Скорость вертолета вертикальная при снижении

Задание летных испытаний и анализ характеристик. Характеристики самолетов и вертолетов определяются при анализе их конструкции во время летных испытаний. Профиль испытаний задается соединением конкретных фаз полета. Эти фазы включают прогрев двигателей и взлет, оптимальный набор высоты, полет на максимальной крейсерской скорости, полет максимальной продолжительности на заданной высоте, оптимальное снижение, торможение с максимальной скоростью, зависание, вертикальный взлет и посадку и, наконец, приземление. Можно считать, что практически все условия полета можно выполнить, составляя испытания из перечисленных фаз. [c.222]

Режим вертикального полета, когда горизонтальная составляющая скорости равна нулю, — это основной режим, отличающий вертолет от других летательных аппаратов. Режим полета, при котором равны нулю как горизонтальная, так и вертикальная составляющие скорости, т. е. движение относительно невозмущенного воздуха вообще отсутствует, называется висением. Подъемную силу и управление на режиме висения обеспечивают изменением углов установки лопастей, создавая на них требуемые аэродинамические силы. Вертикальный полет может представлять собой набор высоты или снижение при этом диск винта горизонтален и, следовательно, сохраняется строго осевое протекание воздушного потока через диск. На практике вертолет должен быть способен и к горизонтальному полету. При полете вперед диск несущего винта остается почти горизонтальным, так что скорость набегающего потока складывается со скоростью вращения лопастей в плоскости диска. Подъемную силу и управление вертолетом по-прежнему обеспечивает несущий винт. Кроме того, посредством небольшого наклона вперед вектора силы тяги он создает необходимую для полета вперед пропульсивную силу. [c.24]

В гл. 2 описан метод расчета индуктивной мощности Р,- на режимах висения и вертикального набора высоты по импульсной теории. Он позволяет достаточно надежно рассчитать мощность, если ввести эмпирические коэффициенты, учитывающие дополнительные Индуктивные затраты, особенно концевые потери и потери на неравномерность потока. В этой главе полученные результаты распространены и на вертикальное снижение. Показано, что импульсная теория неприменима в определенном диапазоне скоростей снижения, так как принятая в ней схема следа становится некорректной. Дело в том, что след несущего винта в этом диапазоне скоростей приобретает столь сложную структуру, что адекватной простой схемы для него нет. На авторотации (режиме безмоторного снижения) несущий винт создает подъемную силу, не поглощая мощности. Энергия, расходуемая в единицу времени на отбрасывание воздуха для создания подъемной силы (индуктивная мощность Р,) и на вращение винта (профильная мощность Ро), поступает в результате уменьшения потенциальной энергии вертолета при его снижении. Диапазон скоростей снижения, при которых- импульсная теория неприменима, охватывает и авторотацию. [c.102]

В типичном случае ордината (V + v)/vb точки пересечения близка к —0,3, так что авторотация происходит при скорости снижения, несколько большей скорости идеальной авторотации, т. е. относится к режиму турбулентного следа. Наклон кривой скоростей протекания в этой области велик. Это означает, что для компенсации профильной мощности достаточно небольшое увеличение скорости снижения. Для реального вертолета при расчете скорости (К + v)/Vb должны также учитываться потери мощности на рулевой винт и на аэродинамическую интерференцию. Эти потери составляют от 15 до 20% профильной мощности, так что их учет дает лишь малую поправку к величине скорости снижения. Предельную скорость вертикального снижения можно найти, считая, что она соответствует границе режима турбулентного следа, т. е. приблизительно 2 < V/vb < —1,71. Таким образом, для плотности атмосферы на уровне моря скорость снижения I/составляет от 1,1 Т/А до ],3- /Т1А м/с (нагрузка на диск выражена в Па). [c.116]

Следовательно, малая скорость снижения соответствует большому коэффициенту сопротивления диска. Параметр Со удобен тем, что не зависит от нагрузки на диск. При скоростях снижения, типичных для реальных вертолетов, 1,1 < Со < 1,3. Для сравнения напомним, что круглая плоская пластина площадью А имеет коэффициент сопротивления Со =1,28, а парашют с такой же лобовой площадью Л — примерно 1,40, Таким образом, при безмоторном вертикальном снижении несущий винт весьма эффективно создает силу тяги, поддерживающую вертолет. Винт действует в общем как парашют того же диаметра. Скорость вертикального снижения на авторотации велика по той причине, что соответствующий парашют для такого веса слишком мал. Однако при полете вперед скорость снижения может быть значительно меньше. Картина течения вокруг винта при авторотации сходна с картиной потока вокруг плохо обтекаемого тела того же размера, поэтому нет ничего удивительного в том, что и силы их сопротивления примерно одинаковы. [c.117]

Взаимное влияние несущих винтов увеличивает неустойчивость вертолета по углу атаки. При увеличении угла атаки (т. е. увеличении вертикальной скорости снижения вертолета) увеличиваются тяги несущих винтов, а следовательно, и соответствующие индуктивные скорости. При этом увеличение индуктивного скоса потока переднего винта увеличивает индуктивные [c.771]

