Устройство вертолета

Часть 1. УСТРОЙСТВО ВЕРТОЛЕТА.

НЕСУЩИЙ ВИНТ.

Несущий винт (НВ) вертолета предназначен для создания подъемной и движущей (пропульсивной) силы. Другими словами, НВ обеспечивает подъем вертолета и горизонтальное перемещение в воздухе. Несущий винт вращается относительно корпуса вертолета, вследствие чего возникает реактивный момент - корпус проявляет тенденцию к вращению в сторону, обратную вращению НВ. Для компенсации реактивного момента (исключения вращения корпуса) применяют рулевой винт (в одновинтовых вертолетах), плоскость вращения которого перпендикулярна плоскости вращения НВ, а направление тяги обратно направлению вращения НВ, либо применяют второй несущий винт, вращающийся в противоположную сторону относительно первого НВ с одинаковой скоростью (соосная, продольная и поперечная схемы вертолетов). Рассмотрим устройство несущего винта.

НВ состоит из втулки и лопастей (от 2 до 8). Лопасть может быть цельнометаллическая, либо состоять из лонжерона и различных обшивок и заполнителей. В лопасть может закачиваться воздух, для сигнализации повреждения лонжерона (сигнализация срабатывает на падение давления воздуха внутри лопасти). В 1958 – 63 годах ОКБ Камова были разработаны стеклопластиковые лопасти. Их особенности – усталостная прочность, хороший ресурс, а также, хорошее качество поверхности. Впервые в мире стеклопластиковые лопасти внедрены в серийное производство на вертолетном заводе имени Н.И. Камова. Стеклопластиковые лопасти используются на большинстве вертолетов в мире.

Как правило, лопасти НВ крепятся к втулке с помощью шарниров или гибких элементов (торсионов). Классический трехшарнирный НВ, изобретенный Хуаном де Ла Сьервой в 1923 – 25 годах (рис.1), и получивший наибольшее распространение в вертолетостроении имеет горизонтальный 3, вертикальный 2 и осевой 1 шарниры. Лопасти такого НВ совершают при полете вертолета сложное движение: вращаются вокруг оси НВ и изменяют свое угловое положение и поворачиваются в шарнирах при каждом обороте винта.

Шарниры расположены на строго определенных расстояниях от центра втулки НВ в следующей последовательности: сначала горизонтальный, затем вертикальный и, наконец, осевой шарнир. Ось горизонтального шарнира расположена в плоскости вращения НВ. Ось вертикального шарнира параллельна оси вращения НВ. Ось осевого шарнира почти совпадает с продольной осью лопасти, относительно которой изменяются углы установки ее сечений при управлении несу­щим винтом.

Для разъяснения подобного крепления лопастей к втулке НВ рассмотрим работу НВ в режиме горизонтального полета. При полете вертолета в горизонтальной плоскости с высокой скоростью несущий винт обтекается воздушным потоком под углом около 90° к своей оси. На левой (при вращении НВ по часовой стрелке) стороне ометаемой поверхности несущего винта лопасть движется в направлении полета и преодолевает сильное сопротивление воздуха, движущегося против полета вертолета, а на правой, лопасть движется, преодолевая значительно меньшее сопротивление воздуха, так как в этом случае лопасть движется по воздушному потоку. При этом, на правой стороне ометаемого диска, концевые участки лопастей попадают в зону срыва потока (так как движутся с минимальной скоростью относительно воздушного потока, что вызывает уменьшение подъемной силы относительно левой стороны поверхности НВ), а корневые, близкие к втулке НВ участки лопастей попадают в зону обратного обтекания (по профилю лопасть обтекается воздухом с острой части и возникает обратная подъемная сила). На левой же стороне ометаемого диска концевые участки лопастей попадают в зону волнового кризиса (так как движутся с максимальной скоростью против потока воздуха). Возникает разница в подъемной силе на разных радиусах плоскости вращения НВ, и как следствие, сильные изгибающие моменты в месте крепления лопасти к втулке и тенденция к опрокидыванию вертолета по крену. Именно поэтому ло­пасти несущего винта крепятся к втулке при помощи шарниров или упругих элементов (торсионов) и совершают маховые движения в вертикальной плоскости (плоскости тяги) и качания в плоскости вращения. В результате такого крепления, аэродинами­ческие силы, действующие на лопасть, изменяются достаточно сложным образом, а сама лопасть, под действием этих аэродинамических нагрузок колеблется относительно шар­ниров крепления и деформируется как упругое тело, чем компенсирует изгибающие моменты и не допускает опрокидывания вертолета.

Проанализируем характер махового движения лопасти при горизонтальной скорости 200 км/ч (рис.2).

При вращательном движении лопасти от заднего положения по воз­душному потоку 0° до азимутального положения перпендикуляр­но воздушному потоку 90° скорость обтекания лопасти воздухом увеличивается. Соответственно увеличивается тяга лопасти. Под действием прироста тяги лопасть взмахивает вверх от плоскости вращения, при этом лопасть преодолевает дополнительное сопротивление воздуха при движении вверх (взмахе), что вызывает уменьшение углов ата­ки лопасти, так как тяга автомата перекоса неподвижна – это называется кинематическая связь. В азимуте 90° скорость обтекания лопасти воздухом макси­мальна, а угол атаки лопасти - минимален.

При дальнейшем вращательном движении лопасти от 90° до 180° скорость обтекания лопасти начинает уменьшаться, а угол атаки лопасти увеличиваться соответственно скорости обтекания. Под действием сохраняющегося прироста тяги относительно горизонтального шарнира и собственной инерции лопасть продолжает движение (взмах) вверх. При 180° скорость обтекания такая же, как и при 0°, скорость взмаха близка к нулю.

С переходом в правую половину сметаемого винтом диска лопасть движется, преодолевая значительно меньшее сопротивление воздуха (т.к. становится отступающей относительно движения вертолета) и вследствие этого опускается из-за уменьшения тяги. При этом лопасть преодолевает дополнительное сопротивление воздуха при движении вниз, и это вызывает увеличение углов атаки. В азимуте 270° ско­рости обтекания и взмаха лопасти минимальны, а угол атаки лопасти близок к максимальному.

При равных вертикальных ско­ростях обдувки лопасти в азимутах 90° и 270° изменения углов атаки на этих азимутах неодинаковы. Вследствие значительного различия скорости движения лопастей в горизонтальной плоскости угол атаки лопасти в азимуте 270° возрастает в несколько раз боль­ше, чем уменьшается в азимуте 90°. Именно поэтому на режимах гори­зонтального полета с достаточно большой скоростью углы атаки лопастей в азимутальном положе­нии 270° превышают критическое значение, что вызывает срыв воздушного потока на лопастях.

