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 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.

Повышение тяги вертолета Ми-6 путем рациональной компоновки корневого заполнения лопастей несущего винта

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 do = dо/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.

Летные исследования потребных мощностей вертолетов продольной схемы

Создание вертолетов большой грузоподъемности связано с необходимостью разработки несущего винта больших размеров, что представляет собой весьма сложную инженерно-техническую задачу. Поэтому среди ученых и конструкторов возникали предложения по созданию двухвинтовых вертолетов вдвое большей грузоподъемности на базе соединения двух освоенных на одновинтовых вертолетах несущих винтов. В частности, по такой концепции был разработан вертолет продольной схемы Як-24, на котором несущие винты, автоматы перекоса, главные редукторы, двигатели и другие агрегаты были по конструкции такие же, как у одновинтового вертолета Ми-4. Этот вертолет имел вдвое большую грузоподъемность, однако все другие летные характеристики: скороподъемность, практический потолок, топливная эффективность, крейсерская и максимальная скорости полета, потребные размеры взлетно-посадочных площадок и др. – у нового вертолета были значительно хуже, чем у вертолета Ми-4.

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 Мк у заднего винта почти в два раза больше, чем у переднего винта. Аналогичный результат получен и для вертолета V-44. По зависимостям mк = ?(?) для обоих винтов определен коэффициент взаимного влияния переднего винта на задний, который показывает, насколько среднее приращение индуктивной скорости в плоскости вращения заднего