Читаем Вертолёт, 2005 № 02 полностью

Для такого взлета требуется подготовленная площадка больших размеров. Это связано с тем, что ускорение на разбеге сравнительно небольшое, поскольку тяга винта мала и разгон осуществляется без отрыва колес основного шасси от поверхности площадки, то есть при небольшом угле наклона несущего винта вперед относительно вертикали. Потребная длина полосы для взлета может быть уменьшена, если выполнять разбег на носовом колесе, с отрывом колес основных шасси от земли. Однако такой метод был запрещен инструкциями по эксплуатации из-за больших нагрузок на переднюю стойку шасси и угрозы ее разрушения. В Афганистане, в условиях высокогорья, летчики вынуждены были рисковать, начиная разбег по-самолетному без отрыва колес основного шасси от полосы, а заканчивая на носовом колесе. Летная практика потребовала проведения детальных исследований взлета с разбегом на носовом колесе.

Такие исследования (по директивным письмам Главного штаба ВВС) были проведены в ЛИИ им. М.М. Громова под научным руководством автора статьи. В середине 1980 года проводилась отработка методики взлета вертолета Ми-8Т с разбегом на носовом колесе (ведущий летчик-испытатель Н.А. Бессонов, ведущий инженер по летным испытаниям И.Ю. Фоменко). Взлетный вес вертолета был максимально допустимым — 11000 кг. Имитация высокогорных и высокотемпературных условий производилась путем ограничения оборотов турбокомпрессоров двигателей ниже взлетного значения. Разбег на носовом колесе (в отличие от рекомендованного инструкциями взлета по-самолетному с общим шагом около 4°) выполнялся при увеличении значения общего шага до 14°.

С целью уменьшения длины разбега разгон в этих испытаниях выполнялся с углами тангажа -15…-20° (взлет по-самолетному, по действующим «Руководствам по летной эксплуатации», выполнялся со значениями угла тангажа, близкими к нулевым). Ожидалось, что увеличение ускорения и уменьшение длины разбега при таком взлете будет достигаться за счет изменения вектора тяги по величине и направлению относительно вертикали на разгоне.

Испытания показали, что при разбеге на скорости 25–30 км/ч вертолет имеет тенденцию к кабрированию и приседанию на колеса основного шасси даже при полностью отклоненной вперед и зафиксированной в этом положении ручке управления. При дальнейшем увеличении скорости появляется тенденция к энергичному пикированию. Летчику приходится брать ручку «на себя» для выдерживания заданного угла тангажа на разбеге. Такое поведение вертолета получило название «клевок».

«Клевок» происходит из-за падения тяги и завала конуса лопастей несущего винта сначала назад, а затем вперед вследствие возникновения дополнительного поля индуктивных скоростей, создаваемых вихревой системой винта при перемещении вертолета вблизи экранной поверхности. «Клевок» при углах тангажа от -15 до -20° приводит к существенному уменьшению ускорения в процессе разбега, преждевременному отрыву вертолета от полосы и ее повторному касанию передним колесом, сопровождающемуся ростом нагрузок и колебаниями рычага передней амортизационной стойки шасси в горизонтальной плоскости с частотой 10–12 Гц и амплитудой до 20°.

Колебания полностью прекращались при отрыве носового колеса от взлетно-посадочной полосы. Нагрузки при этих затухающих колебаниях не превышали допустимых. Однако наличие пугающего «клевка» послужило причиной остановки испытаний.

В начале 1981 года, после тщательного анализа полученных материалов, испытания были продолжены (вертолет Ми-8Т, ведущий летчик-испытатель А.Д. Грищенко, ведущий инженер И.Ю. Фоменко). Для уменьшения негативного влияния «клевка» разгон на носовом колесе выполнялся при углах тангажа -7.-8° (что соответствует положению концов лопастей несущего винта на уровне горизонта). Это упростило технику пилотирования и уменьшило нагрузку на амортизационную стойку (нагрузки на носовую стойку не превышали стояночного значения). Включение автопилота осуществлялось отклонением ручки управления от себя, а снятие усилий — отклонением ручки перед разбегом на себя. Взлет с разбегом на носовом колесе был рекомендован для вертолета со взлетным весом, на 30 % превышающим свободную тягу.

Исследования методики дальше проходили (Ми-8Т, ведущий летчик-испытатель А.Д. Грищенко, летчик-испытатель Ю.Г. Ивченко, ведущий инженер В.П. Бутов) на аэродроме Ленинакана, в реальных условиях высокогорья (высота 1524 м над уровнем моря, температура воздуха до +27 °C). В 1982 году испытания проводились на вертолете Ми-8МТ (ведущий летчик-испытатель А.Д. Грищенко, летчик-испытатель В.М. Семенов, ведущий инженер В.П. Бутов), а в 1983 году на — Ми-24 (летчик-испытатель В.М. Семенов, ведущий инженер В.П. Бутов).