При движении лопасти от азимута 270° к 360° скорость обтекания лопасти увеличивается, угол атаки лопасти и угол ее взмаха уменьшаются, приближаясь к значениям, характерным для азимута 0° (360°). При последующих оборотах НВ происходит повторение данного цикла махового движения.

Поскольку лопасти на работающем НВ вращаются с положительным углом атаки и крепятся шарнирно, каждая лопасть поднимается вверх относительно плоскости вращения, в результате внешне плоскость вращения лопасти НВ приобретает форму конуса (рис.2). Этот эффект называется конус лопасти НВ, ось которого на режимах горизонтального полета отклонена назад и вбок от конструктивной оси вращения НВ. Отклонения оси конуса в указанных на­правлениях возрастают с увеличением углов атаки и общего шага НВ, скорости полета вертолета.

Маховое движение лопасти происходит с частотой оборота НВ и является циклическим (цикл взмаха соответствует обороту НВ).

Итак, шарнирно закрепленные лопасти не передают на втулку НВ и конструкцию вертолета существенных изгибающих моментов. Если бы горизонтальные шарниры от­сутствовали и лопасти крепились к втулке жестко, переменные изгибающие моменты вызвали бы опрокидывание вертолета по крену по достижении гораздо меньшей скорости, чем при шарнирном НВ.

В современном вертолетостроении применяется бесшарнирный НВ, не содержащий гори­зонтальные и вертикальные шарниры, роль которых выпол­няют специальные упругие элементы (торсионы). Вследствие упругости этих элементов лопасти бесшарнирного НВ совершают маховое движе­ние почти так же, как и на классическом шарнирном НВ.

Уменьшает амплитуду маховых движений лопасти в вертикальной плоскости кинематическая связь в управлении углом установки лопасти, назы­вающаяся компенсатором взмаха. Такая кинематическая связь достигается смещением точки крепления рычага поворота лопасти в осевом шарнире на расстояние и угол (рис.1 - 5). Благодаря этому при маховом движении лопасти одновременно изменяется угол ее установки. Например, лопасть взмахнула вверх. Так как фактически шарнир рычага поворота лопасти связан тягой с подвижным кольцом автомата перекоса и подняться не может, при взмахе вверх лопасть повернется в осевом шарнире и угол ее установки уменьшится, что в свою очередь уменьшит амплитуду взмаха. При наличии компенсатора взмаха средний угол конусности и амплитуда махового движения заметно уменьшаются.

Для демпфирования колебаний лопасти относительно вертикального шарнира и предотвращения опасных колебаний вертолета на земле, на некоторых вертолетах (Ми-8) установлен гидравлический или пружинно-гидравлический демпфер вертикального шарнира (рис.1 – 4).

Существуют вертолеты с оригинальным креплением лопастей к втулке НВ (Вертолеты Белл). На них используется жесткое крепление лопастей (нет горизонтального и вертикального шарнира), а маховое движение в вертикальной плоскости обеспечивается карданным соединением НВ с валом (полужесткий винт). При карданном подвесе наклоняется плоскость вращения винта, а расположение лопастей относительно друг друга не изменяется (отсутствует циклический шаг винта). Такой винт не передает на вертолет опрокидывающий момент из-за неравномерности нагрузки на отступающей и наступающей лопастях, подшипники кардана меньше нагружены и вся конструкция проще. Однако такой винт имеет сильный изгибающий момент в месте закрепления лопастей, больше подвержен вибрациям и не обеспечивает достаточной устойчивости.

УПРАВЛЕНИЕ НЕСУЩИМ ВИНТОМ.

Управление вертолетом в пространстве осуществляется изменением направления тяги НВ, а также изменением силы тяги рулевого винта. Управляют направлением и силой тяги НВ автоматом перекоса, изобретенным нашим великим соотечественником Б.Н. Юрьевым в 1911 году.

Автомат перекоса представляет собой устройство управления общим (изменяющим силу тяги) и циклическим (изменяющим направление тяги) шагом НВ. Другими словами, автомат перекоса лопастей позволяет изменять силу тяги и направ­ление тяги НВ. Основное назначение автомата перекоса - передача движения с неподвижных элементов системы управ­ления на вращающиеся лопасти НВ.

В общих чертах, автомат перекоса устроен следующим образом (рис.3). Вал НВ проходит внутри направляющей ползуна общего шага. По направляющей перемещается ползун 7 с шарнирно присоединенным к нему внутрен­ним невращающимся кольцом 8, а также качалками продольного и поперечного управления. Внутрен­нее кольцо связано подшипником с наружным вращающимся кольцом 3, которое может отклоняться в двух плоскостях. Наружное коль­цо (тарелка) автомата перекоса приводится во вращение поводком 2, соединенным с валом НВ. Кон­цевые шарниры вращающейся та­релки связаны тягами 1 с рычага­ми 4 поворота лопастей.


Автомат перекоса управляется гидроусилителями, воздействующими на тяги поперечного 5 и продольного 9 управления, а также на ры­чаг управления общим шагом 6. При отклонении ры­чага общего шага ползун автомата пере­коса движется вверх или вниз по направляющей, при этом все верти­кальные тяги перемещаются на одинаковые расстояния и поворачива­ют с помощью рычагов все лопасти на угол. Управление общим ша­гом лопастей НВ сопровождается синхронным изменением мощности двигателей.

При отклонении тяги продольного управления внутреннее нев­ращающееся кольцо автомата перекоса поворачивается на угол, что вызывает поворот наружного вращающегося кольца в том же направлении на тот же угол. Благодаря этому при вращении НВ вертикальные тяги перемещаются вверх — вниз на различные расстояния и повора­чивают с помощью рычагов лопасти на различный в каждом азиму­тальном положении угол. В динамике, циклический шаг выглядит так (рис.3 внизу). В некотором азимутальном положении угол установки лопасти минимальный, затем по мере ее вращения этот угол возрастает, до­стигая через пол-оборота НВ максимального значения. В течение сле­дующей половины оборота НВ угол уменьшается до исходного мини­мального значения. В итоге, значение (сила) тяги становится неодинаковой в противоположных азимутах плоскости вращения НВ, благодаря чему изменяется положение в пространстве плоскости вращения НВ, что в свою очередь заставляет вертолет двигаться в горизонтальной плоскости. Аналогичным образом изменяется угол установки лопастей при отклонении тяги поперечного управления на угол. Так происходит управление циклическим шагом НВ (цикл изменения угла установки лопасти соответствует обороту НВ).

