Вертолёт, 2010 №02 [Журнал «Вертолёт»] (fb2) читать постранично, страница - 3

точке маневра, пикирование с разгоном, выход из пикирования с выполнением «горки» и разворотом на 180° с переходом в пикирование, последующий набор высоты, резкое снижение и посадку. Весь каскад этих фигур выполнялся непрерывно на малых высотах и являлся весьма зрелищным представлением. Этот каскад фигур сложного пилотажа был продемонстрирован в 1958 году на авиационном празднике в Тушино, посвященном Дню Воздушного флота СССР, и был встречен с большим интересом и восторгом со стороны многочисленных зрителей, авиационных специалистов, корреспондентов средств массовой информации, в том числе и зарубежных представителей. В то время такая маневренность входившего в широкую эксплуатацию нового типа летательного аппарата была продемонстрирована впервые в мире, и это вызвало большой интерес еще и потому, что блистательный маневренный полет был выполнен на вертолете транспортной категории. М.Л. Миль высоко оценил летное мастерство летчика В.В. Виницкого, проявленное при демонстрации маневренных возможностей «тяжелого» по тем временам вертолета Ми-4, и высказал мнение, что он укрепился в необходимости разработки специального боевого вертолета как подвижной, маневренной платформы со стрелково-пушечным, бомбовым и ракетным вооружением.

Внедрение на отечественных вертолетах цельнометаллических лопастей несущего винта

Значительное увеличение ресурса (с 500 до 2500 часов) лопастей несущего винта вертолета Ми-4 было достигнуто применением вместо лопастей со стальным трубчатым лонжероном и фанерно-полотняной обшивкой цельнометаллических лопастей с дюралевым лонжероном и хвостовыми отсеками с металлической обшивкой и сотовым заполнителем. Технология изготовления таких лопастей обусловила ряд особенностей их аэродинамической компоновки: прямоугольную форму в плане, практически постоянную относительную толщину профиля по длине лопасти и ограниченную геометрическую линейную крутку 5°, что не соответствовало оптимальным параметрам для улучшения летно-технических характеристик (в первую очередь максимальной тяги, потолка висения и расходов топлива в крейсерском полете). Из расчетов следовало, что неоптимальная аэродинамическая компоновка цельнометаллических лопастей приведет к заметному ухудшению этих летных характеристик вертолета. По предложению М.Л. Миля один из первых комплектов цельнометаллических лопастей был передан в ЛИИ для количественной оценки тяговых характеристик и расходов топлива вертолета Ми-4.

Применение цельнометаллических лопастей увеличило тягу несущего винта примерно на 400 кг, что составляет 25% полезной нагрузки вертолета. Часовой расход топлива вертолета на крейсерском режиме уменьшился на 10%. Как показал анализ, такое существенное улучшение этих весьма важных летных характеристик объясняется тем, что несмотря на некоторое повышение индуктивных потерь мощности вертолета новые цельнометаллические лопасти имеют значительно меньшее профильное сопротивление.

Поэтому цельнометаллические лопасти были внедрены в начале 50-х годов впервые в серийное производство вертолетов Ми-4. Подобные лопасти находятся в эксплуатации и в настоящее время на ряде отечественных вертолетов (все модификации вертолета Ми-8, Ми-24, Ка-27 и др.).

Летные исследования влияния крыла на характеристики вертолета (Ми-6)

При установке крыла как дополнительной несущей поверхности на транспортном вертолете предполагалось, что на больших скоростях полета вследствие уменьшения тяги винта будет достигнуто уменьшение потребной мощности, а следовательно, и расходов топлива, и характеристик нагружения несущей системы и систем управления вертолета. Теоретические методы вследствие сложного взаимного индуктивного влияния пары «несущий винт – крыло» не обеспечивали расчет этих характеристик с достаточной точностью, что не позволяло уверенно оценить целесообразность применения крыла на вертолете.

Для измерения подъемной силы крыла были разработаны специальные динамометры, которые по конструкции и размерам были идентичны кронштейнам крепления крыла на фюзеляже вертолета и обеспечивали достаточную точность измерений.

На режиме висения вне «воздушной подушки» вертикальная сила крыла направлена вниз и равна 300 кг. Таким образом, с учетом веса крыла, равного 900 кг, суммарное уменьшение грузоподъемности вертолета Ми-6 при установке крыла составляет значительную величину – около 1200 кг.

Полученные по материалам летных испытаний расходы топлива вертолета Ми-6 с крылом и без крыла при одинаковой полетной массе мало различаются между собой, и на крейсерском режиме это отличие не превышает 1%, что находится в пределах погрешности измерений. Характеристики нагружения несущей системы и силовой части систем управления вертолета с крылом и без крыла также практически не изменились. Таким образом, при снятии крыла на