Вертолёт, 2005 № 02

Пилоту на заметку

«Профессиональный уровень любого летчика представляет собой, прежде всего, продукт осмысления им коллективного обобщенного опыта предшественников.

Это теория и практика в системе обучения, умение видеть связь теоретических представлений с ощущениями реалий в полетах и, в конечном счете, способность правильно спрогнозировать развитие конкретной ситуации. Но в испытательной работе, когда многое делается впервые, вышеизложенных качеств для верной оценки совокупно возникающих обстоятельств недостаточно. Становится остро необходимым постоянный сбор, анализ и доведение до летчиков передового летного опыта, прежде всего испытательного, современные прикладные знания». С этим высказыванием заслуженного летчика-испытателя, Героя Советского Союза Н.П. Бездетнова трудно не согласиться.

До тех пор, пока транспортные вертолеты типа Ми-8, Ка-32, Ми-2 и Ка-26 маневрировали «блинчиком», общетеоретических знаний в области аэродинамики несущих винтов и динамики движения аппаратов было вполне достаточно. Для понимания физической сущности поведения вертолета в процессе выполнения боевых пространственных маневров летному составу необходимо пополнение теоретического и практического багажа. Несмотря на то, что выполнение стандартных маневров в РЛЭ Ми-24 подробно описано, ошибок в действиях пилотов, особенно на этапе освоения вертолета, избежать не удалось. Некоторые из них заканчивались предпосылками к летным происшествиям, отдельные — авариями. Чтобы представить, насколько просто или сложно на одновинтовом или соосном вертолетах выполнение летчиком функциональных обязанностей, связанных с пилотированием и применением средств поражения, рассмотрим конкретные примеры.

Так, при выводе машины из пикирования летчик отклоняет ручку управления на себя, что приводит к изменению углов атаки элементов профилей лопастей в определенных частях диска НВ. От набегающего потока воздуха конус НВ стремится наклониться влево (винт вращается по часовой стрелке), и машина при выходе из пикирования начнет крениться влево. Чтобы это предотвратить, вертикальные тяги управления поворотом лопастей относительно осевых шарниров вынесены вперед на определенный угол, а качалки управления наклоном тарелки автомата перекоса смещены против направления вращения НВ относительно продольной и поперечной осей симметрии аппарата. Эти конструктивные меры уменьшают перекрестные связи в продольном и поперечном управлении одновинтовым вертолетом. Однако полностью исключить их на всех режимах не удается.

В процессе вывода вертолета из пикирования по мере отклонения конуса НВ назад углы атаки элементов профилей лопастей претерпевают изменения в передней и задней частях диска винта. Изменяются и аэродинамические силы: увеличиваются на азимуте 180° и уменьшаются на 0°. Под действием этих сил лопасти максимально взмахивают вверх в секторе 180–270° и максимально вниз — в секторе 0-90°, что вызывает на одновинтовых вертолетах наклон конуса НВ влево и появление кренящего вертолет момента влево.

Отклонение конуса НВ назад одновременно приводит к изменению положения лопастей относительно вала винта. Под действием сил Кориолиса лопасти НВ получают максимальное приращение угловой скорости вращения за счет поворота относительно вертикальных шарниров на азимуте 180° и максимально замедляются на 0°. На этих же азимутах максимально изменяется и подъемная сила. Следовательно, это способствует дополнительному завалу конуса НВ влево.

При выводе одновинтового вертолета из пикирования на него, кроме моментов от аэродинамических сил, возникающих при вращении НВ с угловой скоростью ω_z, действуют и гироскопические моменты. Их источник — вращающиеся роторы, в первую очередь НВ, а также роторы РВ и двигателей.

Величина гироскопического момента может быть найдена из выражения

М_гир = Jω_pω_b sin γ, где J — момент инерции ротора; ω_p — угловая скорость вращения ротора; ω_b — угловая скорость вращения вертолета; γ — угол между векторами ω_p и ω_b. Анализ этих величин показывает, что все они, за исключением ω_b, на ряде маневров практически постоянны. Чем энергичнее выполняется маневр, тем больше ω_b и, соответственно, гироскопический момент, воздействующий на вертолет.

