Текст книги "Институт проблем риска. Образование, наука"

Структура системы аэромеханического контроля

На рис. 5.7 точки съема перепадов давления обозначены (x_i, z_j), где х_i – координата i-й точки съема перепада давления по хорде крыла горизонтального или вертикального оперения; z_j – расстояние хорды крыла горизонтального или вертикального оперения до строительной оси фюзеляжа.

Измеряется перепад давления Δp(x_i, z_j) = Δp_ij = (p_ij)_н – (p_ij)_в, возникающий на нижней поверхности профиля крыла (p_ij)_н и верхней поверхности (p_ij)_в в точке (x_i, z_j) на несущих аэродинамических поверхностях, как указано на рис. 5.7.

Сигналы, полученные на выходе датчиков перепадов давления, обрабатываются по функциональным зависимостям, полученным в работе [116]116
  Живетин В.Б. Аэромеханический контроль (элементы теории и эксперимента). – Казань: Казанское математическое общество, 1999. – 200 с.


[Закрыть] посредством теоретико-математических и экспериментальных методов. В итоге такой обработки определяются искомые параметры траектории полета.

Для формирования управления устанавливается взаимосвязь между ПС АД и параметрами траектории полета путем структурно-функционального синтеза САК, итоги которого представлены на рис. 5.8.

Структура САК включает следующие системы и блоки:

– датчики перепадов давления: 1, 2, 5, 6, 7, 8;

– функциональные преобразователи: 3, 4, 12, 13, 14, 15, 16, 17;

– указатели: 9, 10, 11, 18, 19, 20, 21, 22.

В полете контролируются следующие параметры:

C_ук, α_к – коэффициент подъемной силы и угол атаки крыла;

q_к, V_вк — скоростной напор и скорость потока, обтекающего крыло;

т, x_т – масса и центр тяжести воздушного судна в полете;

С_z(β), β – коэффициент боковой силы и угол скольжения вертикального оперения;

Y_к, Х_к – подъемная сила и сопротивление крыла;

V_y – вертикальная скорость.

Рис. 5.8

I. Схема блока 3. Функциональные зависимости. Вычисление C_y(z_j).

Исходные функциональные соотношения:

P_н (x_i, z_j) – P_в (x_i, z_j) = Δр(x_i, z_j) = С_p = (x_i, z_j) · q(x_i, z_j),

где – коэффициент перепада давления; q — скоростной напор в сечении z_j. При этом .

Согласно работе [117]117
  Живетин В.Б. Аэромеханический контроль (элементы теории и эксперимента). – Казань: Казанское математическое общество, 1999. – 200 с.


[Закрыть],

или

где C(z_j) – коэффициент подъемной силы сечения крыла, отстоящего от оси воздушного судна на расстоянии z_j.

Измерив Δp_1j и Δp_2j, получим отношение:

Из последнего соотношения следует:

На выходе блока 3 получим U₃ = K₃C_ус (z_j). Учитывая, что Δp_1j = K₁U₁, Δp_2j = K₂U₂, где U₁, U₂ – напряжения на выходе датчиков (1) и (2), получим окончательное выражение обработки сигналов с помощью блока 3 (плато):

или

где ; ā₁ = a(x₁)K₂; ā₂ = a(x₂)K₁.

Вычисление α_к(z_j).

Для вычисления угла атаки ol_к(z_j) воспользуемся выражением

Учитывая, что C_ук(α, z_j) = C^α_yк(z_j) · α_к(z_j) в линейной области, получим

где .

Функциональная схема блока 3 и его подключение

U₃ = K₃ · C_yк(z_j)

II. Схема блока 4. Функциональная зависимость вычисления скоростного напора q_к(z_j) на поверхности крыла.

Зная величину C_ук(α, z_j) = KU₃, воспользуемся информацией с выхода одного из датчиков перепада давления: U₁ или U₂, где K₁ · U₁ = Δp_1j или K₂ · U₂ = Δp_2j.

Месторасположение датчиков приведено на рис. 4.6.