Посадка на режиме безмоторного планирования состоит из четырех последовательных этапов планирования, выравнивания, приземления и пробега. При планировании на режиме самовращения винта на-клон траектории и величины вертикальной и горизонтальной составляющ,их скорости снижения будут определяться аэродинамическим качеством вертолета, т. е. отношением подъемной силы к воздушному сопротивлению при данном угле атаки несущего винта. Перегрузка в момент приземления и длина пробега зависят от скорости планирования и характера пилотирования на выравнивании. Надо сказать, что посадка с подрывом — единственно возможная при отказе двигателя в полете с малой скоростью или при висении на малой высоте (до 150 м). Вертолет при такой посадке не успевает увеличить поступательную скорость больше 60—70 км/час. Скорость снижения целиком гасится благодаря использованию кинетической энергии вращения несущего винта. [c.210]

Для вертолета Ми-1 при скорости на планировании, равной 70—80 км/час по прибору, увеличивать шаг следует плавно с высоты 10—12 м, а с высоты 5—6 м — энергично. При этом снижение замедляется и посадка происходит с очень малой вертикальной скоростью. Ручкой управления циклическим шагом сохраняется определенный угол тангажа и устраняются поперечные отклонения. [c.210]

При вертикальном снижении сила тяги винта Т. меньше веса вертолета С На этом режиме полета вертикальная скорость отрицательна, а горизонта ль ная равна нулю (рис. 2.14). [c.32]

Видно, что на скорость вертикального снижения при авторотации влияет нагрузка на диск винта, т. е. масса модели и площадь диска. Чем больше площадь диска и меньше масса вертолета, тем меньше скорость снижения. Однако существующие ограничения в выборе этих параме ров требуют поиска других решений, направленных на уменьшение У [c.34]

При уменьшении общего шага несущего винта мощность двигателя, передаваемая на несущий винт, уменьшается. При этом вертолет переходит от висения к вертикальному снижению с увеличением скорости снижения. [c.102]

Воздушный поток, обтекающий лопасть при вертикальном снижении вертолета, складывается из двух движений воздуха относительно лопасти вращательного движения со скоростью сог и поступательного движения по вертикальной траектории полета со скоростью V (скорость снижения). Геометрическое сложение этих [c.139]

Средний по азимуту угол атаки сечения лопасти при наименьшей вертикальной скорости снижения вертолета будет тоже близок к углу, соответствующему профиля. [c.152]

Таким образом, летчик после отказа двигателя должен выполнять снижение, поддерживая нужные значения горизонтальной и вертикальной скоростей. Вблизи земли летчик должен осуществить подрыв и уменьшить вертикальную и горизонтальную скорости для мягкого приземления.- В идеальном случае в момент касания земли скорость вертолета равна нулю. Подрыв заключается в том, что летчик резко увеличивает общий шаг с целью увеличения тяги (и уменьшения скорости снижения вертолета), а затем отклоняет на себя рычаг продольного управления для уменьшения поступательной скорости вертолета (при этом возникает значительный угол тангажа на кабр.-рование). Во время подрыва несущий винт потребляет накопленную кинетическую энергию вращения. Этот источник энергии ограничен, так что летчик должен тщательно контролировать протекание подрыва во времени. Поскольку при увеличении общего шага частота вращения несущего винта падает, срыв на лопастях ограничивает возможности подрыва. Полная кинетическая энергия (КЭ) несущего винта равна (l/2)N/jiQ (здесь N/л — момент инерции винта относительно оси вращения), а ее используемая часть (до момента наступления срыва и падения тяги) равна лишь 1 —0,Цй, где Й и Qk — угловые [c.308]

При снижении вертолета на режиме самовращенйя винта с точки зрения безопасности посадки очень важно знать, какова будет вертикальная скорость снижения. На этом режиме она зависит главным образом от веса вертолета, площади, ометаемой винтом, и скорости планирования по траектории полета. [c.149]

Силы, действующие на шасси при посадке, определяются прежде всего вертикальной Уу и горизонтальной Ух составляющими скорости вертолета в момент касания земли. Как показывает практика, при нормальной посадке с работающими двигателями, выполняемой квалифицированным летчиком в благоприятных условиях, вертикальная скорость невелика. Однако при плохой видимости, порывистом ветре, малом опыте летчика Уу может быть больше. В НЛГВ приводится формула для определения с учетом указанных обстоятельств эксплуатационной скорости снижения при посадке с работающими двигателями Уу . Наряду с анализом различных факторов эта формула основана на обобщении опыта эксплуатации вертолетов. Необходимо определить также нагружение при посадке с одним неработающим двигателем. Вертолет, имеющий один двигатель, после его отказа переходит на планирование с винтом, работающим на режиме авторотации. При этом наименьшая по абсолютной величине вертикальная составляющая скорости получается при экономической скорости полета, соответствующей минимальной потребной мощности. Посадка при таких условиях достаточно мягкая, но с большой скоростью и длиной пробега. Так как при внезапном отказе двигателя нельзя рассчитывать на наличие такой ровной площадки, то возникает необходимость предпосадочного торможения вертолета, чтобы свести пробег после посадки до минимума. При такой посадке Уу в момент касания земли может быть достаточно большой, а составляющая Ух=АО. [c.212]

