Коллектив авторов - Большая энциклопедия техники

Для установления потребной мощности вертолета в различных полетных условиях двигательные агрегаты могут работать в следующих основных режимах:

1) малого газа, на котором обеспечивается устойчивая работа двигателей с минимальной частотой вращения турбокомпрессора для прогрева двигательной установки после запуска и при полете летательного аппарата на режиме самовращения НВ без выключения силового агрегата. Для ограничения температурных и вибрационных напряжений деталей двигателей время непрерывной работы на этом режиме не должно превышать 20 мин. Поскольку время работы силового агрегата на этом режиме не ограничивается, он, как правило, используется при выполнении маршрутных полетных заданий на дальность или специальных заданий на максимальную продолжительность полета;

2) номинальном, время непрерывной работы на котором ограничено по условиям прочности деталей двигателей – 1 ч. Данный режим используют при взлете вертолета и зависании у земли, наборе высоты, полете с максимальной скоростью и нормальной полетной массой в благоприятных атмосферных условиях. По расчетно-конструктивным условиям прочности деталей двигателей время непрерывной работы на этом режиме ограничено – 6 мин.

Взлетный режим используют при взлете, зависании и наборе высоты вертолета с полетной массой больше нормальной, в условиях повышенной температуры окружающего воздуха или барометрической высоты взлетной площадки, а также при полете на одном двигателе. В основном мощность двигателей на номинальном режиме составляет 85—90%, а на крейсерском – 70—80% от взлетной. При проведении взлета по ветру и полете на предельно малых допустимых высотах в штилевую погоду в воздухозаборники турбокомпрессора вертолета могут попадать горячие отработанные газы, посторонние предметы (частицы песка и соль при полете над морем и т. д.). Посторонние предметы, попадая в турбокомпрессор, повреждают лопатки турбокомпрессора, что значительно уменьшает срок его службы и может привести к аварийным ситуациям. Отработанные газы ухудшают производительность турбокомпрессора. Поэтому на воздухозаборники устанавливаются специальные фильтры (уменьшающие производительность работы турбокомпрессора), а также на некоторых летательных аппаратах забор воздуха при взлете происходит через воздухозаборники или специальные устройства.

После набора соответствующей высоты и разгона до определенной скорости вертолета данные устройства отключаются и работают основные воздухозаборники.

Несмотря на принятые технические усовершенствования, во избежание преждевременного износа турбокомпрессоров, выхода из строя силовых агрегатов и аварийных ситуаций не рекомендуется взлетать против ветра, затягивать взлет в штиль и летать на минимальных высотах над загрязненной и песчаной поверхностью с низкой скоростью. Также не рекомендуются низкие полеты над морем.

Корпус вертолета включает фюзеляж, стабилизатор, киль и иногда крыло. Форма фюзеляжа определяется конструктивной схемой, аэродинамической компоновкой, назначением и условиями эксплуатации летательного аппарата. Поскольку над центральной частью фюзеляжа располагаются гондолы силовых агрегатов, редукторного и вентиляторного отсеков и неубирающиеся шасси. Фюзеляж вертолета соосной схемы расположения винтов отличается меньшим удлинением, большей симметрией и компактностью. Для уменьшения лобового сопротивления фюзеляжа в горизонтальном полете ось вала НВ иногда выполняют наклоненной вперед относительно вертикальной оси вертолета на угол 4—6°. В результате этого фюзеляж на крейсерской скорости полета располагается приблизительно по потоку. Кроме того, фюзеляж некоторых одновинтовых вертолетов сконструирован так, что ось вала НВ отклонена от вертикальной оси вертолета вправо на угол 2—3°, если смотреть по полету сзади.

Благодаря этому уменьшается расчетное потребное для балансировки накренение вертолета вправо на зависании и малых скоростях полета, а также обеспечивается эффективный вертикальный взлет вертолета с одновременным отрывом от земли основных стоек шасси. Крыло не обязательно для проведения полета вертолета, а на режимах зависания, вертикальных перемещений, малых и сверхмалых 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. Крыло устанавливают в центральной части фюзеляжа позади центра масс вертолета. Стабилизатор предназначен для улучшения характеристик продольной балансировки и устойчивости вертолета. Применяют неуправляемый и управляемый стабилизаторы.

Управление стабилизатором сблокировано с управлением общим шагом несущего винта таким образом, что при увеличении общего шага НВ увеличивается и угол атаки стабилизатора. Это способствует улучшению продольной балансировки и управляемости вертолета.

Стабилизатор размещают 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 летательного аппарата, как правило, конструктивно не позволяет произвести необходимый вынос стабилизатора, для этого увеличивают его площадь для обеспечения хорошей продольной устойчивости. Киль при одновинтовой схеме летательного аппарата, так же как и крыло, не обязателен для полета вертолета, а на взлетно-посадочных режимах он ухудшает летные показатели вертолета. Однако при наличии концевой балки разумно превратить ее в киль. Благодаря этому достигаются две необходимые цели: частичная разгрузка РВ на больших скоростях полета и существенное повышение курсовой 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 летательный аппарат создает боковую аэродинамическую силу, совпадающую с направлением силы тяги РВ.

Единственное средство обеспечения на соосном вертолете путевой устойчивости – его киль. Благодаря компактной аэродинамической компоновке планера вынос киля от центра масс вертолета сравнительно небольшой. Поэтому на соосных вертолетах устанавливают, как правило, мощное вертикальное оперение с рулями поворота. Последние помогает улучшению путевой управляемости вертолета на режимах горизонтального полета.