Для вычисления q_к(x₁, z_j) получим

где ā = a(x₁)K₃; b₁ = b(x₁); q(x₁, z_j) = K₄U₄.

Функциональная схема блока 4 (рис. 5.3) и его подключение

III. Функциональная схема блока 12 (рис. 5.3) для реализации зависимости между подъемной силой крыла Y_к и перепадом давления в точке (x_i, z_j).

Приведем исходные функциональные соотношения для вычисления подъемной силы крыла Y_к и сопротивления крыла Х_к.

При пространственном движении воздушного судна Y_к и Х_к, создаваемые ПСАД на левой и правой полуплоскостях крыла, Y_л = C_y(z_j)q_кS_к, Y_n = C_y(–z_j)q_кS_кp, в сумме создают Y_к = Y_л + Y_n, где C_y(z_j) = C_y(–z_j) в горизонтальном полете.

Для вычисления Х воспользуемся полярой, уравнение которой C_x = + λC²_y, где – коэффициент сопротивления при С_у = 0, пассивное сопротивление; λ – постоянная величина для данного крыла. Связь между C_у(z_j) и C(–z_j) устанавливается согласно = C₁C_y(z_j) + C₂ и = C₁C_y(–z_j) + C₂.

Функциональная схема блока 12

IV. Функциональная схема блока 13 вычисления массы т самолета в горизонтальном полете.

Исходные функциональные соотношения:

1. В балансировочном или установившемся горизонтальном полете

где Y*_к = (1 + K)Y_к; K — коэффициент, характеризующий роль фюзеляжа; Р — тяга двигателя; φ – угол установки двигателя относительно строительной горизонтали фюзеляжа.

Полагаем P sin φ = const, так как полет установившийся: V = const.

Для самолетов, совершающих основной полет в квазиустановившихся движениях, следует ввести дополнительную величину , и тогда

где θ, – соответственно тангаж и скорость его изменения; V — скорость полета; g — ускорение силы тяжести. Полагаем P sinφ = const = C.

Для вычисления C_уго воспользуемся перепадами давления датчиков (5) и (6), на выходе которых получим U₅ и U₆ соответственно.

Поступая так же, как и в случае крыла, для вычисления C_уго получим:

V. Функциональная схема блока 14 для вычисления положения центра тяжести х_т самолета в полете.

Функциональные соотношения для определения х_Т получим в установившемся или балансировочном режиме полета из условия равенства моментов сил относительно центра тяжести х_T:

C_yк(x_д – xТ) – C_yго(L – x_Т + x_дго) · А = 0,

где L — расстояние от носка крыла до носка горизонтального оперения; А = S_го/S_кр; S_го, S_кр – площади крыла и горизонтального оперения соответственно; х_д, х_дго – координаты центров давления крыла и горизонтального оперения соответственно.

Решая уравнение относительно х_T, получим

VI. Функциональная схема блока 15 для вычисления угла скольжения β вертикального оперения в полете.

На вертикальном оперении скоростной напор q_го отличен от скоростного напора на крыле q_к. По этой причине для вычисления β или C_z(β) применим формулу:

VII. Функциональная схема блока 16 для вычисления воздушной скорости V_в, обтекающей крыло.

Исходные функциональные соотношения, полученные нами: скоростной напор q_к = pV²_в/2. Для вычисления V_в, зная q_к = K₄U₄, необходимо найти плотность воздуха ρ = f(H), где Н — высота полета.

Для высоты полета Н ≤ 11 км выражения для массовой плотности воздуха ρ принимают следующий вид:

При Н = 11 км получим ρ = 0,297·ρ₀, где ρ₀ ≈ 0,125 кг·сек²/м⁴.

При (11 км) ≤ (Н ≤ 25 км) получим .

VIII. Функциональная схема блока 17 для вычисления воздушной вертикальной скорости V_ув, измеренной относительно воздушного потока, в котором самолет совершает полет.

Исходные функциональные соотношения:

Y – Y₀ = ΔY = ΔC_yqS_кр = С^α_уΔα(V_у)qS_кр,          (1)

где Y₀ – подъемная сила крыла при V_у = 0, т. е. в горизонтальном полете.

