GZ_12

1.

Групове заняття № 11
Змістовий модуль 3.
Експлуатаційні обмеження вертольота
Мі-8МТ(В)
Тема: Експлуатаційні обмеження
вертольота Мі-8МТ(В)
Мета: Вивчити експлуатаційні обмеження транспортного
вертольота:
1. Експлуатаційний діапазон перевантажень.
2. Максимально допустимі кути крену.
3. Максимально допустимий кут тангажа та темп його зміни.
4. Максимально і мінімально допустимі оберти НГ та темп
зміни загального кроку НГ.
1

2.

1. Експлуатаційний діапазон перевантажень
Перевантаження – це векторна величина, яка дорівнює
відношенню вектора суми зовнішніх сил, діючих на вертольот,
до сили тяжіння.
де
Rзовн. Rн Rкр .. Rст. Rф. RРГ ... Rін. ,
G mg
Перевантаження є основним критерієм маневреності і може бути
розкладеним за відповідними осями систем координат.
n ni nj nk
або
r r
r
r
n n xa n ya n za ,
Примітка: Вектор n співпадає за напрямком з Rзовн.
2

3. Проекції вектора перевантаження на осі швидкісної системи координат

Схема сил, що діють на вертоліт у польоті.
М реакт РГ
Yа
Rн
М z ст
Ty а
М z НГ
Мzф
Tx а
Р Г
nZa
Yа ст
X шк
O
V
Yô
X
áàë аX
TZa TРГ Z AФ
G
Бокове
перевантаження
X
nYa
TYa Yаст Yф
n Xa
G
TXa X шк
G
G
Нормальне швидкісне перевантаження
Поздовжнє швидкісне (тангенційне)
перевантаження
3

4.

Діапазон перевантажень залежить від:
– режиму роботи СУ;
– обертів НГ;
– злітної маси;
– маси вантажу;
– атмосферних умов;
– режиму польоту.
Примітка: Звичайно діапазон перевантажень визначається для
нормальної злітної маси та до стандартних умов.
Закон зміни нормального перевантаження для забезпечення
постійної висоти польоту Н = const TYa cos G :
1
nYa
cos
4

5. Таким чином для такої умови і типових значень (кута крену) визначені потрібні значення :

Таким чином для такої умови і типових значень (кута крену)
визначені потрібні значення nYa :
Для Ми-8МТ:
- max .доп 45,0 що відповідає n ya 1,41 ;
- для зменшення ймовірності удару лопатей НГ за хвостову балку
призначена nY min.доп. 0,6 .
З метою забезпечення безпеки польотів для вертольоту МИ-8МТ
призначений експлуатаційний діапазон перевантажень: 0,6 n ya доп 1,5
У льотній експлуатації вертольота Ми-8МТ на швидкостях, близьких
до економічної, при нормальній масі вертольота максимальне значення
перевантаження обмежується за умови недопущення зриву потоку з кінців
відступаючих лопатей НГ. Для вертольота Ми-8МТ величини цих обмежень у
залежності від маси вертольота, барометричної висоти і швидкості польоту
наведені у табл. 2.1.
5

6. Максимально допустимі величини нормального швидкісного перевантаження при виведенні з пікірування та при введенні в гірку в

залежності від маси
вертольота, барометричної висоти
та приладової швидкості польоту
Табл. 2.1.
Польотна
маса, кг
Швидкість польоту, км/год
Висота польоту, м
200
230
250
280
300
До 9 000
0 – 500
500 – 1 000
1 000 – 2 000
1,5
1,5
1,5
1,5
1,5
1,5
1,5
1,5
1,4
1,5
1,4
–
1,4
–
–
10 000
0 – 500
500 – 1 000
1 000 – 2 000
1,5
1,5
1,5
1,5
1,5
1,4
1,5
1,4
1,3
1,4
1,3
–
1,3
–
–
11 100
0 – 500
500 – 1 000
1 000 – 2 000
1,5
1,5
1,4
1,5
1,4
1,3
1,4
1,3
1,2
1,3
1,2
–
1,2
–
–
6