Наряду с классической системой, существуют и оригинальная модификация систе­мы управления не­сущим винтом (рис.4 – Автомат перекоса Хиллера). Она состоит из двух дополнительных укороченных лопас­тей, расположенных под углом 90° к основным в плоскости вращения несущего винта.

Лопасти несущего винта -1 жес­тко закреплены на втулке, подвешен­ной на валу, на кардановом подвесе - 2. Управляющие укороченные лопасти -3 жестко скреплены со стержнем - 4, проходящим также через втулку - 8 винта. Стержень может поворачивать­ся при помощи поводка - 5, связанного тягой - 6 с тарелкой автомата перекоса - 7. Пилот изменяет наклон тарелки, после чего меняются углы установки управляющих лопастей. Одна из них поднимается, вторая опускается. Это приводит к изменению угла установки лопастей несущего винта, изменяются их углы атаки. Одна поднимается, дру­гая опускается. В результате, плоскость вращения лопастей меняет наклон, что вызывает поворот вектора тяги несу­щего винта. Таким образом, посредст­вом управляющего рычага пилот воз­действует на вспомогательные лопас­ти, которые, в свою очередь, управляют основными лопастями, наклоняя втулку несущего винта. В итоге, конус несущего винта наклоняется в требуе­мом направлении полета. Так как руч­ка управления пилота изолирована от НВ, то все силы обратной связи минимальны. Использование этой системы в некоторой степени уп­ростило управление вертолетом и поз­волило получить ряд преимуществ: простота конструкции, удобство в эк­сплуатации, экономия в весе.

В серии вертолетов БЕЛЛ применен оригинальный автомат перекоса. В нем тяги автомата перекоса воздействуют на рычаги, поворачивающие на определенный угол всю конструкцию двухвинтового НВ, прикрепленного к валу карданным подвесом. При изменении угла установки тарелки автомата перекоса наклоняется плоскость вращения НВ, вследствие чего формируется движущая сила.

СХЕМЫ НЕСУЩИХ ВИНТОВ.

Все современные вертолеты по количеству несущих винтов можно разделить на одновинтовые и двухвинтовые. В свою очередь, двухвинтовые можно разделить на вертолеты соосной, продольной и поперечной схем. Вертолеты продольной и поперечной схем здесь рассматриваться не будут.

ВЕРТОЛЕТЫ ОДНОВИНТОЙ СХЕМЫ.

Одновинтовая схема НВ состоит из несущего и рулевого винтов. Несущий винт, как уже отмечалось, создает подъемную и движущую силы. Рулевой винт (РВ) предназначен для уравновешивания реактивного момента НВ (исключения вращения корпуса вертолета относительно НВ), обеспечения управля­емости и устойчивости вертолета одновинтовой схемы. Устройство и работа НВ рассмотрены выше, поэтому перейдем к рассмотрению рулевого винта (РВ).

РВ установлен на концевой балке. Вращение РВ осуществляется от главного редуктора валом хвостовой трансмиссии через промежуточный и хвостовой редук­торы. Диаметр РВ меньше диа­метра НВ, а частота вращения РВ больше. РВ имеет большой диапазон изменения углов уста­новки лопасти (до 30°) — от положительных на обыч­ных режимах полета до отрицательных на режиме само­вращения НВ и при интенсивных левых разворотах вер­толета.

Рулевой винт бывает тянущим и толкающим (по направлению тяги относительно втулки РВ). РВ большинства типов вертолетов — толкающий, ус­тановлен справа по полету на концевой балке. При та­кой компоновке повышается аэродинамическая эффективность винта и ограничивается дополнительная динамическая нагрузка концевой (килевой) балки воздушным потоком, отбрасываемым РВ.

Вращение РВ синхронизировано с НВ - при изменении скорости вращения НВ, соответственно изменяется скорость вращения РВ. Втулки РВ применяют с разнесенными или совмещенны­ми горизонтальными шарнирами, осевыми шарнирами, но, как правило, без вертикальных шарниров, а также втулки на кардановом подвесе. Устройство типа автома­та перекоса у РВ отсутствует, а управляют силой тяги РВ изменением угла установки лопастей. Углом установки лопастей управляют при помощи педалей из кабины экипажа, обеспечивая поворот вертолета по курсу. В прямолинейном полете направление силы тяги РВ перпендикулярно направлению полета.

В динамике, управление РВ выглядит следующим образом. Если НВ вращается по часовой стрелке, перемещение вперед правой педали вызовет уменьшение угла установки лопастей и как следствие, силы тяги РВ. Это, создаст путевой управляющий момент, под действием которого вертолет начнет поворачиваться вправо по курсу. При перемещении вперед левой педали угла увеличится угол установки лопастей, что вызовет увеличение силы тяги РВ и вертолет повернет влево. Однако при развороте вертолета по вращению НВ увеличится нагрузка на хвостовую трансмиссию. Превышение нормального (установленного исходя из конструктивных особенностей вертолета) темпа роста этой нагрузки крайне нежелательно. Для предотвращения недопустимого увеличения темпа нагрузки хвостовой трансмиссии при резком перемещении правой педали и системе путевого управления современных вертолетов устанавливают специальный демпфер, ог­раничивающий темп перемещения педалей. Поскольку сила тяги РВ и уровень нагрузки хвосто­вой трансмиссии пропорциональны плотности наружного воздуха, в системе путевого управления иногда устанавливают подвижный упор, автоматически ограничи­вающий максимальный угол установки лопастей РВ при уменьшении температуры и увеличении давления наруж­ного воздуха. При уменьшении плотности (увеличении температуры) наружного воздуха подвиж­ный упор автоматически убирается.

В современном вертолетостроении часто применяют многолопастный РВ в кольцевом канале киля (фенестрон). Такая конструк­ция имеет несколько существенных преимуществ - уменьшается вредное соп­ротивление вертолета, предотвращаются задевание вращающимися лопастями РВ за наземные предметы при маневрировании на предельно малых высотах, а также травмирование людей при работе вертолета на земле. Эффективность фенестрона существенно выше, чем открытого рулевого винта при одинаковых диаметрах, но, поскольку диаметр фенестрона в два с лишним раза меньше, чем диаметр обычного рулевого винта, он требует для создания одинаковой тяги большей мощности.