Из (1) получим

где Y₀ = G = mg, C_y0 = C_y(α₀), α₀ – угол атаки горизонтального полета C_y0 = GlqS_кр.

Геометрическая интерпретация соотношений между воздушной скоростью V_в полета самолета, приращением угла атаки Δα, обусловленного вертикальной воздушной скоростью V_ув, приведена на рис. 5.9.

Рис. 5.9

Согласно рис. 5.9 получаем или V_ув = sinΔα·V_в, где sinΔα = .

В случае, когда α_к = α₀, получим V_ув = 0.

Используя полученные материалы, создали прибор, реализующий функциональные свойства системы. Кратко отметим возможности прибора.

При включении прибора на 6 шкал индикации (рис. 5.10) выводятся результаты выполнения алгоритма преобразования сигналов с датчиков. Опрос датчиков с выполнением алгоритма преобразования производится с интервалом 75 мс по заданным соотношениям.

С_yk = u3*ku = коэффициент подъемной силы

q = u4* ku4 = скоростной напор

m = u7* ku7 = * (9c1* u3* u4 + c2*u5) масса самолета

X_T = u8*ku 8 = положение центра тяжести

p∞ = u12*ku12 = k1*u9 + k2*u10 + k3*u11 статическое давление

β = u20*ku20 = – угол скольжения

Средний сегмент каждой шкалы светится, и шкала показывает результат преобразования только в случае наличия всех необходимых входных сигналов данного соотношения. Для С_yk это сигналы и1 и и2,

для q – и1 и и2,

для m – и 1, и2, и5,

для X_Т – и1, и2, и5, и6,

для р∞ – и9, и10, и11,

для β – и19, и22.

Каждая шкала датчика способна отобразить только 10 единиц результата в положительную сторону и 10 единиц – в отрицательную. Для согласования диапазонов алгоритма преобразования с диапазоном вывода на шкалы служат масштабные коэффициенты kи3, kи4, ku7, kи8, ku12, kи20.

Рис. 5.10 Внешний вид прибора

На приборе также имеются следующие органы управления и индикации: светодиод с надписью «калибровка» и кнопка напротив светодиода на задней стенке прибора. При нажатии на данную кнопку в процессе работы прибор переходит в режим индикации входных датчиков. В данном режиме прибор выводит в верхнюю часть шкальных индикаторов текущие уровни сигналов на измерительных каналах прибора и горит светодиод «калибровка». При нулевом значении тока на измерительном входе (0 мА) шкала не светится.

5.2. Бортовая аналитическая система управления рисками полета вертолета

5.2.1. Обоснование необходимости применения аэромеханических систем контроля вертолетов

Целью системы, на которую получен патент [118]118
  Живетин В.Б. Аэромеханический способ измерения параметров состояния вертолета в полете траектории полета и устройство для его осуществления. Патент № 2352914. Опубл. 20.04.2009. Бюл. № 11.


[Закрыть] , является расширение функциональных возможностей и безопасности полета вертолета.

Цель достигается тем, что измерение перепада давления осуществляется непосредственно на одной из лопастей несущего винта вертолета в специально выбранных точках на хорде профиля и в заранее выбранных расстояниях от оси вращения, которые обеспечиваются авторским способом по выбору места расположения датчиков перепада давления. Полученная информация обрабатывается согласно формульным соотношениям, обеспечивая контроль искомых параметров состояния вертолета.

Отметим, что внедрение предложенной системы не только снижает стоимость системы, но и позволяет решать ряд основных задач обеспечения безопасности пилотирования вертолета путем удовлетворения ограничениям: по прочности конструкции лопасти несущего винта; на несущие возможности винта, в том числе по углу атаки; по скорости срывного флаттера путем применения активной системы; шарнирных моментов на лопасти; предотвращения режима «вихревого кольца».