7. Для вертольота Ми-8МТ максимальне експлуатаційне перевантаження за міцністю . Це значення перевантаження обмежується міцністю

Для вертольота Ми-8МТ максимальне експлуатаційне
e
n
2,0 . Це значення
ya
перевантаження за міцністю
max
перевантаження обмежується міцністю силових вузлів вертольота
(деформація або руйнування конструкції). Це можливо при
польоті на великих швидкостях та невеликих барометричних
висотах під час маневрування з одночасним збільшенням кута
атаки і загального кроку НГ.
Обмеження мінімальної величини n ya– 0,6 пов’язане з
небезпекою ударів кінців лопатей НГ по хвостовій балці. Поява
такої небезпеки найбільш імовірна наприкінці введення
вертольота в маневр “пікірування” та виведення його з маневру
“гірка”, коли льотчик для переведення вертольота в подальший
прямолінійний політ відхиляє РК “на себе”.
7

8. 2. Максимально допустимі кути крену Причини обмеження: - максимально-допустиме значення перевантаження (причини наведені на

слайдах №4, 5, 6);
- запас по зриву потоку на лопатях НГ;
- спрощення техніки пілотування.
Для Ми-8МТ рекомендовані кути крену 450
Таблиця 2.2
Вказівки:
- Форсовані віражі та розвороти на Н=50…1000 м при
0
V=120…250км/год та m 11100 кг можливо виконувати з 45
- На висотах польоту Н<50м над рельєфом місцевості припускається
Н, м але не більше значень наведених у таблиці;
0
20
- При пілотуванні у СМУ та РСНГ
8

9.

Мі-8МТВ
1. Експлуатаційні обмеження – крени при маневрах
2.5.5.3. Розвороти і віражі
Дозволяється виконувати з креном не більше:
а) 15° – у всьому діапазоні швидкостей і мас вертольота в
складних метеоумовах та вночі, а також з вантажем на зовнішній
підвісці, при сильній турбулентності та з одним працюючим двигуном.
б) 30° – на швидкостях до 250 км/год з нормальною польотною
масою 11100 кг і менше у діапазоні висот від 50 до 3000 м.
Енергійні розвороти (за необхідності) на висотах 50…1000 м при
нормальній польотній масі вертольота і менше, на швидкостях понад
120 км/год, дозволяється виконувати з креном до 45°.
При виконанні віражів і розворотів на висотах до 50 м над
рельєфом місцевості допустимий кут крену чисельно дорівнює висоті
польоту (тобто на висоті 10 м – 10°, 20 м – 20°, 30 м – 30°), але у всіх
випадках не більше 45°.
в) 20° – на швидкостях до 250 км/год з польотною масою понад
11100 кг та на режимі самообертання несучого гвинта.
9

10.

Вказівки:
Перевищення максимально-допустимих кутів крену
призводить:
− до втрати швидкості або довільного зниження вертольота й
ускладнення техніки пілотування;
− тряски вертольота, росту навантажень на НГ;
− погіршення стійкості та керованості;
− на РСНГ до значного збільшення Vy.
10

11.

3. Максимально допустимий кут тангажа
і темп його зміни
М реактРГ
Yа
Rн
М z ст
Ty а
Мz НГ
М zф
Txа
РГ
Yа ст
X шк
O
Yô
Загальні положення.
V
бал
Xа , X g
X
X
G
Кут тангажа – це кут між осями OX та OXg.
Причини обмеження:
- гальмування вертольота на висхідних маневрах і розгін на спадних;
- розбалансування вертольота;
- ускладнення пілотування;
- ймовірність потрапляння до критичних режимів (”вальожка”, осідання”).
11

12.