Кроме того, выпускают вертолеты с так называемым Х-образным, четы­рехлопастным РВ, лопасти которого имеют различные взаимные азимутальные углы установки на втулке (на­подобие буквы X). РВ такого типа обладает преимуще­ствами перед обычным (с равномерным азимутальным распределением лопастей) по уровню шума и уменьше­нию неблагоприятного воздействия на лопасти концевых вихревых шнуров, генерируемых соседними лопастями.

Основной расчетный режим работы РВ — висение вертолета. В режиме висения, РВ создает максимальную для установившихся режимов полета вертолета силу тяги, необходимую для уравновешивания реактивного момента НВ.

Существует оригинальная концепция системы компенсации реактивного момента - NOTAR (NoTail Rotor - без рулевого винта). Вместо рулевого винта на концевой части хвостовой балки устанавливается специальное устройство, в сопла которого подается воздух от вентилятора, установлен­ного в хвостовой балке и имеющего привод от двигателя. Струйная система путевого управления и ком­пенсации реактивного момента обеспечивает высокую маневренность, повышает живучесть и сни­жает уровень вибраций. Эксперименты по созданию вертолета без рулевого винта начались в США в конце 70-х годов. Впервые эта система была применена на базе вертолета ОН-6А, первый полет которого со­стоялся в декабре 1981 года.

К достоинствам одновинтовой схемы относят относительную простоту и дешевизну конструкции. Одним из главных недостатков одновинтовой схемы является срыв потока на отступающей лопасти, проявляющийся на больших скоростях. Именно это основная, ограничивающая скорость полета причина. Следует упомянуть также возможность перехлеста лопасти НВ с хвостовой балкой на некоторых одновинтовых вертолетах. Данная опасность становится реальна в первую очередь при нахождении вертолета на земле в случаях: раскрутки и остановки НВ в условиях сильного ветра и взаимного влияния НВ соседних вертолетов на стоянке; при действии на НВ нисходящего потока от другого вертолета, пролетающего над вертолетной площадкой на высоте менее 40 метров. В полете такая опасность возникает вследствие интенсивного торможения резким переводом вертолета из пикирования в кабрирование (при высоких скоростях горизонтального полета), турбулентностью атмосферы и режимом вихревого кольца. Для избежания перехлеста лопасти с хвостовой балкой не рекомендуется снижать обороты НВ ниже установленных пределов для сохранения допустимого угла конуса лопасти НВ.

СООСНАЯ СХЕМА ДВУХВИНТОВОГО ВЕРТОЛЕТА.

Соосная система НВ двухвинтового вертолета состоит из двух винтов одинакового диаметра, расположенных на одной оси и вращающихся в разные стороны. Реактивные моменты верхнего и нижнего винтов взаимно уравновешиваются, благодаря чему от­падает необходимость РВ.

Верхний и нижний винты в соосной схеме разнесены по вертикали для исключения схлестывания лопастей. Верхний винт засасывает воздух из безграничного пространства и создает струю, отбрасываемую на нижний винт. Воздействие спутной струи верхнего винта вызывает уменьшение угла атаки и соответственно, подъемной силы нижнего винта. Вследствие сужения нисходящего потока, отбрасываемого верхним винтом, концевые участки лопастей нижнего винта работают на режимах, аналогичных верхним лопастям, при этом, концевые участки лопастей нижнего винта засасывает некоторое количество воздуха из окружающего пространства. Соосный НВ вовлекает в движение воздушную массу на 20 % большую, чем НВ вертолета одновинтовой схемы. Поскольку воздушный поток верхнего винта закручен в сторону, противоположную вращению нижнего винта, окружные скорости обтекания сечений лопастей нижнего винта возрастают на величину скорости закрутки, что улучшает аэродинамическую эффективность соосной схемы. Аэродинамическая эффективность соосного винта всегда на 3…10 % выше, чем у НВ вертолета одновинтовой схемы.

Диаметр соосного НВ несколько меньше чем одновинтового, поэтому, в режиме висения при равных условиях, соосный вертолет требует на несколько большей мощности двигателей, чем одновинтовой. Практически же отсутствие РВ и хвостовой трансмиссии обеспечивает соосному вертолету значительно меньшую массу собственной конструкции и большую массу полезной нагрузки при равной с сопоставимым одновинтовым вертолетом полетной массе, а отсутствие затрат мощности двигателя на привод РВ (на одновинтовых вертолетах затраты составляют около 10 % от мощности двигателей) – больший статический потолок при одинаковой мощности двигателей и полетной массе. При висении на одинаковой малой высоте от ко­лес шасси до поверхности земли, положительное вли­яние воздушной подушки оказывается меньшим, чем для одновинтового вертолета, что объясняется более высоким расположением в целом соосных НВ, и боль­шим экранирующим влиянием фюзеляжа. В режиме горизонтального полета на высокой скорости соосный НВ имеет большее лобовое сопротивление, чет одновинтовой НВ, что снижает максимальную скорость полета вертолетов соосной схемы.

Путевое управление вертолетом (повороты и развороты) осуществляется в основном дифференциальным (раздельным) изменением ре­активных моментов несущих винтов и отклонением рулей направления (располагаемых на киле), а продольно-поперечное управление — одновременным изменением направления тяги верхнего и нижнего винтов. Важной особенностью соосного вертолета являет­ся установка двух автоматов перекоса на одной колонке (рис.5).


Колонка НВ соосного вертолета содержит втулки 5 верхнего и нижнего 12 винтов с обычными горизонтальными, вертикальными и осевыми шарнирами, верхний 7 и нижний 10 пол­зуны, автоматы перекоса верхнего 9 и нижнего 14 винтов. Тяги управления верхним 8 и нижним 15 ползунами соединены с механизмом общего и дифферен­циального шага 16.

Если смотреть сверху, по часовой стрелке вращаются верхний винт, посаженный на шлицах вала 6, верхний ползун 7, внутреннее А и наружное Б кольца верх­него автомата перекоса 9, тяги управления ползунами 8 и 15. Против часовой стрелки вращаются нижний винт, тарелка В нижнего автомата перекоса, связан­ная с втулкой нижнего винта поводком 13, нижний ползун 10, посаженный на шлицах вала 11, и свя­занная с ним поводком тарелка В верхнего автомата перекоса. Наружное Б и внутреннее А кольца нижнего автомата перекоса не вращаются.

