуправляемый стабилизатор размахом 3м, прямоугольной формы в плане, с большими концевыми шайбами с несимметричным профилем для создания боковой аэродинамической силы и разгрузки рулевого винта. К хвостовой балке пристыковано большое вертикальное оперение с профилированным каналом для рулевого винта, сверху которого установлен киль с несимметричным профилем.

Шасси: трехопорное, убирающееся, с хвостовой самоориентирующейся опорой телескопического типа со сдвоенными колесами, убирающейся назад в хвостовую балку. Главные опоры рычажного типа с азотно-масляными амортизаторами убираются вперед и вбок в фюзеляж. На опорах могут быть установлены надувные баллонеты для аварийной посадки на воду.

Несущий винт: четырехлопастный с упругим креплением лопастей. Корпус втулки изготовлен из стеклоуглепластика, разъемный, втулка имеет только самосмазывающиеся подшипники вертикальных шарниров, вместо горизонтальных и осевых шарниров используются торсионы из пакета стальных пластин и упругие элементы из стеклопластика.

Лопасти: цельнокомпозиционные, прямоугольной формы в плане, со стреловидной законцовкой. Двухконтурный лонжерон имеет форму носка профиля, вдоль носка проходит резиновое покрытие с электрической противообледенительной системой. Хорда лопасти 0.53м.

Рулевой винт: диаметром 1.4м, с жестким креплением лопастей, с осевыми шарнирами. Лопасти с хордой 0.089м имеют прямоугольную форму в плане, носовая часть лопасти защищена абразивостойкой титановой оковкой.

Силовая установка: состоит из двух ГТД РД-600 взлетной мощностью по 955кВт и крейсерской мощностью по 735 кВт. Предусмотрен режим чрезвычайной мощности 1139кВт, развиваемый одним двигателем в течение 2.5 мин при выходе из строя другого двигателя. Двигатели установлены в общем обтекателе за валом несущего винта, воздухозаборники над обтекателем снабжены противообледенительной воздушно-тепловой системой. Двигатели оснащены цифровой электронной системой регулирования с полным резервированием каналов, имеют модульную конструкцию. Модуль генератора объединяет четырехступенчатый компрессор с тремя осевыми и одной центробежной ступенью, кольцевую противоточную камеру сгорания и двухступенчатую турбину привода компрессора. Свободная турбина также двухступенчатая. Двигатель имеет длину 1.56м, ширину 0.76м и высоту 0.72м, сухая масса 220 кг. Запуск двигателей осуществляется от вспомогательной силовой установки АИ-9.

Топливная система: включает 4 мягких бака общей емкостью 1100л, размещенных под полом кабины, с подкачивающими насосами для питания двигателей от любой группы баков.

Трансмиссия: с двухступенчатым главным редуктором рассчитана на передачу взлетной мощности 1910кВт, хвостовой редуктор одноступенчатый.

Система управления: с гидравлическими рулевыми приводами, объединенными в общий блок на корпусе редуктора и жесткими тягами, включает загрузочные триммерные механизмы.

Гидросистема: состоит из двух автономных подсистем, первая обеспечивает питание рулевых приводов, вторая - системы уборки колес и их тормозов.

Электрическая система: состоит из двухканальной системы переменного трехфазного тока с двумя бесконтактными генераторами мощностью по 30кВт и двухканальной системы постоянного тока с двумя выпрямителями и аккумуляторной батареей.

Оборудование: Пилотажно-навигационный комплекс обеспечивает улучшение характеристик устойчивости и управляемости, автоматизированную стабилизацию угловых положений вертолета, полет по заданному курсу и заданной линии пути, предупреждение о предельно допустимых режимах полета. В кабине установлены два многофункциональных индикатора на ЭЛТ. На спасательном варианте предусмотрена лебедка грузоподъемностью 300кг.

Многоцелевой вертолет Ка-62 создан на базе армейского вертолета Ка-60 и предназначен для перевозки пассажиров и грузов в транспортной кабине, а также транспортировки крупногабаритных грузов на внешней подвеске.

Вертолет Ка-62 построен по одновинтовой схеме с многолопастным рулевым винтом в кольцевом канале вертикального хвостового оперения. Лопасти винтов и планер на 60 процентов по массе выполнены из полимерных композиционных материалов. Планер отличается совершенными аэродинамическими обводами, вместительной транспортно-пассажирской кабиной и трехстоечным шасси с хвостовой опорой. Силовая установка включает двигатели нового поколения модульной конструкции разработки Рыбинского конструкторского бюро моторостроения под руководством генерального конструктора А.С. Новикова. Гражданская модификация от базовой военной использует высокие крейсерскую скорость, топливную эффективность и транспортную производительность, широкие дверные проемы транспортной кабины по обоим бортам фюзеляжа.

