Вертолёт, 2010 №04, 2011 №01

По мере увеличения скорости полета вертолета и возрастания полной аэродинамической силы на НВ возникают, а затем расширяются зоны повышенных, критических и закритических углов атаки элементов сечений отступающих лопастей при их вращении и связанное с этим явление срыва потока воздуха.

Негативность зон срыва воздуха на НВ проявляется в увеличении напряжений в лопастях, шарнирных моментов и потребных усилий в цепях управления, в росте вибрации аппарата, его разбалансировке и ухудшении управляемости. Кроме того, вносимая в динамически нагруженные элементы конструкции вертолета (лопасти, втулка, автомат перекоса, элементы системы управления НВ) повреждаемость более интенсивно уменьшает их ресурс. Это является дополнительным фактором, ограничивающим скорость вертолета.

Существуют конструктивные факторы ограничения скорости. С ростом скорости полета вертолета расширяющиеся зоны срыва потока воздуха на НВ приводят к отклонению вектора полной аэродинамической силы в поперечном отношении, увеличению боковой силы на НВ и кренящего момента. Для парирования этого момента с ростом скорости требуется увеличение полной аэродинамической силы и отклонение ее вектора в поперечном отношении рычагом управления. Это также сказывается на возрастании нерациональной траты мощности силовой установки. Для преодоления и уравновешивания вредного сопротивления Q Bp вертолета с ростом скорости полета требуется соответствующее увеличение пропульсивной силы НВ. Это обеспечивается за счет увеличения угла атаки НВ, его полной аэродинамической силы и отклонения ее вектора вперед на необходимую величину.

Угол атаки НВ вертолетов, как правило, ограничен величиной минус 20-25°. С целью предотвращения столкновения лопастей НВ с носовым отсеком фюзеляжа в системе управления вертолетом предусматривается конструктивный упор, ограничивающий отклонение вперед рычага управления.

В нашей стране и за рубежом проводились интенсивные исследования скоростных винтокрылых летательных аппаратов на базе использования для взлета и посадки вертолетных несущих винтов. Эти исследования, например, в Англии (1957 г.) и СССР (1959 г.) завершились постройкой экспериментальных винтокрылов «Ротодайн» и Ка-22.

В то время наиболее простым решением для достижения на винтокрылах больших скоростей и дальностей полета считались установка крыла и движителей с целью разгрузки НВ и уменьшение профильных потерь мощности на его вращение.

Однако этим надеждам не суждено было осуществиться из-за использования вертолетного несущего винта. Вместе с несущим винтом винтокрылы унаследовали те же проблемы и ограничения, которые присущи вертолетам.

Идея разгрузки вертолетного несущего винта на больших скоростях полета оказалась живучей. Сегодня конструкторы винтокрылых летательных аппаратов большие надежды возлагают на возможность использования комбинации «вертолетный НВ – движитель» подобно самолетной комбинации «крыло – движитель».

На самолете подъемную силу создает крыло, а силу тяги – тянущие или толкающие пропеллеры. На вертолете в поступательном движении НВ создает как силу тяги, так и пропульсивную (тянущую) силу. В ряде работ рассматриваются проекты винтокрылых аппаратов, у которых на больших скоростях полета несущему винту, как и крылу, предлагается оставить только функцию создания тяги, уравновешивающей силу тяжести аппарата, а получение пропульсивной силы возложить на пропеллер.

Для реализации на винтокрылых ЛА, использующих НВ, крейсерской скорости 400 км/ч и выше необходимо минимизировать профильное сопротивление лопастей винта и потери профильной мощности. Добиться этого можно, если скорость обтекания потоком воздуха концевых сечений наступающих лопастей не будет превышать величины

Из указанного условия следует, что на скорости полета аппарата 400 км/ч скорость ωR концевых сечений лопастей должна быть не более 140-130 м/с, а не 220230 м/с, как это требуется для взлета, висения, посадки и полета на больших высотах и скоростях. Следовательно, двигатели и трансмиссия такого ЛА должны обеспечивать в полете изменение частоты вращения НВ в пределах от 100 до 60%.

Современные вертолетные двигатели со свободной турбиной позволяют уменьшить частоту вращения НВ только на 10-12%. Уменьшение частоты вращения НВ до 40% с использованием различного рода муфт и коробок скоростей ведет к дальнейшему увеличению веса трансмиссии и пустого аппарата по сравнению с указанными параметрами существующих винтокрылых ЛА. Установка пропеллера увеличивает как вредное сопротивление винтокрыла, так и его пустой вес по сравнению с аналогичными параметрами вертолета. Пропульсивный коэффициент полезного действия пропеллера меньше, чем его величина у НВ. Все это в совокупности потребует увеличения располагаемой мощности силовой установки, что неизбежно приведет к ухудшению топливной экономичности и дальнейшему росту себестоимости летного часа ЛА по сравнению с себестоимостью летного часа современных вертолетов мирового уровня.

Винтокрыл «Ротодайн»

В прошлом столетии неоднократно предпринимались попытки создания экспериментальных винтокрылых ЛА для реализации высоких скоростей полета. Так, например, в 1961 году на винтокрыле Ка-22 был установлен мировой рекорд скорости полета 356 км/ч, на S-69 фирмы «Сикорский» достигнута скорость 485 км/ч. Экспериментальный самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) фиоры «Белл» XV-15 в 1977 году превысил скорость 500 км/ч.

Экспериментальный S-69 оснащался соосным НВ с жестким креплением лопастей к втулке. Подъемная сила НВ создавалась только на наступающих лопастях (схема АВС), для получения силы тяги применялись маршевые двигатели. Была продемонстрирована работоспособность этой концепции и выявлены проблемы с обеспечением прочности НВ и преодолением повышенного уровня вибраций на больших скоростях полета.

Большие надежды фирмы «Белл» и «Боинг» связывали с СВВП V-22 «Оспри» военного назначения, который более 20 лет находился в стадии доводки. У этого аппарата на концах консолей крыла расположены поворотные гондолы двигателей с жесткими винтами изменяемого шага. После перевода винтов в самолетную конфигурацию крейсерская скорость полета достигает 460 км/ч.

В связи с тем, что конфигурация СВВП несколько раз меняется в полете за счет поворота винтов, весьма актуальной остается проблема обеспечения безопасности полетов. Высокая сложность и дороговизна аппарата (41,8 млн. долларов) не оправдали данное техническое решение для создания гражданской модификации V-22.