Тарелки В нижнего и верхнего автоматов перекоса соединены между собой тремя тягами 2. При откло­нении ручки управления, например, от себя тяга 18 переместится вниз, наружные кольца Б и тарелки В нижнего и верхнего автоматов перекоса от­клонятся вперед (с учетом угла опережения), в ре­зультате конусы вращения лопастей и равнодействую­щая аэродинамическая сила НВ также синхронно от­клонятся вперед. При отклонении ручки влево или вправо тяга поперечного управления (смещенная на 90° и поэтому не показанная на рисунке) отклонит в соответствующем направлении тарелки автоматов перекосов и через качалку 3 конус лопастей НВ. Так осуществляется управление циклическим шагом НВ.

Для одновременного изменения угла установки лопастей обоих винтов (общего шага НВ) стакан с хвостовиком 1 переме­щается вверх или вниз при помощи качалки, свя­занной с рычагом общего шага. При перемещении стакана оба ползуна также передвинутся вверх, в ре­зультате чего углы установки лопастей и силы тяги верхнего и нижнего винтов одинаково уменьшатся. Одинаково изменятся и реактивные моменты винтов, поэтому вертикальное движение вертолета не сопро­вождается его поворотом по курсу. В отличие от авто­мата перекоса одновинтового вертолета ползун выде­лен в отдельную деталь, так что при изменении обще­го шага НВ кольца автоматов перекоса не перемещаются.

Управление дифференциальным шагом НВ осуще­ствляется следующим образом. При отклонении впе­ред, например, левой педали тяга 15 и нижний ползун переместятся вверх. Поскольку кольца автоматов пере­коса при этом не отклоняются, качалки 3 верхнего ползуна повернутся так, что тяги 4 переместятся вверх и повернут лопасти верхнего винта в осевых шарнирах на увеличение угла их установки. Перемещение же вверх нижнего ползуна вызовет аналогичным образом уменьшение угла установки лопастей нижнего винта. В результате такого управляющего действия суммар­ная сила тяги НВ не изменится, а перераспределится между винтами. Реактивный мо­мент верхнего винта, направленный против часовой стрелки увеличится, а нижнего - уменьшится на то же значение. В итоге верто­лет начнет поворачиваться под действием образовав­шейся разницы реактивных моментов в сторону враще­ния винта с меньшим реактивным моментом, т. е. влево. Благодаря этому свой­ству соосных НВ разворот вертолета на висении не со­провождается значительным изменением высоты.

Для обеспечения путевой балансировки вертолета, т. е. выравнивания крутящих моментов винтов при нейтральном положении педалей на режиме висения, углы установки лопастей нижнего винта обычно несколько больше, чем у верхнего винта.

Принципиальное значение для соосной несущей си­стемы имеет расстояние между втулками верхнего и нижнего винтов. Увеличение этого расстояния утя­желяет и усложняет конструкцию колонки НВ, ухуд­шает устойчивость вертолета на земле, уменьшение же данной величины вызывает опасное сближение лопа­стей винтов. Поэтому разработчики добиваются компромиссного ре­шения, наилучшим образом удовлетворяющего проти­воречивым требованиям аэродинамики, динамической прочности и надежности вертолета.

Благодаря отсутствию РВ и хвостовой трансмиссии, а также слабой зависимости суммарной силы тяги НВ от угловой скорости на соосном вертолете нет ограничений по угловой скорости разворота на висении (темпу дачи педалей), присущих одновинтовому вертолету.


Весьма неприятной особенностью соосной схемы НВ является возможность перехлеста лопастей верхнего и нижнего НВ. В принципе, такая возможность в достаточной степени умозрительна, и становится реальна при сильном сближении лопастей, что обусловлено завалом конусов вращения НВ в диаметрально противоположных направлениях (рис.6) на высоких скоростях горизонтального полета (особенно при выполнении интенсивного торможения резким переводом вертолета из пикирования в кабрирование), дифференциальным изменением шага винтов, турбулентностью атмосферы и режимом вихревого кольца. Наиболее опасным в данном аспекте является режим раскрутки и остановки НВ при сильном ветре, вследствие упругости лопастей не растянутых центробежными силами. Также усиливает опасность перехлеста лопастей НВ малая частота вращения НВ, так как угол конусов лопастей на таких режимах подвержен сильным изменениям, поэтому не рекомендуется снижать частоту вращения НВ ниже установленных для конкретного вертолета пределов.

РАБОТА НВ НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ.

Работа НВ на малой высоте имеет свою специфику. Это связано с особым взаимодействием индуктивного потока (нисходящего потока) НВ с поверхностью земли. Другими словами, горизонтальная поверхность земли оказывает существенное влияние на аэродинамические характерис­тики работающего вблизи нее НВ.

В условиях близости ровной и твердой горизонтальной поверхности, намного большей диаметра НВ (поверхность земли, палуба корабля) и расположенной параллельно плоскости его вращения, индуктивный поток НВ, приближаясь к экранирующей поверхности, тормозится и растекается по ней. Если при приближении НВ к экранирующей поверх­ности выдерживать постоянной силу тяги, уменьшится мощность, нужная для создания необходимой силы тяги НВ. Если же выдерживать постоянной мощность, подводи­мую к НВ, возрастет сила тяги.

При полном торможении индук­тивного потока на экранирующей поверхности атмосферное давление воздуха под НВ повышается и возникает «воздушная подушка» - область по­вышенного давления (проявляется гидродинамический эффект). Состояние воздуха в «воздушной подушке» неодинаково: на периферии нисходящего потока НВ дав­ление в «воздушной подушке» равно атмо­сферному, в центре оно ниже максимального (вследствие экранирования индуктивной струи фюзеля­жем вертолета), а на некотором расстоянии от центра «воздушной подушки» давление воздуха максимально. Увеличение коэффициента подъ­емной силы за счет влияния «воздушной подушки» наблю­дается главным образом в комлевых сечениях лопастей НВ. Поэтому уменьшение начального ради­уса несущей поверхности лопастей, т. е. увеличение их корневого заполнения, позволяет заметно улучшить характеристики НВ при висении вертолета вблизи земли. Параметры «воздушной подушки» также зависят от полет­ной массы и характера зависания вертолета. Чем боль­ше полетная масса и соответственно потребный для висения общий шаг НВ, тем больше избыток давления в воздушной подушке, но вместе с тем и относительные потери этого давления при растекании индуктивного по­тока по поверхности земли. В результате прирост силы тяги уменьшается. С увеличением относительно уровня моря высоты площадки, над которой висит вертолет, эффект «воздушной подушки» уменьшается из-за разреженности воздуха. При разгоне вертолета на предельно малой высоте в зоне влияния экранирующей поверхности эффект «воз­душной подушки» по мере увеличения скорости полета быстро уменьшается, что обусловлено уменьшением избыточного давления в «воздушной подушке» от затор­моженного индуктивного потока, смещением зоны заторможенного индуктивного пото­ка назад по полету, в результате чего в передней части сметаемого несущим винтом диска лопасти выходят из области повышенного давления «воздушной подушки» и меньшим экранирующим эффектом в скошенном ин­дуктивном потоке по сравнению с вертикальным потоком.

