Вертолёт, 2010 №02

По аналогичному закону изменяются шарнирные моменты лопастей. При этом на корпус вертолета передаются значительные вибрации, которые летчик квалифицирует как «тряску». При флаттере лопастей несущего винта значительно, почти на 50%, увеличиваются постоянные и переменные составляющие шарнирных моментов лопастей, что является небезопасным. В результате анализа махового движения и шарнирных моментов лопастей определена частота флаттера винта вертолета Ми-4, равная ƒ ф= 5,1 Гц. Частота вибраций, передаваемых на корпус вертолета ƒ к, при возникновении флаттера равна: ƒ к= ƒ ф+ η в, где η = 3,2 – частота вращения несущего винта, Гц. Таким образом, частота вибраций корпуса и других невращающихся частей вертолета Ми-4 при флаттере равна примерно 8,3 Гц.

Из уравнений махового флаттера лопасти шарнирного несущего винта следует, что главное влияние на критическую по флаттеру частоту вращения лопасти оказывают: положение по хорде центров тяжести сечений и фокусов профилей, величина компенсатора взмаха, жесткость проводки управления и скорость полета.

Разработанная методика определения запасов до флаттера лопастей винта при на земных испытаниях заключается в раскрутке несущего винта до максимально допустимой частоты вращения винта η в полете в η maxисходном варианте и со смещением эффективной центровки Х ф= Х ф/Ь концевой части лопасти на 2-3% назад путем установки провоцирующих грузов на триммеры лопастей. Режимы выполняются с отклонением ручки циклического управления от нейтрального положения примерно на 75% хода. Если на таких режимах флаттер не возникает, то вертолет считается безопасным по флаттеру. В летных испытаниях установлено, что увеличение скорости полета от 0 до 250-300 км/ч по своему влиянию на критическую по флаттеру частоту вращения винта эквивалентно смещению назад эффективной центровки на величину около 2%. По такой методике и в настоящее время проводят испытания на флаттер всех лопастей несущего винта при их производстве.

В середине 50-х годов летчик-испытатель В.В. Виницкий выступил с предложением отработать в полете демонстрационный каскад фигур сложного пилотажа на вертолете Ми-4. Цель этого предложения заключалась в показе военным и гражданским эксплуатантам маневренных возможностей вертолетов, которые могут использоваться при их эксплуатации. Предварительно была проработана схема комплекса фигур сложного пилотажа и определены расширенные ограничения параметров на этих режимах. М.Л. Миль поддержал выполнение такой работы, которую рассматривал как средство более глубокого понимания возможностей нового типа летательного аппарата, особенно для военного применения. Для отработки режимов сложного пилотажа вертолет был оборудован экспериментальной аппаратурой для регистрации параметров полета, отклонений органов управления, режимов работы двигателя и характерных параметров при маневрировании.

Каскад фигур включал в себя вертикальный взлет, набор высоты до 150 м по спирали с большой угловой скоростью ю у в ограниченном пространстве, крутой набор высоты с потерей скорости, быстрый разворот на 180° в верхней точке маневра, пикирование с разгоном, выход из пикирования с выполнением «горки» и разворотом на 180° с переходом в пикирование, последующий набор высоты, резкое снижение и посадку. Весь каскад этих фигур выполнялся непрерывно на малых высотах и являлся весьма зрелищным представлением. Этот каскад фигур сложного пилотажа был продемонстрирован в 1958 году на авиационном празднике в Тушино, посвященном Дню Воздушного флота СССР, и был встречен с большим интересом и восторгом со стороны многочисленных зрителей, авиационных специалистов, корреспондентов средств массовой информации, в том числе и зарубежных представителей. В то время такая маневренность входившего в широкую эксплуатацию нового типа летательного аппарата была продемонстрирована впервые в мире, и это вызвало большой интерес еще и потому, что блистательный маневренный полет был выполнен на вертолете транспортной категории. М.Л. Миль высоко оценил летное мастерство летчика В.В. Виницкого, проявленное при демонстрации маневренных возможностей «тяжелого» по тем временам вертолета Ми-4, и высказал мнение, что он укрепился в необходимости разработки специального боевого вертолета как подвижной, маневренной платформы со стрелково-пушечным, бомбовым и ракетным вооружением.

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.