Аналогичная ситуация возникает при отказе двигателя на вертолете с полозковым шасси или при посадке на воду на баллонеты. Следует учитывать, что при Ух = 0, т. е. при вертикальном снижении на режиме авторотацни, скорость Уу достигает такой величины, что вертолет неминуемо должен разрушиться. Поэтому если двигатель отказал на режиме висения, то необходимо иметь определенный запас высоты, чтобы при снижении летчик мог разогнать вертолет до необходимой [c.212]

Скорость снижения на авторотации при полете вперед вычисляется по простой формуле 1/сн = Ргор/ - Следовательно, скорость снижения минимальна при скорости полета, которой соответствует минимальная потребная мощность. Эта минимальная скорость, как правило, приблизительно вдвое меньше скорости снижения на авторотации по вертикали. Угол снижения, определяемый величиной отношения V h/V — PfWV, минимален при минимуме отношения P/V в горизонтальном полете. Обычные значения этого угла составляют от 30 до 45° (угол отсчитывается от горизонтали). При отказе двигателя на больших высотах летчик выводит вертолет на режим установившейся авторотации при скорости полета, которой соответствует минимальная скорость снижения. Вблизи земли летчик осуществляет подрыв , сводя вертикальную и горизонтальную скорости к нулю непосредственно перед приземлением. Если отказ двигателя происходит на малых высотах, то времени для выхода на режим установившегося снижения обычно не хватает. При отказе двигателя на висении оптимальным будет снижение по вертикали. Характеристики авторотации рассмотрены подробнее в разд. 7.5. [c.281]

Посадка корабельных самолетов осуществляется с помощью аэрофинишера, и только самолеты вертикального взлета и посадки и вертолеты осуществляют посадку вертикально или с помощью специальных технических средств. Взлет, а особенно посадка самолета на палубу авианосца вынуждает использовать пневматики с высоким давлением. Например, при эксплуатации самолета Фантом с сухопутных аэродромов давление в его пневматиках основных стоек шасси равно 1400 кПа, в то время как при эксплуатации этого же самолета на авианосцах это давление составляет 2500 кПа. Это обусловлено большими вертикальными скоростями снижения (у самолета Фантом — [c.56]

В отличие от натурных вертолетов при полетах моделей вертикальное снижение с авторота иеи винта встречается часто Это связано с мень 1ей массой вертолетных моде ей и меньшей надежностью авиамодельных двигателей, чем натурных. Бывает также что причинои остановки двигателя является ошибка самою моде иста Поэтому при проектировании модели вертолета снижение на авторотации несущего винта не следует рассматривать как то ько аварийный режим полета напротив, предполагать его вполне допустимо и естественно. Очевидно, режим авторотации потребует решения определенных аэродинамических, компоновочных и прочностных проблем, не говоря уже о выборе оответств ющей системы управления и привода винта. В любом с учае чтобы обеспечить безопасное приземление модели при вертикапьном снижении на режиме авторотации, следует стремиться к наимены ей возможной скорости снижения. [c.33]

Пилотам натурных вертолетов доступен еще один способ уменьшения скорости вертика. ьного снижения на режиме авторотации Этот способ основан на уве ичении общего шага лопастей и называется подрывом Естественно, уело ием выполнения подрыва является возможность управления общим шагом Следует, однако, отметить, что это с особ эффективен только в том спучае, ко а углы атаки сечении опастеи не превышают критических значении при которых коэффициенты С г подъемной силь сечений лопастей достигают максимальных значении. Иначе неизбежно произойдет срыв потока на лопастях, и в результате модель начнет раскачиваться, а скорость вертикального снижения резко увеличится [c.35]

При планировании на режиме самовращення винта, наклон траектории и величина вертикальной и горизонтальной составляющих скорости снижения будет определяться аэродинамическим качеством вертолета, т. е. отношением подъемной силы к воздушному [c.139]

Для наклонного снижения вертолета на режиме самовращенйя винта зависимость вертикальной скорости от нагрузки остается такой же, но величина ее при разных наклонах траектории снижения будет различной, так как она в значительной степени зависит от скорости планирования. [c.150]

При увеличении скорости планирования более 1 наиваэродинамическое качество вертолета ухудшается. Вследствие этого вертикальная скорость снижения увеличивается. Кроме того, увеличивается несимметрия поля скоростей обтекания лопастей винта и, следовательно, приближается срывной режим. Вибрации вертолета становятся более ощутимыми и, наконец, может наступить потеря управляемости. [c.152]

Посадочные случаи. В нормах задаются способы определе-шя вертикальной скорости снижения вертолета, что необходи-ло для расчета нагрузок при посадке. Посадочные случаи >п—У1-п отличаются способом касания вертолетом поверх-юсти земли и величиной составляющих скоростей в этот мо-лент [c.27]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...