«Вихревое кольцо» – это особая область режимов со срывным обтеканием несущего винта, которая выводит состояние несущего винта из области эксплуатационных ограничений. Из-за нестабильности процессов, реализуемых в этом режиме, аэродинамические и прочностные характеристики, воздействующие на несущий винт, весьма неопределенные, контроль их особенно в области «вихревого кольца», практически невозможен современными средствами, а потому предотвращение катастрофы затруднено.

Межгосударственный авиационный комитет в своем докладе «Состояние безопасности полетов в гражданской авиации (ГА) государств-участников» («Соглашения о ГА и об использовании воздушного пространства») в 2006 году отмечает: «Практически ежегодно происходят авиационные происшествия с вертолетами из-за потери скорости и попадания в режим «вихревого кольца», что свидетельствует о недостаточном уровне знаний условий попадания вертолета в этот режим и происходящих физических процессов, а также об отсутствии навыков у летного состава по пилотированию вертолета для выхода из подобных ситуаций».

Базовой основой способа и устройства его реализации является система аэромеханического контроля САК-Zh, на которую получен патент [119]119
  Живетин В.Б. Аэромеханический способ измерения параметров состояния вертолета в полете траектории полета и устройство для его осуществления. Патент № 2352914. Опубл. 20.04.2009. Бюл. № 11.


[Закрыть].

Система планировалась к внедрению на вертолетах Ми, Ка, однако финансовый тупик не позволил организовать их серийный выпуск.

Функции системы и контролируемые параметры

Система аэромеханического контроля (САК-Zh) вертолета осуществляет измерение следующих параметров состояния вертолета в полете:

1) контроля и ограничения тяги несущего винта вертолета и массы вертолета на различных режимах полета;

2) контроля и ограничения допустимого (критического) значения коэффициента подъемной силы лопасти несущего винта вертолета;

3) осевой скорости воздушного потока, обтекающего лопасть, предотвращая попадание в вихревое кольцо;

4) полной аэродинамической силы несущего винта вертолета;

5) продольной V_x и поперечной V_z скоростей движения несущего винта вертолета;

6) контроля и ограничения угла атаки лопасти несущего винта.

Работы проведены также для вертолета соосной схемы.

В 1992 г. на этапе завершения работ был изготовлен экспериментальный образец системы, который прошел испытания на вертолете Ми-8.

Подтверждена достаточная точность измерения как тяги несущего винта вертолета, так и его массы, а точность измерений малых скоростей полета от 0 м/с и выше, а также больших скоростей полета удовлетворяет требованиям практики. Эти результаты подтверждены актом о внедрении.

Таким образом, САК-Zh обеспечивает управление (предотвращение) рисками:

– попадания в «вихревое кольцо»;

– возникновения срывного флаттера (разрушение лопасти);

– превышения тяги НВ, ее допустимой величины;

– превышения V_x, V_z допустимых значений при посадке в условиях плохой видимости высоты.

На важность и необходимость такой системы указано в документах из ОКБ им. Камова; ОКБ им. Миля; ЦАГИ.

Решение научно-технического Совета 5-го отделения ЦАГИ от 15 февраля 1985 г.

Протокол технического совещания 26 ноября 1986 г. на филиале № 1 МВЗ им. М.Л. Миля

Протокол технического совещания 26 ноября 1986 г. на филиале № 1 МВЗ им. М.Л. Миля

Теоретические основы функционирования системы

В основу построения системы аэромеханического контроля положены новые функциональные зависимости между перепадом давления, возникающим при полете на верхней и нижней несущей поверхностях лопасти несущего винта (НВ) вертолета, и полем аэродинамической силы, полученные теоретическим и подтвержденные экспериментальным путем в процессе продувок и летных испытаний.

При этом система осуществляет:

– измерение параметров состояния вертолета, подлежащих ограничению из условия безопасности полета;

– определяет критические (допустимые) значения ограничиваемого параметра с учетом возмущающих факторов, обусловливающих риск полета.