Попередження: при виконанні фігур пілотажу кут тангажу 20 0
При виконанні пікірування рекомендовані наступні кути
тангажу:
Примітка: При зростанні Н та V введення до пікірування кут
тангажу необхідно зменшувати.
12

13. Причини обмежень темпу зміни υ:

При введенні в «гірку» і виводі з пікірування:
а) внаслідок статичної нестійкості НГ по куту атаки
вертоліт «охоче» збільшує нормальне перевантаження і
швидко досягає n y a доп
n y a ввод
T y a ГП T y
mg
13

14. б) зі збільшенням кута атаки НГ потрібне значення крутного моменту на валу НГ падає, а потужність, підведена до НГ залишається

незмінною (φ0=соnst),
що приводить до «розкручування» НГ. Система автоматичного регулювання
двигуна може не встигнути відреагувати при високому темпі збільшення υ.
Перевищення обертів НГ носить у собі небезпеку руйнування головного
редуктора і НГ (значні відцентрові сили й аеродинамічні сили). У підсумку
двигуни будуть автоматично переведені на знижений режим роботи, але
з'явиться передумова для наступного неприпустимого «провалу» обертів НГ
при
енергійному
виводі
з
гірки.
в) при перевищенні темпу можливе потрапляння в режим «підхоплення».14

15. Обмеження темпу зміни кута тангажу. а) Введення до пікірування та виведення з гірки

d
200 /(5...6)c.
dt
Причини обмеження :
- Зменшення н веде до зменшення н (Тн) тому виведення з гірки буде
млявим;
- При зменшенні н зменшується конусність НГ, зростає імовірнсть удару за
хвостову балку при ході ручки управління на себе;
б) Введення до гірки:
d
20 0 /(6...7)c.
dt
Виведення з пікірування:
здійснювати за час не менше 8-9 с, не
допускаючи збільшення обертів несучого
гвинта понад 103%.
Причини обмеження :
- НГ не сприяє стійкості за кутом атаки (M Zнг 0) , тому вертоліт “охоче”
збільшує кут атаки і швидко досягає nYaдоп ;
- Зі збільшенням н зростає н - САР СУ не встигає відреагувати на
зменшення Nпідв до НГ (розкручення НГ);
- Можливе потрапляння до режиму “підхоплення”.
15

16.

3. Мінімально і максимально припустимі оберти НГ
та темп зміни загального кроку НГ.
Загальні положення.
Відомо, що
( н R) 2
Tн СТ
Fн
2
н - підтримується САР і дорівнює оптимальному значенню на
крейсерському та номінальному режимах польоту
n н 95 2%
На не сталих режимах польоту н
змінюється відносно номінального
значення, що потребує обмеження нmin
та нmax
16

17.

Обмеження максимально припустимої частоти обертання НГ.
Причини обмеження:
- за міцністю головного редуктора;
- за міцністю лопатей та втулки НГ;
- ймовірність руйнування лопаток вільної турбіни.
УВАГА! Небезпека відривання лопаток турбін та виникнення пожежі на вертольоті
Ми-8МТ обумовлює вимикання двигунів паливною автоматикою при збільшенні обертів
НГ вище 108 % (спрацьовує система захисту турбін).
Для вертольота Ми-8МТ можливе підвищення частоти обертання на
час t ≤ 20c до значень:
n Нмах.доп. 101% - (СУ на режимі вище другого крейсерського);
n Нмах.доп. 103% - (СУ на режимі нижче другого крейсерського);
n Нмах.доп. 110% - (РСНГ).
17

18. Причини обмеження мінімальних обертів: - ймовірність перегріву лопаток турбіни; - збільшення навантаження у редукторі і на валу

вільної турбіни із-за
зростання крутного моменту;
- зменшення запасу шляхової керованості;
- зменшення ефективності несучого гвинта;
- зменшення запасу по зриву потоку;
- зростання амплітуди махового руху лопатей;
- зростання вібрацій;
- ускладнення переходу до РСНГ;
Для вертольота Ми-8МТ можливе зменшення частоти обертання
на час до 30с.
n н 88%
У польоті на РСНГ з польотною вагою менше 10000кг при
від'ємних температурах атмосферного повітря мінімальні обороти
несучого гвинта повинні бути не менше 82%.
На режимі малого газу роботи двигунів оберти НГ мають бути у межах від 55 до 70 %. Час роботи
двигунів на такому режимі має бути не більше 20 хв (погіршення охолодження та змащування
деталей двигунів і редукторів вертольота).
18

19.

