Вертолёт, 2010 №02

При разработке тяжелого вертолета В-12 также выдвигалась идея построить двухвинтовую машину с продольным расположением винтов, по размерам близким винту вертолета Ми-6. Однако проработанный по продольной схеме вариант вертолета В-12 по большинству характеристик не удовлетворял требованиям заказчика. Негативный опыт реализации этой идеи заключался в основном в неизученности взаимного индуктивного влияния пары несущих винтов, расположенных по схеме «тандем». Поэтому по предложению М.Л. Миля в ЛИИ в 1957 году были проведены летные исследования с измерением потребных мощностей винтов вертолета Як-24, а позднее аналогичные исследования были проведены для вертолета V-44.

Исследования показали, что вследствие сильного индуктивного влияния крутящий момент заднего винта значительно превосходит крутящий момент переднего винта. Так, в большом диапазоне скорости, включая скорости от μ = 0,1 до ?μ = 0,25, потребный М ку заднего винта почти в два раза больше, чем у переднего винта. Аналогичный результат получен и для вертолета V-44. По зависимостям m к= ?(?) для обоих винтов определен коэффициент взаимного влияния переднего винта на задний, который показывает, насколько среднее приращение индуктивной скорости в плоскости вращения заднего винта больше его собственной индуктивной скорости. Это приращение индуктивной скорости практически на всех режимах в два раза превышает собственную индуктивную скорость заднего винта. Поэтому при одинаковых размерах винтов практически все летные данные в полете с поступательной скоростью у вертолета продольной схемы при вдвое большей полетной массе и мощности двигателей будут значительно хуже, чем у вертолета одновинтовой схемы. Кроме того, переменные нагрузки, действующие в несущей системе заднего винта, значительно выше, что создает большие технические трудности в обеспечении ресурса лопастей, редуктора, подредукторной рамы и силовой части системы управления заднего винта. Эти результаты исследований использованы при разработке тяжелого вертолета В-12 поперечной схемы.

Известно, что теоретические методы расчета не обеспечивают определение с удовлетворительной точностью аэродинамических характеристик несущих винтов на ряде режимов полета вертолета. К числу таких режимов относится полет на малых высотах (0-50 м) вблизи поверхности земли, на которых отмечается значительное индуктивное влияние этой поверхности как экрана на аэродинамические характеристики несущего винта. По предложению МВЗ в ЛИИ были проведены летные исследования влияния земли на максимальную тягу и потребную мощность несущего винта одновинтового вертолета. Для получения количественных данных особое внимание в летных исследованиях было уделено обеспечению высокой точности измерения тяги вертолета, крутящего момента винта, высоты и воздушной скорости полета.

По результатам измерений величин T, M, h и V на режимах горизонтального полета были определены зависимости относительного изменения тяги T и потребной мощности N несущего винта от высоты полета для ряда значений воздушной скорости. Большой положительный эффект «воздушной подушки» проявляется до относительных высот полета, равных 1-1,2 диаметра несущего винта D и до значительных скоростей полета (около 100 км/ч). Наибольшее уменьшение потребной мощности винта на режиме висения при уменьшении удаления плоскости винта от поверхности земли h/D от 1,2 до 0,25 составляет около 25%. С увеличением скорости это влияние близости земли на аэродинамические характеристики винта заметно ослабевает. Соответствующим образом увеличивается тяга винта вертолета при N = const.

Полученные данные по влиянию близости земли на аэродинамические характеристики несущего винта используются при определении взлетно-посадочных характеристик и при проведении летных испытаний вертолетов.

Академик М.Н. Тищенко вручает диплом почетной лекции А.И. Акимову

При выборе типов несущих систем вертолетов при проектировании и выполнении аэродинамических расчетов постоянно возникает вопрос о балансе мощности и определении различных потерь мощности на вертолете и, в частности, потерь на компенсацию крутящего момента несущего винта и путевое управление. В зависимости от схемы вертолета эти потери могут изменяться от 0 (двухвинтовые вертолеты) до 25% потребной мощности несущего винта (одновинтовые вертолеты). Поэтому является актуальным определение затрат мощности на работу хвостового устройства на одновинтовом вертолете. Вертолет Ми-8 был оборудован измерительной аппаратурой, позволявшей определить одновременно крутящие моменты несущего и рулевого винтов и другие параметры.