Работа системы основана на контроле параметров, создаваемых воздушным потоком в виде поля сил аэродинамического давления. При этом создаются условия контроля, когда реализуются нестандартные условия обтекания, проверка которых с помощью существующих систем с целью идентификации области опасных и безопасных состояний вертолета невозможна. Так, например, для предотвращения критических состояний вертолета, а в итоге катастроф, необходимо контролировать угол атаки лопасти α_л и скорость воздушного потока, обтекающего лопасти V_л. Отметим, что современные средства не обеспечивают такого контроля.

Преимущества системы

Преимущества системы подтверждены в процессе летных испытаний. На этапе завершения работ был изготовлен экспериментальный образец системы, который прошел летные испытания.

Цель эксперимента: проверка работоспособности аэрометрического измерителя массы вертолета и тяги НВ (несущего винта), получение количественных реальных оценок для согласования и коррекции рабочих алгоритмов вычислителя с теоретическими результатами. Исследования выполнялись на вертолете Ми-8ПС № 0203, одна лопасть которого оборудована датчиками перепада давления.

По результатам натурных испытаний экспериментального образца измерителя массы вертолета определялась разность значений δ_т = т_ф – т_изм, где т_ф – фактическое значение массы, определенное с помощью весов, с учетом расхода топлива в полете; т_изм – масса вертолета, измеренная с помощью измерителя.

Обработка материалов летных испытаний показала, что среднее значение погрешности массы составляет 1,37 %.

Летные испытания системы измерения тяги несущего винта показали, что погрешность измерения тяги в различных режимах полета колеблется от 0 % до 2 %, что указывает на перспективность реализации разработанной системы.

Летные испытания измерителя продольной V_x и поперечной V_z скоростей полета на различных режимах полета и различных скоростях полета показали, что погрешность измерения не превосходит 0,97 м/сек с доверительной вероятностью 0,9.

Таким образом, подтверждена достаточная точность измерения как тяги несущего винта вертолета, так и его массы, а точность измерений как малых скоростей полета от 0 м/с и выше, так и больших скоростей полета удовлетворяет требованиям практики. Эти результаты подтверждены актом о внедрении.

Отметим, что внедрение предложенных систем не только снижает стоимость самих систем, но и позволяет решать ряд основных задач обеспечения безопасности пилотирования вертолета путем удовлетворения ограничениям: по прочности конструкции лопасти несущего винта; на несущие возможности винта и угол атаки; по скорости срывного флаттера путем применения активной системы; шарнирных моментов на лопасти.

Конструкция системы

Отличительной особенностью системы является использование новейших научно-технических разработок.

Конструктивно система включает:

– датчики перепадов давления, установленные в специальных блоках;

– блок согласования и преобразования: аналог-код (число);

– блок управления, вычисления и анализа;

– указатели измеренных и допустимых значений контролируемых и ограничиваемых параметров.

При этом синтез и анализ системы разработан так, что позволяет учитывать особенности взаимосвязи и взаимовлияния двух систем контроля и управления, формируемых:

– экипажем вертолета, т. е. рассматривается человеческий фактор, в том числе ошибки интеллектуальной деятельности человека;

– системой аэромеханического контроля.

Возможности системы

Система позволяет:

– измерить тягу несущего винта вертолета в полете, что, согласно протоколу технического совещания КНПП «Вертолеты-Ми», обеспечивает возможность создания единой системы измерения массы и центровки вертолета на земле и в полете с использованием единого вычислителя и средств отображения информации;

– измерить скорость полета вертолета, начиная с нулевой, продольной и боковой компоненты V_х и V_z соответственно, что обеспечивает повышение безопасности посадки (пилотирования), особенно в условиях снежной поверхности;

– измерить угол атаки α_л и коэффициент подъемной силы С_ул лопасти несущего винта вертолета, что обеспечивает возможность предотвращения срыва потока, обусловленного требованиями маневренности и желанием эксплуатирующих организаций перевозить грузы максимально возможного веса;

– контролировать флаттер лопасти в различных условиях и режимах полета;

– контролировать скоростной напор на лопасти несущего винта, что обусловливает возможность предотвращать его опасные значения.