Если экранирующая поверхность наклонена по отношению к плоскости вращения НВ, давление распределяется по экранирующей поверхности неравномерно. Появляется боковая гидроди­намическая сила, действующая на объекты, рас­положенные в зоне влияния нисходящего потока НВ, в том числе и на фюзеляж вертолета. При висении вертолета над склоном боковая сила «воздушной подушки» отталкивает вертолет от склона и накреняет его параллельно склону. Для ком­пенсации данных эффектов необходимо наклонить верто­лет к склону, что уменьшает положительное влияние «воздушной подушки», и при приближении угла наклона вертолета к 40°, эффект «воздушной подушки» перестает проявляться.

При висении вертолета над вершиной холма индуктивный поток НВ растекается по склонам холма и образует слабую «воздушную подушку». Чем больше углы склона и меньше холм, тем меньше поло­жительный эффект «воздушной подушки». Если же углы склона холма превышают 40°, влияние «воз­душной подушки» на НВ отсутствует.

При висении вертолета над центром ямы эффект «воздушной подушки» зависит от наклона стенок ямы при заданной высоте висения. Если яма неглубокая, эффект «воздуш­ной подушки» повышается вследствие удержания и уплотнения воздушной подушки стенками ямы. Если же яма глубокая, стенками ямы формируется вихревое течение воздуха с повторным за­бросом части индуктивного потока на НВ. Это вызывает уменьшение эффекта «воздушной подушки», в принципе аналогичное уменьшению силы тяги НВ в режиме «вихревого кольца». При висении на высоте от дна глубокой крутой ямы си­ла тяги НВ меньше, чем вне влияния близости зем­ли, поэтому возникает тенденция «засасывания» вертолета в такую яму.

Еще большее влияние на характеристики НВ оказы­вает цилиндрическая яма с вертикальными стенками. Если ее диаметр равен 2—2,5 диаметрам НВ, высота стенок и высота висения вертолета над краями ямы — примерно радиусу НВ, в яме образуется мощный вих­ревой тор и сила тяги НВ может уменьшиться на 20—30% по сравнению со свободной силой тяги, что опасно. Если же диаметр ямы не превышает диаметра НВ, в ней образуется достаточно устойчивая и спокойная «воздушная подушка», которая в целом ока­зывает положительное влияние на характеристики НВ.

Таким образом, влияние наклонов и конфигурации экранирующей поверхности (рельефа местности) доста­точно сложное и преимущественно неблагоприятное. В практике летной эксплуатации следует избе­гать зависаний и подлетов вертолета на предельно ма­лой высоте над сильно пересеченной местностью.

Вертикальная экранирующая поверхность (стенка) также оказывает влияние на аэроди­намические характеристики НВ. При висении вертолета вблизи стенки (здания, надстройки авианесущего корабля, стенки ущелья и т. п.) уменьшается объем воздушного пространства над частью НВ, находящейся вблизи стенки. Это вызывает увеличение скорости воз­душного потока между стенкой и НВ по сравнению с условиями обтекания НВ в безграничной атмосфере, что по физической сущности аналогично эффекту дейст­вия реактивного сопла. В результате уменьшаются ис­тинные углы атаки концевых сечений лопастей, прохо­дящих около стенки. В свою очередь, это вызывает уменьшение силы тяги НВ и появление подсасывающей силы и момента «на стенку», хотя в количественном от­ношении изменение характеристик НВ невелико.

При работе НВ в углу, образованном горизонтальной и вертикальной экранирующей поверхностями, проявля­ются обе противоположные тенденции: увеличения силы тяги вследствие влияния горизонтальной экранирующей поверхности и уменьшения силы тяги из-за влияния вер­тикальной экранирующей поверхности. В конечном сче­те, основное практическое значение имеют не изменение силы тяги НВ в пределах нескольких процентов, а опас­ные подсасывающая сила и момент «на стенку», проявляющиеся при зависании вертолета на «воздушной подушке» вблизи вертикальной стенки.

Чем шире и выше стенка, тем больше она ослабляет положительный эффект «воздушной подушки» и притягивает к себе вертолет. Если же ширина или (и) высота стенки меньше примерно половины радиуса НВ, то влияние на аэродинамические характеристики НВ не­существенно. Поэтому следует избегать висения и пере­мещения вертолета вблизи углового экрана: над аэро­дромом (площадкой) вблизи зданий и строений, над па­лубой корабля вблизи палубных надстроек. Тем более опасно перемещение вертолета над обратным угловым экраном (плоская крыша здания, обрез: палубы), когда «воздушная подушка» под частью сметаемого диска НВ пропадает и вертолет резко наклоняется.

Характер растительности и состав грунта посадочной площадки также влияют на эффект «воздушной подушки». При зависании вертолета над травяным покровом вследствие торможения воздуха в травяном слое скорость растекающегося индуктивного потока уменьшается. Со­ответственно увеличиваются избыточное давление в «воздушной подушке» и в целом положительный эффект ее действия. Прирост силы тяги НВ при этом примерно та­кой же, как при уменьшении высоты висения на высоту травяного покрова.

При зависании вертолета над кустарником индук­тивный поток частично разрушается, возникают допол­нительные вихреобразования и неупорядоченные тече­ния воздуха, в результате чего эффект воздушной по­душки сильно ослабевает. Аналогичный эффект также проявляется при зависании вертолета над деревьями.

Итак, влияние экранирующей поверхности на аэро­динамические характеристики НВ зависит от ряда факторов, предвидеть которые сложно. Поэтому реко­мендуется выполнять полеты на высоте не менее 15 м над обычно пересеченной и не менее 20 м над сильно пересеченной местностью со скоростью не менее 60 км/ч. Для вертолетов корабельного базирования не рекомен­дуется пересекать палубу на высоте существенного влия­ния эффекта воздушной подушки и приближаться к палубным надстройкам.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ВЕРТОЛЕТА.