Мі-8МТВ
2.5.3. Частота обертання несучого гвинта
2.5.3.1.
На
перехідних
режимах
допускається
короткочасне збільшення частоти обертання НГ не більше
ніж на 20 с:
• вище II крейсерського режиму – до 101%;
• нижче II крейсерського – до 103%;
• двічі за ресурс – до 108%.
2.5.3.2. Допускається короткочасне зменшення частоти
обертання НГ:
• на перехідних режимах (до 30 с) – до 88%;
• при відмові одного двигуна (4 рази за ресурс, до 10 с
кожного разу) – до 80%;
• при посадці з «підривом» НГ з одним працюючим
двигуном, не більше 5 с, 4 рази за ресурс двигуна –
до 75%.
2.5.3.3. Частота обертання НВ, при якій відбувається
автоматичне відключення генераторів – менше 88%.
19

20.

Темп зміни загального кроку НГ
Витримування н у встановлених межах забезпечується
темпом переміщення ВЗК:
1. Час переміщення ВЗК з режиму малого газу до максимального
не менше 5с (провал обертів НГ);
2. Темп відхилення ВЗК до низу не більше10 /с (розкручування
НГ);
3. При маневруванні для запобігання розкручуванню НГ
забороняється одночасне зменшення загального кроку з
0
0
темпом 1 /с та вище і збільшення кута тангажу з темпом 1 /с
і вище.
20

21.

Причини обмеження темпу зміни загального кроку НГ
1. Захист від розкручування/гальмування НГ
При швидкому зменшенні загального кроку НГ, зменшується
профільний опір, що може спричинити різке зростання частоти
обертання (розкручування), і в подальшому як наслідок цього зменшення.
При надто швидкому збільшенні кроку — навпаки, НГ може різко
зменшити оберти, що небезпечно для двигунів, трансмісії, можливого
провалу тяги.
2. Аеродинамічна стійкість
Лопаті мають інерцію та пружні властивості. Різкі зміни кута
встановлення (особливо при зменшенні) можуть викликати коливання
(флатер, вібрації).
Це може призвести до втрати керованості або навіть руйнування лопаті.
3. Час приймальності двигунів (6 секунд для Мі-8МТ(В))
САР двигунів не може миттєво компенсувати різкі зміни
навантаження НГ (профільного опору).
Якщо крок змінюється занадто швидко, крім провалу тяги
виникає небезпека порушення режиму роботи компресора або
перегріву лопаток турбіни.
21

22. Література

1. Вертолет Ми-8МТВ керівництво з льотної експлуатації
2. Інструкція екіпажу вертольота Мі-8МТ. Кн. 1. Льотна
експлуатація. - М.:, 1982.
2. Практична аеродинаміка вертольота Ми-8МТ. Ч. 1.
Аеродинамічне компонування, характеристики стійкості,
балансування та експлуатаційні обмеження вертольота : навч.
посіб. / А. М. Алімпієв, В. М. Костенко, І. Б. Ковтонюк та ін. ; за
заг. ред. В. М. Костенка. – Х. : ХУПС, 2013.с. 68-73
3. Аеродинаміка і динаміка польоту вертольота. Ч. 2. Динаміка
польоту вертольота: підручник / А. Г. Зінченко, І. Б. Ковтонюк,
В. М. Костенко та ін.; за заг. редакцією В. М. Костенка та
І. Б. Ковтонюка. – Х.: ХУПС, 2010.
22