5.2.2. Вихревое кольцо. Качественная модель катастроф

Для оценки возможностей применения системы аэромеханического контроля в целях предотвращения попадания вертолета в «вихревое кольцо», а также вывода вертолета из «вихревого кольца» рассмотрим качественную модель процессов, сопровождающих этот режим полета вертолета.

«Вихревое кольцо» – инертное, достаточно замкнутое вихревое движение молекул воздуха, симметричное относительно оси несущего винта вертолета, снижающегося вертикально со скоростью 5–16 м/с. При этом энергия всей вращающейся массы воздуха соизмерима с энергией снижающегося вертолета. От момента зарождения «вихревого кольца» до его полного формирования и появления специфического влияния на поведение вертолета проходит 5–6 секунд. Это время примерно характеризует меру инертности процесса образования вихря. Поэтому в момент зарождения вихря вертолет по воле летчика еще может перемещаться в боковом и продольном направлении относительно этого образования и занимать в нем более безопасную позицию. По вертикали положение определяется величиной вертикальной скорости снижения (от 5 м/с – верхняя граница вихря, до 16 м/с – нижняя граница). Физически вертолет не может преодолеть только верхнюю границу из-за потребных для этого огромных мощностей двигателей. При смещении вбок, вперед или назад выход из вихря возможен (с большим общим шагом), но приведет (особенно на границе) к значительному хаотичному перемещению лопастей несущего винта (отклонению от соконусности). Причиной этого является относительное перемещение вертолета по области с различными по величине и направлению векторами скоростей воздушных струй. При этом летчик ощутит повышенную вибрацию и значительное сопротивление вихря при попытке вертолета выйти из него. Вихрь способен активно удерживать машину в своем центре и снижать высоту его зависания, если летчик не умеет заранее правильно и энергично действовать. Из-за резкого изменения направления потока воздуха с нисходящего на восходящий на боковой границе вихря на лопастях могут возникнуть закритические углы атаки и, как следствие, срыв потока с падением оборотов несущего винта. При этом возможно нерасчетное сближение лопастей. Поэтому выход из вихря с большим общим шагом принципиально недопустим. Медленный выход вниз только за счет плавного уменьшения общего шага приведет на нижней границе (14–16 м/с) к очень неустойчивому поведению вертолета, «выталкиваемого» вихрем в какую-либо сторону за пределы кольца с последующим снижением. При этом поведение лопастей также неустойчиво, возможно уменьшение оборотов и приближение к границам срыва на лопастях из-за попадания несущего винта в сильный восходящий воздушный поток. В этом случае возможно и отклонение от соконусности, и вибрация, и нерасчетное сближение лопастей. Такой выход тоже недопустим. Кроме того, за нижней границей вихревого кольца при вертикальных снижениях с большими скоростями (17–25 м/с) энергичное увеличение общего шага обязательно приведет к закритическим углам атаки на лопастях нижнего винта и глубокому срыву потока на них. Это повлечет энергичный разворот вертолета вправо, падение оборотов несущего винта, резкое (до 70° за одну секунду) увеличение тангажа на пикирование из-за ослабления индуктивного потока и начала обтекания стабилизатора в направлении снизу вверх. Энергичное изменение тангажа на пикирование с полностью взятой на себя ручкой управления создает условие для соударения лопастей нижнего винта с хвостовой балкой и мощного прецессионного встречного сближения лопастей.

Летная практика демонстрирует недопустимость необдуманного увеличения общего шага при энергичных вертикальных снижениях без «косой обдувки» как на боковых границах «вихревого кольца», так и за его пределами. В подобных случаях прежде всего необходимо «толкнуть» ручку управления вперед. Вместе с тем высокий режим работы двигателей быстро насыщает замкнутую систему вихря отработанным газом, который, попадая на вход двигателей, вызовет их неустойчивую работу, помпаж, а возможно, и самовыключение. Сказанное в большей степени относится к одновинтовым вертолетам.

Итак, правильные действия летчика в условиях «вихревого кольца» требуют учета перечисленных ниже свойств.