Направление гироскопического момента находим по правилу Жуковского: если гироскопу (ротору) сообщить вынужденное прецессионное движение, то на подшипники, в которых закреплена его ось, будет действовать пара сил с моментом М_гир, стремящимся кратчайшим путем установить ось собственного вращения параллельно оси вынужденного вращения вертолета так, чтобы направления векторов ω_p и ω_b совпали. Векторы угловых скоростей вращения роторов и вертолета Ми-24 на выводе из пикирования показаны на рис. 1.

Из рисунка следует, что гироскопические моменты двигателей при выводе вертолета из пикирования стремятся развернуть его влево. Гироскопический момент от НВ накреняет машину тоже влево. Рулевой винт влияния на вращение вертолета относительно оси Z не оказывает (у = 0). Таким образом, на этом маневре, например, Ми-24 стремится развернуться и накрениться влево под действием аэродинамических сил НВ и гироскопических моментов роторов.

Ввод в разворот одновинтового аппарата, с точки зрения действия моментов от аэродинамических и гироскопических сил, более сложен, так как вертолет одновременно вращается относительно осей X и Y. Рассмотрим их действие, например, при вводе Ми-24 в правый разворот.

На вводе в разворот вектор угловой скорости ω_х совпадает с осью X. Под действием гироскопического момента от НВ возникает кабрирующий момент, одновременно от действия гироскопического момента РВ — разворачивающий момент влево. В процессе выполнения разворота вертолет вращается также и относительно оси Y. Под действием гироскопического момента от двигателей возникает кабрирующий момент, а от гироскопического момента РВ — кренящий момент вправо.

Рис. 1. Схема векторов угловых скоростей вращения роторов и вертолета Ми-24 на выводе из пикирования

По изложенной методике можно определить проявление дестабилизирующего воздействия на одновинтовой вертолет аэродинамических и гироскопических сил в процессе выполнения и других элементов маневрирования. Неуравновешенные разворачивающие и кренящие моменты, моменты на кабрирование и пикирование при выполнении наиболее распространенных эволюций вертолета Ми-24 представлены в табл. 1.

При выполнении ряда элементов пилотажа режим работы двигателей может изменяться от взлетного до малого газа. Это, в свою очередь, приводит к существенному изменению реактивных моментов от НВ и РВ, которые оказываются также неуравновешенными. Пилоту одновинтового вертолета эту особенность необходимо хорошо знать и своевременно парировать ее отрицательное проявление.

Так, при выводе из пикирования и вводе в горку частота вращения НВ возрастает. Система автоматического регулирования работы двигателей, стремясь поддержать частоту вращения НВ постоянной, переводит двигатели на пониженные режимы. Реактивный момент от НВ уменьшается, а тяга РВ возрастает за счет увеличившейся частоты его вращения. В связи с этим вертолет стремится развернуться вправо и накрениться влево. Возросшая частота вращения НВ в процессе выполнения маневра еще больше увеличивает кренящий гироскопический момент влево. Если разворачивающие моменты стремятся компенсировать друг друга, то кренящий момент влево будет представлять собой сумму моментов от действия аэродинамических, кориолисовых и гироскопических сил.

Ввод в правый разворот, для примера, сопровождается увеличением общего шага НВ, мощности двигателей и реактивного момента от НВ, который складывается с гироскопическим моментом от РВ, что противодействует развороту. Для парирования их «паразитного» суммарного воздействия пилот вынужден отклонять правую педаль на большую величину. Это приводит к увеличенным углам установки лопастей РВ и более высокой его тяге, которая, в свою очередь, препятствует крену вертолета вправо.

С увеличением реактивного момента от РВ появляется пикирующий момент, который становится тем больше, чем больше крен при вводе в разворот. Если вертолет входит в разворот с креном примерно до 30° («блинчиком»), то угловые скорости его вращения относительно связанных осей невелики. В результате кренящий, разворачивающий и кабрирующий моменты от гироскопических и кориолисовых сил практически компенсируются реактивными моментами от НВ, РВ и от увеличивающейся тяги РВ.

Если вертолет вводится в разворот энергично с большим креном, то сначала, по мере увеличения угловых скоростей его вращения, кабрирующий и кренящий моменты от гироскопических сил возрастают, достигают максимальных значений, а затем, к завершению крена, уменьшаются до нуля. Одновременно с увеличением крена растут реактивные моменты от НВ и РВ, а также тяга РВ. В конце ввода в разворот вертолет стремится войти в пикирование и выйти из крена.