Вертолет может использоваться для перевозки пассажиров с надлежащим комфортом, транспортировки грузов внутри кабины и на внешней подвеске, оказания экстренной медицинской помощи, выполнения аварийно-спасательных работ, ведения ледовой разведки и различного рода патрульных операций, контроля водных границ и границ экономических зон, обслуживания шельфовых газо - и нефтепроводов и др.

Вертолет Ка-62 спроектирован с учетом международных требований по безопасности полетов. Обеспечены полет и посадка с одним работающим двигателем. Травмобезопасность пилота и пассажиров на случай грубой посадки гарантируется комплексом мер, в том числе энергопоглощающей конструкцией шасси и кресел. Рулевой винт в киле защищен от случайных повреждений. Машина оснащена эффективными противообледенительной и противопожарной системами.

Ка-62 может иметь как стандартное оборудование базового транспортного варианта для полетов в условиях визуальной видимости, так и комплекс для пилотирования винтокрылого аппарата по приборам в любых погодных условиях с использованием аппаратуры спутниковой навигации. Экспортный вариант вертолета может по желанию заказчика иметь двигатели и авионику зарубежных фирм.

Технические данные Ка-62

Экипаж: 1-2, пассажиры: 16, силовая установка: 2 x ГТД РД-600 Рыбинского завода мощностью по 955 кВт, диаметр несущего винта: 13.5 м, длина фюзеляжа: 13.25 м, высота: 4.1 м, взлетный вес: 6250 кг, вес пустого: 3730 кг, максимальная скорость: 300 км/ч, крейсерская скорость: 260 км/ч, скороподъемность: 11.7м/с, статический потолок: 2500 м, динамический потолок: 5000 м, дальность полета: 720 км, полезная нагрузка: 2000-2500 кг.

Глава 5. Анализ происшествия

Была изучена статистика авиационных происшествий, связанных с несоблюдением аэродинамических ограничений за 2011. Информация о статистике происшествий проанализирована на сайте МАК.

25.07.2011 в районе национального села Биллингс (200 км северо-восточнее г. Певек Чукотского АО) потерпел катастрофу вертолет Ми-8 RA-24422 ФГУП "ЧукотАВИА".

При выполнении посадки, в районе посадочной площадки, у вертолета появилась тенденция к самопроизвольному снижению, на увеличение экипажем оборотов несущего винта вертолет не реагировал. Вертолет столкнулся с землей, перевернулся на правый борт и загорелся. Бортмеханик и два пассажира погибли.

Причиной катастрофы явились ошибка экипажа в технике пилотирования и отсутствие контроля за параметрами полета вертолета (тангаж, высота, скорость) при заходе на посадку в метеоусловиях, не соответствующих для полетов по ПВП, что привело к попаданию вертолета в режим "вихревого кольца", его столкновению с землей с большой вертикальной скоростью, разрушению и пожару.

Сопутствующими факторами явились:

непринятие экипажем решения об изменении плана полета при ухудшении метеоусловий до значений, не соответствующих для полетов по ПВП;

неудовлетворительное взаимодействие в экипаже и несоблюдение технологии работы при выполнении захода на посадку.

Выводы

1. Были изучены летные ограничения;

2. Было найдено аэродинамическое обоснование летных ограничений;

3. Приведены внешние факторы влияющие на динамику полета;

4. Приведен пример авиационного происшествия;

5. Изучена статистика авиационных происшествий, связанная с некачественной подготовкой к полету и приведен пример авиационной катастрофы;

Практические рекомендации:

Руководству авиакомпаний необходимо повысить качество подготовки экипажей к полетам и усилить контроль за соблюдением установленных правил при подготовке экипажей к полетам. Также уделить большее количество времени подготовке на тренажёре, для отработки полетов в особых условиях и отработке аварийных ситуаций в полете.

Экипажам ВС необходимо изучать нормативные документы настоящих авиационных правил, а также, знать порядок действий экипажа в особых и аварийных случаях полета.

Список литературы

1. "Основы летной эксплуатации вертолетов. Аэродинамика" А.М. Володько;

2. РЛЭ Ми-8, Ми-171;

3. Воздушный кодекс;

4. "Практическая аэродинамика вертолета ми-8";

5. Основы аэродинамики и динамики полета;

6. Интернет и конспекты.

Размещено на Allbest.ru