1. На малых скоростях полета при неустойчивом поведении стрелки указателя скорости (менее 35 км/ч) попадание в «вихревое кольцо» легко определяется по самопроизвольному увеличению вертикальной скорости снижения до 7–8 м/с (летчик даже физически хорошо чувствует несанкционированное «проваливание» вертолета), по исчезновению привычной реакции вертолета на увеличение общего шага и по ощущению уменьшения эффективности ручки управления. Если в этот момент вертолет находится в центре вихревого образования, то увеличения вибрации и нарушения соконусности лопастей может и не быть. Тем не менее после определения и уточнения ситуации оставаться в «вихревом кольце» даже на больших высотах недопустимо. Летчик должен быть прекрасным диагностом, чтобы вовремя определить возникновение опасного режима и необходимый порядок действий.

2. Если в самом начале самопроизвольного «проваливания» на вертикальных скоростях 5–6 м/с летчик слегка изменит тангаж на пикирование (на 5–10^о) и одновременно сбросит общий шаг (на 3–5^о), то вихрь легко отступает. Если режим развился до V_y = 7–12 м/с, необходимо одновременно и энергично сбросить общий шаг примерно на 2/3 от исходного положения, а ручкой управления создать тангаж 25–30^о на пикирование. Через 2–3 секунды ручкой управления вернуть вертолет в исходное положение и скорректировать поступательную скорость (выйти на режим устойчивого поведения стрелки указателя скорости, то есть V_приб > 35 км/ч), а общим шагом установить необходимую вертикальную скорость. Согласно инструкции, минимальная приборная скорость полета при снижении более 3 м/с должна составлять 50 км/ч. При этом стрелка указателя скорости находится в очень неустойчивом положении, что требует большой и не всегда оправданной концентрации внимания летчика на приборах. Поэтому минимально допустимой целесообразнее считать скорость 35 км/ч, при которой положение стрелки прибора становится устойчивым. Образование «вихревого кольца» на этой скорости при любых вертикальных скоростях невозможно. В общем, если V_у > 3 м/с, а стрелка указателя скорости стала неустойчивой, что не увидеть невозможно, то, не дожидаясь усложнения ситуации, нужно незамедлительно выполнить действия, рекомендованные для выхода из начальной стадии «вихревого кольца». Описанный выход из вихря вниз очень результативен, протекает без трясок, опасного сближения лопастей и снижения эффективности управления. При этом потеря высоты на выводе за счет сокращенного времени процесса сравнительно небольшая.

3. Если при снижении вертолета в «вихревом кольце» текущая высота покажется летчику уже недостаточной для благополучного выхода, но будет еще больше 25 м, необходимо энергично создать тангаж на пикирование 20–25^о с одновременным сбросом общего шага на 1/2 оставшегося хода. Через 1 секунду необходимо увеличить общий шаг до взлетной мощности, а движением ручки управления на себя со скоростью, соразмерной скорости приближения земли, уменьшать тангаж на пикирование до прекращения снижения. С увеличением скорости перейти в набор высоты. Энергичное уменьшение тангажа со снижением приведет к немедленному разрыву замкнутости вихря и изменению направления воздействия нисходящей части вихревого потока на лопасти. Кроме того, мгновенно возникает «косая обдувка» несущего винта, которая вместе с кратковременным сбросом общего шага обеспечивает большой исходный запас по срыву. К моменту увеличения общего шага увеличивается мощность и интенсивность «косой обдувки», а управление вертолетом быстро становится нормальным.

Кратко охарактеризуем возможности вертолета Ка-32 относительно вихревого кольца.