Силовая установка современных вертолетов состоит, как правило, из двух газотурбинных двигателей и обеспечивающих их систем (топливной, смазки, автоматического управления, противообледенительной и др.). Передача крутящего момента от двигателей к НВ осуществляется муфтами свободного хода с помощью главного редуктора, а к рулевому винту — с помощью промежуточного и хвостового редукторов, валов и муфт хвостовой трансмиссии. Муфта свободного хода передает крутящий момент выходного вала двигателя за счет сил трения, возникающих при заклинивании роликов между рабочими поверхностями ведущего и ведомого звеньев, только до тех пор, пока угловые скорости вращения ведущего и ведомого звеньев одинаковы. Как только угловая скорость ведомого звена (вала НВ) по тем или иным причинам превысит скорость ведущего (вала двигателя), муфта автоматически расцепляет части привода.

Управление мощностью обоих двигателей синхронизировано с управлением общим шагом НВ и осуществляется рычагом «шаг — газ», воздействующим через гидроусилитель на ползун автомата перекоса и одновременно на регуляторы топливных насосов двигателей. При перемещении рычага «шаг — газ» вверх увеличивается угол установки лопастей и соответственно тяга НВ с одновременным увеличением мощности двигателей. На переходных режимах полета управление двигатели осуществляется агрегатами системы автоматического управления (САУ). Основным регулирующим фактором автоматического управления силовой установкой служит подача топлива в камеры сгорания двигателей.

На крейсерских и номинальных режимах работы силовой установки регулируемым параметром является частота вращения ротора свободной турбины (а значит, и НВ). При этом во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета вертолета САУ обеспечивает примерную стабилизацию частоты вращения свободной турбины. На режимах «Малый газ» и «Взлетный» в качестве регулируемого параметра используется, как правило, частота вращения ротора турбокомпрессора. САУ обеспечивает устойчивую работу камеры сгорания двигателя на режиме малого газа и максимально допустимые тепловые нагрузки на взлетном режиме работы двигателя.

Для набора высоты пилот отклоняет рычаг «шаг — газ» вверх. С помощью гидроусилителя уве­личивается общий шаг и потребная мощность НВ, которая сразу же становится больше располагаемой мощности двигателей. В результате частота вращения НВ начинает уменьшаться - НВ «нагружается» («затяжеляется»). Как только начнется уменьшение частоты вращения НВ и жестко связанной с винтом свободной турбины двигателя, регулятор частоты вращения свободной турбины увеличит подачу топлива в двигатель. Вместе с тем при отклонении вверх рычага «шаг — газ» происходит механическая перестройка регулятора частоты вращения турбокомпрессора на повышенный режим работы. В результате частота вращения турбокомпрессора и соответственно мощность двух двигателей синхронно увеличатся, а частота вращения НВ восстановит свое прежнее значение.

Дозирование топлива в двигателе для поддержания частоты вращения ротора осуществляется регулятором частоты вращения свободной турбины. Однако выход двигателя на новый режим повышенной мощности занимает определенное время, в течение которого частота вращения НВ отклоняется от своего постоянного значения. Желательно уменьшить время переходного процесса, для чего и применяют механическую перенастройку регулятора вращения ротора турбокомпрессора на повышенный режим.

Резкое увеличение подачи топлива при разгоне двигателя может вызвать опасный перегрев деталей газовоздушного тракта, неустойчивую работу компрессора, срыв пламени в камере сгорания из-за переобогащения смеси. Поэтому для обеспечения нормального разгона ротора турбокомпрессора рычаг управления регулятором подачи топлива следует перемещать в умеренном темпе. А поскольку этот рычаг кинематически связан с рычагом «шаг — газ», требуемый замедленный темп его перемещения не может быть гарантирован, особенно в усложненных полетных ситуациях, стимулирующих резкое перемещение пилотом рычага «шаг — газ» на увеличение общего шага НВ. Поэтому для автоматизации и безопасности процесса разгона ГТД в систему его управления включен автомат приемистости, программирующий подачу топлива при разгоне в зависимости от параметров рабочего процесса двигателя либо просто в зависимости от времени.

Приемистость — процесс увеличения мощности двигателя при резком перемещении рычага управления. Время приемистости — время от начала перемещения рычага управления двигателем до достижения заданной мощности. Различают полную или частичную приемистость двигателя. Полная приемистость — увеличение мощности двигателя с режима малого газа до максимального (взлетного, форсажного), частичная — с любого крейсерского режима работы, включая режим малого газа, до любого повышенного режима, включая максимальный.

Время полной приемистости некоторых эксплуатируемых вертолетных турбовальных ГТД (МИ 8) составляет 8 - 15 с, что лимитирует в определенной мере маневренные возможности вертолета.

Дросселирование — процесс уменьшения мощности двигателя при достаточно медленном и плавном перемещении рычага управления на уменьшение режима. Время дросселирования — время от начала перемещения рычага управления двигателем до достижения заданной мощности. Процесс быстрого уменьшения мощности двигателя при резком перемещении рычага управления обычно называют сбросом мощности (газа). Этот процесс считается предельным случаем дросселирования.

Темп уменьшения подачи топлива при дросселировании двигателя имеет не менее важное значение в обеспечении устойчивости и надежности его работы, чем темп увеличения подачи топлива при разгоне. При чрезмерно быстром уменьшении подачи топлива возникает опасность срыва пламени в камере сгорания и самовыключения двигателя. Для предупреждения этого явления используется тот же автомат при­емистости и, кроме того, в САУ включен клапан минимального давле­ния или регулятор минимального расхода топлива. Благодаря этому при резком отклонении пилотом рычага «шаг — газ» вниз дросселирование двигателя осуществляется гораздо медленнее, по «своему» закону.