В левый разворот вертолет входит «охотнее», так как момент от тяги РВ совпадает с кренящим гироскопическим моментом влево. Пикирующий момент от действия гироскопических сил складывается с пикирующим моментом, возникающим из-за увеличения реактивного момента РВ. В конце ввода в левый разворот, когда угловое вращение вертолета прекращается, остается только пикирующий момент от действия реактивного момента РВ. Но он меньше по величине, чем на правом развороте.

Различное поведение вертолета при выполнении правых и левых разворотов, а также пространственных маневров с их использованием обусловлено наличием НВ и РВ — источников асимметрии одновинтового вертолета. Чем энергичнее маневрирование, тем существеннее разница в поведении аппарата.

Словом, при выполнении энергичного маневрирования, чаще всего в боевой обстановке, пилот вертолета Ми-24 или Ми-28 должен осуществлять упреждающие действия по отклонению рычагов управления. К сожалению, эти действия многовариантны и заранее не известны. Если их выбор неадекватен или они применены несвоевременно, вертолет будет вращаться относительно некоторой мгновенной оси, которая не совпадает со связанными осями X, Y, Z. При недостаточных навыках летчика или в стрессовой ситуации восстановить необходимое пространственное положение одновинтового вертолета весьма сложно.

«Ахиллесовой пятой» вертолетов одновинтовой схемы при выполнении маневров на скоростях более 100 км/ч является рулевой винт. В соответствии с требованиями обеспечения его прочности в этих условиях скольжение вертолета существенно ограничивается или вообще не допускается. Быстрое и на большую величину отклонение педалей путевого управления в процессе выполнения пространственных маневров может привести к возникновению запредельных маховых колебаний лопастей рулевого винта и его чрезмерному нагружению (практика летной эксплуатации зафиксировала ряд случаев столкновения лопастей винта с хвостовой и концевой балками). Вследствие отсутствия рулевого винта вертолет соосной схемы свободен от ограничений и опасностей, присущих одновинтовым винтокрылым аппаратам.

Только вертолеты соосной схемы способны выполнять плоский (педальный) разворот практически во всем диапазоне скоростей полета. Такой маневр позволяет боевой винтокрылой машине за кратчайшее время занять выгодную для атаки позицию или уйти в укрытие. Кроме того, вертолет соосной схемы имеет в 1,5–2 раза меньше моменты инерции по отношению к вертикальной и поперечной осям планера. Поэтому он значительно превосходит одновинтовые машины с рулевым винтом по быстроте разворотов в пространстве относительно указанных осей, что подтверждено в процессе испытаний винтокрылого штурмовика Ка-50.

На верхнем и нижнем винтах соосного вертолета все аэродинамические и динамические процессы практически аналогичны процессам на НВ одновинтового вертолета. Однако из-за того, что винты находятся на одной оси и вращаются в противоположных направлениях, все процессы на них относительно друг друга протекают в противофазе. Боковые аэродинамические силы верхнего и нижнего винтов на любых эволюциях винтокрылого аппарата взаимно уравновешены. Суммарный гироскопический момент соосного винта при выполнении маневрирования равен нулю. Реактивные моменты от верхнего и нижнего винтов уравновешиваются автоматически в главном редукторе на всех режимах полета независимо от режима работы двигателей и на фюзеляж не передаются.

На соосном вертолете несущий винт в целом аналогичен крылу самолета в части обеспечения аэродинамической симметрии аппарата. Гироскопические моменты от роторов двигателей в процессе маневрирования, как и на самолете, невелики и не оказывают существенного влияния на пилотирование соосного вертолета. Выполнение пространственных маневров, включающих левые и правые развороты, не имеет различий. Соосный винтокрылый аппарат по своей простой технике пилотирования сопоставим с самолетом первоначального обучения.

Известно, что боевое маневрирование на летательном аппарате призвано решать две основные задачи. Первая заключается в том, чтобы самолет или вертолет в кратчайшее время и в наименьшем объеме воздушного пространства занял наивыгоднейшую позицию для атаки цели. Вторая задача маневрирования должна обеспечить процедуру прицеливания и применение средств поражения. В случае применения неподвижных вариантов стрелково-пушечного и неуправляемого ракетного оружия пилот осуществляет прицеливание, управляя вертолетом для наложения прицельной марки на цель. На одновинтовом вертолете с рулевым винтом этот процесс затруднен из-за переходного колебательного пространственного движения машины, вызванного разбалансировкой относительно осей X, Y и Z.

