Переход на режим самовращения после остановки двигателей характеризуется разбалансировкой вертолета по всем направлениям: падением оборотов несущего винта, уменьшением нормальной перегрузки, ухудшением управляемости, потерей высоты полета.
Кроме того, у вертолетов существует некоторое индивидуальное множество сочетаний высот и скоростей полета, называемых «опасной зоной» (рис. 1). Находясь в этой. зоне, летчик не успевает перевести вертолет в режим установившегося самовращения НВ с одновременным выходом на наивыгоднейшую скорость планирования и, соответственно, не может погасить вертикальную скорость перед приземлением до минимально безопасной величины. Это резко увеличивает вероятность разрушения вертолета только от одной вертикальной перегрузки при жесткой посадке. Уклониться от захода в опасную зону летчик может не всегда: часто сделать это не позволяют рельеф местности и метеоусловия, а иногда экипаж сам сознательно идет на риск, например, при выполнении поисково-спасательных работ.
Посмотрим, какие инструкции дает Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-14 (этот вертолет часто выполняет поисково-спасательные работы, то есть полеты на малых высотах и скоростях) командиру экипажа в случае отказа двух двигателей. Пункт 6.2.2 гласит, что при отказе двигателей на высоте менее 100 м и скорости менее 80 км/ч необходимо:
— немедленно перевести рычаг общего шага несущего винта вниз до упора и, если позволяет высота, перевести вертолет в разгон до скорости 50–60 км/ч;
— дать команду борттехнику закрыть стоп-краны и пожарные краны, выключить перекачивающие и подкачивающие насосы;
— с высоты 20–15 м выполнить гашение вертикальной скорости путем быстрого и непрерывного увеличения общего шага с максимально возможным темпом (10-127с);
— после приземления плавно опустить рычаг шаг-газа вниз до упора с одновременной отдачей ручки управления от себя на 1/3-1/4 хода.
Рис. 1. Опасная зона
Обратим особое внимание на слова «если позволяет высота». А если нет? Как все-таки помочь экипажу совершить безаварийную посадку?
Можно, допустим, оснастить все вертолеты системой аварийного покидания (но как быть пассажирам, находящимся на борту?) или априори считать, что риск — составная и неотъемлемая часть работы летчика. А можно запустить в расчетный момент расположенные на лопастях НВ вертолета мoш^^ыe и компактные твердотопливные газогенераторы (фактически малогабаритные ракетные двигатели твердого топлива — РДГГ, способные вращать НВ вместо отказавших двигателей и раскрыть на несколько секунд с их помощью над вертолетом тормозной газовый «парашют»). Примеры использования РДТТ на летательных аппаратах есть. РДГГ входят в систему спасения экипажа космического корабля «Союз», буксировочного двухрежимного двигателя системы аварийного покидания вертолета Ка-50.
Распространим известную идею струйно- импульсной механизации (СИМ) крыла самолета на лопасть вертолета. Суть идеи состоит в том, что «в случае струйного закрылка в узкую щель, расположенную вдоль задней кромки крыла, выдувается струя газа под некоторым углом 0 к хорде крыла. За счет ее эжектирующего действия возрастают скорость и разрежение на верхней поверхности крыла. Струя играет роль жидкого закрылка, тормозит поток под крылом и увеличивает давление на нижней поверхности крыла. В результате его подъемная сила возрастает. Кроме того, при наличии газовой струи возникает реактивная сила, проекция которой также увеличивает подъемную силу.
Воплотить эту идею на вертолете много сложнее, чем на самолете, — лопасть чрезвычайно важный элемент конструкции и нарушать ее продуманную «целостность» без особой надобности никто не будет. Надо доказать, что сделать это все-таки возможно, поскольку наличие газового «парашюта» увеличивает шанс на безаварийную посадку.
Ближайшим аналогом вертолета, подтверждающим плодотворность идеи привлечения управляемой циркуляции на НВ вертолета, является конвертоплан фирмы «Локхид» с преобразуемым Х-образным четырехлопастным винтом-крылом X-wind. На этом аппарате при остановке винта в полете передняя кромка лопасти становится задней, то есть меняется направление потока на профиле лопасти (крыла). Поэтому в сечении лопасти применяется симметричный профиль с системой управления пограничным слоем (УПС): выдув воздуха на верхнюю поверхность лопасти может производиться из любого щелевого сопла, как со стороны передней, так и со стороны задней кромки, в зависимости от направления потока.
Получение эффекта суперциркуляции (при наличии у летательного аппарата реактивных струй) зафиксировано в значимых для практических расчетов величинах и при продувке корпусов моделей перспективных самолетов с плоскими соплами двигателей. Исследования показывают, что эффективность СИМ зависит от ряда факторов; угла выдува струи 6, места выдра и значения коэффициента реакции С μ:
С μ— 2·mV вс/ρ·V²·S,
где m — секундный массовый расход воздуха; V вс— скорость воздушной струи; ρ — плотность воздуха; V — скорость полета; S — площадь крыла.
1 — съемный газогенератор; 2-лопасть; 3 — гибкий газовый канал; 4 — дискретный щелевой газоотвод; 5 — газовые струи (торцевые и вдоль задней кромки лопасти)
Рис. 3. Струйно-импульсная механизация лопасти НВ вертолета
Рис. 2. Численные зависимости применения СИМ крыла самолета
Рассмотрим зависимости С y(α) для самолета с треугольным крылом при выдуве струи по его задней кромке: θ=30° (рис. 2).
Из рис. 2 видно, что достигаемое ΔС y ~ 0,49 при = 0,5 ограничено, в основном, только возможностями по отбору воздуха от компрессора двигателя самолета, то есть значением коэффициента С µ.
Если сравнить эффективность механического щитка крыла при углах отклонения 20° (ΔС y= 0,5) и 60° (ΔС y= 1,0) с эффективностью струйного закрылка = 0,49, можно видеть, что струйная механизация по этому показателю особо не уступает механической, да еще и создает реактивную силу, кстати, больше необходимую НВ вертолета, чем крылу самолета. Особенно востребованной для НВ представляется составляющая реактивной силы, действующая в плоскости его вращения и способная сдержать интенсивное падение оборотов НВ при отказе двигателей (или даже восстановить их до исходных и удерживать несколько дополнительных секунд, порой достаточных для безопасного завершения полета в аварийной ситуации).
Установим обтекаемый, предельно компактный и съемный газогенератор в комлевой части лопасти и соединим его с жаропрочным, жаростойким и гибким каналом, идущим вдоль всей лопасти за ее лонжероном или внутри второго контура лонжерона лопасти. В качестве аналога можно рассмотреть лопасть вертолета Ка-50 (рис. 3).
Канал выполним с дискретными щелевыми газоотводами (плоскими профилированными соплами) в среднюю и концевую части лопасти так, чтобы газ выходил вниз под углом θ к хорде лопасти вдоль ее задней кромки. Предусмотрим и выход газа через торцевые плоские сопла лопасти (вниз и наружу) с целью размывания уменьшающего тягу НВ поля скоростей воздуха, вовлекаемого в циркуляционное движение возле винта при вертикальном планировании (парашютировании) вертолета.
Решение на пуск газогенераторов принимается летчиком исходя из степени аварийности полетной ситуации (а также с учебной целью). Необходимо предусмотреть и автоматический пуск газогенераторов, упреждающий возможную запоздалую реакцию летчика (>= 0,5–1 с) при отказе двигателя (двигателей) вертолета у земли на висении и малых скоростях полета.