Вертолёт, 2010 № 02 - [3]
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.).
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 вертолете Ми-6 повышается грузоподъемность, а расходы топлива и нагружение конструкции при этом практически не изменяются. Поэтому было принято решение о возможности эксплуатации вертолета Ми-6 без крыла.
Корневые сечения лопастей обтекаются воздушным потоком с малыми окружными скоростями. В поступательном полете вертолета по мере увеличения скорости в диапазоне азимутов отступающей лопасти образуется круговая зона обратного обтекания с относительным диаметром d>o = d>о/R, равным μ. Оперируя этими очевидными факторами, некоторые специалисты предлагали «оголить» лопасти в корневой части, то есть оставить только силовой лонжерон, поскольку лопасть в этой части обтекается на висении и малых скоростях полета воздушными потоками с небольшими скоростями, а при средних и больших скоростях отступающие лопасти обтекаются со стороны задней кромки, что может вызвать увеличение переменных нагрузок, действующих на лопасти. Поскольку перед конструктором постоянно стоит задача увеличения тяговых характеристик на режиме висения и малых скоростях полета и снижения нагрузок, действующих на несущую систему, то в ЛИИ совместно с МВЗ были проведены летные исследования по оценке влияния корневого заполнения на максимальную тягу, расходы топлива и переменные нагрузки в несущей системе вертолета Ми-6. Эти характеристики последовательно определялись с исходным вариантом серийных лопастей и после установки на них дополнительных несущих отсеков, закрывающих лонжероны в корневых частях лопастей. При установке дополнительных несущих отсеков в корневой части лопасти, в результате чего начальный относительный радиус несущей поверхности уменьшается с r= 0,2 до r = 0,1, тяга вертолета Ми-6 при висении вблизи земли заметно возрастает. Так, на высоте висения 6-10 м, с которой обеспечивается взлет по-вертолетному, увеличение тяги равно примерно 1750 кг, что составляет почти 30% от платной нагрузки вертолета Ми-6 (6000 кг). При висении на высотах вне «воздушной подушки» увеличение тяги заметно меньше. Расходы топлива при увеличении корневого заполнения уменьшаются на 5%, а характеристики нагружения несущей системы и систем управления вертолета практически не изменились. Учитывая значительное увеличение тяги и уменьшение расходов топлива, что повышает грузоподъемность вертолета Ми-6, было принято решение об установке на серийные лопасти вертолета дополнительных отсеков в корневой части.