Кроме того, процедура наложения прицельной марки на цель усугубляется наличием вертикальных и поперечных вибраций на рабочих местах летчиков. Особо досаждает поперечная вибрация с частотой около одного герца, возбуждаемая РВ. Головы летчика и оператора с надетыми ЗШ вынужденно колеблются из стороны в сторону, что бесстрастно зафиксировала кинорегистрация в испытательных полетах. Все это в совокупности приводит к значительным ошибкам в прицеливании. Последствия ошибки в прицеливании можно оценить, например, в случае выполнения стрельбы по площадной мишени с горизонтального полета на высоте 50 м и дальности 1000 м. Допущенное отклонение прицельной марки от изображения цели на индикаторе прицела всего лишь на 0,5° приводит к промаху снарядов по азимуту до ±9 м, а их перелет или недолет окажется около 150 м.

Благодаря отсутствию рулевого винта на соосном вертолете нет постоянно действующей переменной боковой силы. Амплитуды вертикальных вибраций на соосном вертолете меньше, чем на одновинтовом, за счет фазового сдвига верхнего и нижнего винтов друг относительно друга при вращении. Это приводит к тому, что пульсации вертикальных сил, возникающих на винтах с лопастной частотой, частично уравновешивают друг друга.

Простая техника пилотирования вертолета соосной схемы в сочетании с низким уровнем вибраций существенно уменьшает ошибки прицеливания при стрельбе из пушки и пусках НАР. Точностные характеристики оружия благодаря указанным качествам вертолета значительно улучшаются. Это подтверждено результатами испытаний одновинтового Ми-24 и соосного Ка-29, имеющих одинаковые прицелы и неподвижные виды стрелково-пушечного и неуправляемого ракетного вооружения. Точность оружия, по результатам испытаний на Ка-29, оказалась примерно вдвое выше.

Для пояснения сути этого феномена приведу один пример. На одновинтовых вертолетах Ми-24П, Ми-24ПН, Ми-24ВП, Ми-24ВМ и Ми-28 с неподвижными и подвижными пушками калибра 23 и 30 мм удалось добиться точности стрельбы от 3 до 5 миллирадиан. На соосных Ка-50 и Ка-52 точность стрельбы подвижных пушек калибра 30 мм в автоматическом режиме не превышает 2 миллирадиана. На достижении небывалой точности стрельбы из пушки в первую очередь сказалось совершенство винтокрылой авиационной платформы.

Эффективная дальность стрелково-пушечного оружия на боевых машинах марки «Ми» составляет один километр. Это значит, что все снаряды в картинной плоскости (перпендикулярной линии визирования) практически окажутся в круге диаметром от 3 до 5 м. У вертолетов Ка-50 и Ка-52 на этой же дальности снаряды сосредоточатся в круге диаметром около 1,5 м.

Фактическая точность оружия в конкретных боевых условиях будет определяться сочетанием (суммированием) собственных точностных характеристик стрелково-пушечных систем тех или иных моделей винтокрылых машин и индивидуальных ошибок прицеливания летчиков, пилотирующих одновинтовой или соосный боевой вертолет. Вот почему эффективная дальность стрельбы из пушек винтокрылых штурмовиков сосной схемы существенно выше и составляет 2 км.

Пилоты, имеющие опыт полетов на вертолетах одновинтовой схемы с рулевым винтом, отмечают у боевых соосных Ка-50 и Ка-52 высокую маневренность, удачно сочетающуюся с простотой пилотирования. По их словам, вертолеты плотно «сидят» в воздухе и послушны в управлении. Высокие маневренные качества, высокие значения летных данных, простая техника пилотирования и определяют облик боевого вертолета нового поколения.

В ближайшие 10–15 лет вряд ли можно ожидать появления более совершенной винтокрылой платформы для размещения высокоточного оружия. Заслугу конструкторской школы Николая Ильича Камова в создании комфортных условий летчикам для успешного выполнения ими функциональных обязанностей в полете на соосных вертолетах трудно переоценить.

Григорий КУЗНЕЦОВ, канд. техн. наук