BEPTOЛЕТ 2001 01

Несущая система Ка-22 состояла из крыла и двух несущих винтов на его концах. Управление четырехлопастными несущими винтами осуществлялось, как и у обычных вертолетов, посредством изменения циклического и общего шага лопастей. Мощность двигателей в зависимости от скорости полета автоматически распределялась между несущими и тянущими винтами. По мере увеличения скорости полета мощность, передаваемая к тянущим винтам, увеличивалась, а передаваемая к несущим – уменьшалась. Несущие винты при максимальной скорости переходили на режим, близкий к самовращению от встречного потока, подобно несущим винтам автожира.

Для уменьшения потери тяги от обдувки крыла винтами в него по всей длине были встроены закрылки большой площади, которые отклонялись на 90° на режимах висения и в полете на малых скоростях. На больших скоростях результирующая подъемная сила на 80-90% создавалась крылом, а продольная сила практически полностью формировалась тянущими винтами с изменяемым шагом. Это позволило винтокрылу во время одного из испытательных полетов достичь скорости 370 км/ч, что было значительно больше скоростей, доступных вертолету. Это было не единственным достоинством винтокрыла: разгрузка несущих винтов на больших скоростях сберегала ресурс агрегатов, узлов и систем, подвергавшихся воздействию динамических нагрузок.

Каким же он был, этот огромный серебристый красавец, для строительства которого пришлось увеличить сборочный цех завода им. Ухтомского, сделав к нему стеклянную пристройку?

Длина планера – 27 м, высота – 10,7 м, длина грузовой кабины – 17,9 м, высота - 2,8 м, ширина – 3,1 м (грузовая кабина Ка-22 превосходила по размерам кабину десантно-транспортного самолета Ан-12). Взлетная масса винтокрыла составляла 43500 кг, масса перевозимого внутри кабины груза – 16500 кг. На вертолете были установлены два газотурбинных двигателя Д-25ВК, два четырехлопастных тянущих винта диаметром 5,7 м, два четырехлопастных несущих винта диаметром 22,5 м. Максимальная скорость винтокрыла достигала 345 км/ч, динамический потолок – 5500 м, практическая дальность полета с топливом во внутренних баках – 450 км/ч.

Планер винтокрыла (полумонокок) состоял из фюзеляжа, хвостового оперения классического самолетного типа, высоко расположенного свободнонесущего крыла и шасси. На концах консолей крыла были закреплены мотогондолы силовой установки, в которых размещались двигатели конструкции П.А. Соловьева и редукторы А.Г. Ивченко. На выходном переднем валу двигателей крепились винты изменяемого шага, а на выходном валу редукторов – несущие винты. Трансмиссия, расположенная в крыле, объединяла два редуктора, обеспечивая синхронизацию частоты вращения левого и правого несущих винтов, а также их вращение только при одном работающем двигателе.

В носовой части фюзеляжа находилась кабина штурмана, имевшая для удобства ориентирования на местности большое остекление.

Носовой отсек по правому борту соединялся с фюзеляжем при помощи петель, а по левому борту фиксировался силовыми механическими замками. При погрузке- выгрузке техники и грузов замки открывались, и отсек поворачивался на 90°, образуя свободный проем в фюзеляже. Над носовым отсеком располагалась кабина пилотов и бортинженера.

Так как винтокрыл сочетал в себе свойства вертолета и самолета, то и в системе управления должны были сочетаться органы летательных аппаратов обоих классов. Разрабатывая ее, конструкторы пришли к такому выводу: на вертолетных режимах, на скорости до 130 км/ч, когда обычные самолетные рули неэффективны, Ка-22 должен управляться по-вертолетному, с помощью несущих винтов, а на скорости более 130 км/ч – рулями высоты, то есть по- самолетному.

Митинг после первого полета Ка-22. Ташкент, 1962 г.

На вертолетных режимах полета вся мощность двигателей практически шла на несущие винты. На самолетных же, по мере увеличения скорости полета, все большая доля мощности силовой установки передавалась тянущмм винтам. Для обеспечения такого «переливания» мощности и поддержания постоянных оборотов несущих и тянущих винтов (и всей трансмиссии) на Ка-22 была применена система автоматического управления двигателями и тянущими винтами. Автоматическое регулирование осуществлялось по контуру подачи топлива и по контуру изменения угла установки лопастей тянущих винтов (как на самолетах с турбовинтовыми двигателями). Эти функции выполнялись регулятором оборотов, автоматами подачи топлива и винтами изменяемого шага.

Важной особенностью винтокрыла являлось то, что после перехода на крейсерский режим полета его жизненно важные агрегаты (несущие винты, главные редукторы и другие) несли лишь 20-40% обычной нагрузки. А это означало существенно больший ресурс и надежность работы этих агрегатов.

Система управления на вертолетных режимах была довольно сложной, требовала создания специальных тренажеров для отработки методики управления и приобретения летчиками навыков пилотирования. Она неоднократно дорабатывалась. Ее окончательное формирование завершилось установкой дифференциального автопилота.

Лопасти несущих винтов Ка-22 имели шарнирное крепление к втулкам, кинематика системы управления лопастями с использованием автомата перекоса не имела принципиальных отличий от кинематики вертолетов одновинтовой схемы. В плане лопасть была трапециевидной формы. Лопасти изготавливались с использованием природных композитов. Шасси винтокрыла – трехопорное, не убирающееся в полете, передняя опора – рычажного типа, с двумя самоориентирующимися колесами.

Интересно, что взлетно-посадочные характеристики Ка-22 были практически такими же, как у легкого самолета O.K. Антонова «Пчелка» (Ан-14). Взлетная дистанция винтокрыла (до преодоления препятствия высотой 24 м) была всего около 300 м, а посадочная дистанция – 13 м.

Первый полет Ка-22 состоялся 20 апреля 1960 года. Осваивая машину и устраняя недостатки, конструкторы и летчики-испытатели доработали ее до характеристик, предусмотренных в проекте. В ходе испытаний при работе двигателей на полную мощность (11 тыс. л.с.) винтокрыл достигал скорости 375 км/ч. Летчик-испытатель Ю. Гарнаев, буквально влюбленный в Ка-22, отмечал, что винтокрыл хорошо управляем на любых скоростях (от скорости висения до максимальной) и высотах полета (до практического потолка).