Ka-32 – компактный, мощный, легко управляемый и, пожалуй, самый надежный в грамотных руках вертолет. Он прекрасно работает в качестве «воздушного подъемного крана», поднимая и перенося до 5000 кг груза на внешней подвеске в некомфортных условиях отсутствия воздушной подушки. Хорош он и при трелевке леса в горных условиях. При этом однако вынужденные длительные вертикальные снижения на малых поступательных скоростях выполняются в условиях, граничащих с «вихревым кольцом» или даже в его пределах. Этот режим изучен мало и плохо. При этом нужно отметить, что на заре развития вертолетостроения об особенностях «вихревого кольца» не знали и использовали опасные сочетания вертикальных снижений и поступательных (воздушных) скоростей в тактических целях. Позже, после ряда летных происшествий началось его изучение, но из-за недостаточно продуманных методик анализа результаты тоже оказались неутешительными. Все это и породило устойчивую неприязнь к данному режиму. Но лес в горах добывать будут, и использовать для этого Ка-32 тоже будут, так как лучшего вертолета для подобных целей в мире пока нет. Современная инструкция по технике пилотирования предписывает, что при приборной скорости полета 50 км/ч и менее скорость снижения не должна быть более 3 м/с. Это значит, что при потребных длительных снижениях и частых циклических их повторениях случаи попадания в «вихревое кольцо» будут нередкими. Тем более что в горных условиях или при лесных пожарах возможно появление местных восходящих воздушных потоков силой более 5 м/с, которые способны образовать вихрь относительно несущего винта и без каких-либо ошибок со стороны летчика. Кроме того, в «вихревом кольце» можно легко оказаться после энергичного торможения до зависания на высотах более 20 метров, когда из-за раскрутки несущего винта оба двигателя уходят на режим малого газа и не могут из-за недостаточной для этого приемистости вовремя обеспечить потребной мощностью энергично зависший вертолет. Начинается самопроизвольное вертикальное снижение, а запоздалая взлетная мощность двигателей не может исправить ситуацию. При таком же торможении на меньших высотах из-за близости земли «вихревое кольцо» развиться не успевает, и вертолет после самопроизвольного снижения зависает на высоте 3–5 м.

Приведем ряд примеров, иллюстрирующих причины попадания вертолетов в «вихревое кольцо». Авария вертолета Ми-8Т Ra-22502 ОАО «КнаАПО» 29.11.2004 года произошла в результате попадания его в режим «вихревого кольца» при выполнении захода на посадку и последующего грубого приземления с большой вертикальной скоростью, приведшего к разрушению хвостовой балки и других элементов конструкции вертолета.

Москва, 16 мая 2000, 09:37. Сразу две аварии случились с вертолетами, обслуживающими группировку федеральных сил в Чечне. Крайне жестким вышло приземление вертолета Ми-8 армейской авиации, который совершал посадку на высокогорную площадку на юго-востоке Чечни. Разреженный воздух на высоте свыше полутора тысяч метров уменьшает подъемную силу несущего винта. В этих условиях неблагоприятное стечение плохой погоды, ограниченных возможностей для маневра на горном пятачке и, возможно, неоптимальных действий экипажа чуть не стало фатальным. При заходе на посадку образовалось так называемое «вихревое кольцо» – это вертолетный аналог «штопора». Винтокрылую машину бросило вниз к земле со скоростью свыше пяти метров в секунду – вместо нормального снижения один – два метра в секунду. Приземление, больше походившее на падение, привело к повреждению вертолета. Командир экипажа получил травму средней тяжести, есть легко раненые среди пассажиров.

27 января 1996 г. командир Ми-8 допустил ошибку в технике пилотирования, в результате машина попала в режим «вихревого кольца».

Сентябрь 1998 г. – потерпел аварию Ми-2. Причина та же – «вихревое кольцо».

16 марта 1999 г. – катастрофа вертолета Ми-8 на Камчатке, в результате которой погибли 20 человек.

17 июня 1998 года под Торжком, пилотируя вертолет Ка-50 «Черная акула», разбился начальник Центра боевой подготовки и переобучения летного состава армейской авиации Герой России генерал-майор Борис Воробьев. Из-за попадания в «вихревое кольцо» при порывистом ветре разрушились лопасти машины.

7 июня 2006 года комиссия Межгосударственного авиационного комитета завершила расследование катастрофы вертолета Ми-8Т RA-24485, принадлежащего ОАО «2-й Архангельский объединенный авиационный отряд», происшедшей 11 марта 2006 года в аэропорту Варандей.