Для создания потребной мощности вертолета в различных полетных условиях двигатели могут работать в следующих основных режимах:

· малого газа, на котором обеспечивается устойчивая работа двигате­лей с минимальной частотой вращения турбокомпрессора для прогрева после запуска и при полете вертолета на режиме самовращения НВ без выключения двигателей. Для ограничения температурных и вибраци­онных напряжений деталей двигателей время непрерывной работы на этом режиме не должно превышать 20 мин;

· крейсерском, на котором создается наибольшая мощность при не­прерывной надежной работе двигателей в течение всего установленного ресурса (срока службы). Поскольку время работы двигателей на этом режиме не ограничивается, он обычно используется при выполнении маршрутных полетов на дальность или специальных заданий на макси­мальную продолжительность полета;

· номинальном, время непрерывной работы на котором ограничено по условиям прочности деталей двигателей ~1 ч. Этот режим используют при взлете и висении у земли, наборе высоты, полете с максимальной скоростью и нормальной полетной массой в благоприятных атмосфер­ных условиях;

· взлетном, на котором двигатели развивают максимальные мощность и крутящий момент при максимально допустимых значениях частоты вращения турбокомпрессора и температуры газов перед турбиной. По условиям прочности деталей двигателей время непрерывной работы на этом режиме ограничено ~ 6 минутами. Взлетный режим используют при взле­те, висении и наборе высоты вертолета с полетной массой, большей нор­мальной, в условиях повышенной температуры наружного воздуха или барометрической высоты взлетной площадки, а также при полете на од­ном двигателе.

Как правило, мощность двигателей на номинальном режиме составляет 85...90 %, а на крейсерском — 70...80 % от взлетной.

При взлете по ветру и полете на предельно малых высотах в штилевую погоду в воздухозаборники турбокомпрессора могут попадать горячие отработанные газы, частицы песка и соль (при полете над морем). Песок и соль, попадая в турбокомпрессор, повреждают лопатки турбокомпрессора, что уменьшает срок его службы. Отработанные газы ухудшают производительность турбокомпрессора. Поэтому, как правило, на воздухозаборники устанавливаются специальные фильтры (несколько уменьшающие производительность турбокомпрессора), а также, на некоторых вертолетах, забор воздуха при взлете осуществляется помимо воздухозаборников, через специальные устройства. После набора соответствующей высоты и (или) разгона до определенной скорости данные устройства отключаются и в работу включаются основные воздухозаборники. Несмотря на принятые технические меры, во избежание преждевременного износа турбокомпрессоров и выхода из строя двигателей не рекомендуется взлетать против ветра, затягивать взлет в штиль и летать на предельно малых высотах над песчаной поверхностью с низкой скоростью. Также, по описанным выше причинам, не рекомендуются низкие полеты над морем.

КОРПУС ВЕРТОЛЕТА.

Корпус вертолета включает фюзеляж, горизонтальное оперение (стабилизатор), вертикальное оперение (киль) и иногда крыло.

Форма фюзеляжа определяется конструктивной схемой, аэродинамической компоновкой, назначением и условиями эксплуатации вертолета. Поскольку над центральной частью фюзеляжа располагаются гондолы двигателей, редукторного и вентиляторного отсеков, а также неубирающиеся шасси, фюзеляж далек от симметричных удобообтекаемых форм самолетов. Наиболее характерен в этом отношении фюзеляж вертолета одновинтовой схемы с его длинными хвостовой и кон­цевой балками, на которых крепится РВ. Фюзеляж вер­толета соосной схемы отличается меньшим удлинением, большей симметрией и компактностью.

Для уменьшения лобового сопротивления фюзеляжа в горизонтальном полете ось вала НВ иногда выполняют наклоненой вперед от вертикальной оси вертолета на угол 4...6°, в результате чего фюзеляж на крейсерской скорости полета располагается почти по потоку. Кроме того, фюзеляж некоторых одновинтовых вертолетов скомпонован так, что ось вала НВ отклонена от верти­кальной оси вертолета вправо на угол 2—3°, если смотреть по полету сзади. Благодаря этому уменьшает­ся потребное для балансировки накренение вертолета вправо на висении и малых скоростях полета, а также обеспечивается вертикальный взлет вертолета с одно­временным отрывом от земли основных стоек шасси и приземление на обе основные стойки.

Крыло не обязательно для полета вертолета, а на режимах висения, вертикальных перемещений и малых скоростей горизонтального полета оно уменьшает весо­вую отдачу машины. При установке крыла на верто­лет преследуют две основные цели: частичную разгрузку (до 20%) НВ на больших скоростях полета, подвеску различ­ного оборудования. Кроме того, крыло несколько улуч­шает балансировку и устойчивость вертолета, а при соответствующих размерах может быть использовано для размещения в нем топливных баков и убирающегося в полете шасси. Крыло, как правило устанавливают в цент­ральной части фюзеляжа позади центра масс вертолета.

Стабилизатор предназначен для улучшения характеристик продольной балансировки и устойчивости вер­толета. Применяют неуправляемый и управляемый стабилизатор. Управление стабилизатором сблокировано с управлением общим шагом НВ таким образом, что при увеличении общего шага НВ увеличи­вается и угол установки стабилизатора. Это способствует улучшению продольной балансировки и управляемо­сти вертолета. Стабилизатор устанавливают на конце хвостовой балки для максимально возможного увеличения расстоя­ния до центра масс вертолета, а также уменьшения вред­ного индуктивного воздействия НВ. На одновинтовых вертолетах с длинной хвостовой балкой площадь ста­билизатора значительно меньше, чем на соосных. Ком­поновка соосного вертолета, как правило, не позволяет осуществить достаточный вынос стабилизатора, поэтому увеличивают его площадь для обеспечения хорошей продольной устойчивости.

Киль на одновинтовом вертолете, так же как и крыло, не обязателен для полета, а на взлетно-посадочных режимах он, как и крыло, ухудшает летные данные вертолета. Однако при наличии концевой балки целесообразно превратить ее в киль, благодаря чему достигаются две основные цели: частичная разгрузка РВ на больших скоростях полета и повышение путевой устой­чивости вертолета. Кроме того, в киле размещается «фенестрон». Как правило, киль имеет толстый несимметричный профиль, тра­пециевидную форму в плане (при виде сбоку), располо­жен под углом 30—60° к продольной оси хвостовой бал­ки и повернут влево относительно вертикальной плоско­сти симметрии фюзеляжа на угол 5—7°. На режиме горизонтального полета вертолета киль создаст боковую аэродинамическую силу, направленную в сторону силы тяги РВ.

Киль на соосном вертолете — единственное средство обеспечения его путевой устойчивости. Вместе с тем благодаря компактной аэродинамической компоновке планера вынос киля от центра масс вертолета сравнительно невелик. Поэтому на соосных вертолетах уста­навливают, как правило, мощное верти­кальное оперение с рулями поворота. Последние способствуют улучшению путевой управляемости вертоле­та на режимах горизонтального полета.

Часть 2. ПИЛОТИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТА
Часть 3. БОЕВЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ

------------------------------------------------------------

Автор: КОВАЛЕВ М. В.
shkval.rossteam.ru