СХЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВ

Классифицировать вертолеты можно по различным признакам, например, по виду привода несущего винта, числу винтов, их расположению или по методу компенсации реактивного момента несущего винта (НВ).

Реактивный момент возникает при вращении НВ. Он поворачивает корпус вертолета в сторону, противоположную направлению вращения винта.

При одинаковой мощности двигателей реактивный момент у вертолета значительно больше, чем у самолета, так как несущий винт вертолета делает 200—350 об/мин, а винт самолета 2000— 2 500 об/мин. По способу компенсации реактивного момента НВ различают шесть основных схем вертолетов (рис. 1.5): одновинтовая с рулевым винтом; двухвинтовая соосная; двухвинтовая продольная; двухвинтовая поперечная; многовинтовая; с реактивными двигателями (или «оплами), установленными на лопастях несущего винта.

Одновинтовая схема с рулевым винтом (рис. 1.5, а) предложена Б. Н. Юрьевым в 1910 г. и в настоящее время имеет наибольшее распространение. Реактивный момент несущего винта компенсируйся моментом от тяги, развиваемой винтом меньшего диаметра, который установлен в хвостовой части фюзеляжа. Хвостовой винт приводится во вращение тем же двигателем, который вращает и не- сУЩий винт через трансмиссию. Трансмиссия включает в себя редукторы, валы, муфты. Тяга рулевого винта, а значит, и момент, Издаваемый ею, могут изменяться, что н используется для путевого управления вертолетом. Существуют вертолеты, у которых для компенсации реактивного момента вместо рулевого винта исполь»

 

зуется реактивная тяга газов двигателей или воздуха от компрер сора. Однако такие схемы не получили широкого распространи ния главным образом из-за потери управляемости аппарата во вре; мя снижения его с авторотирующим НВ при отказе двигателя, 1 также вследствие значительных потерь мощности двигателя в по лете.;

Вертолеты соосной схемы (рис. 1.5, б) имеют два противопо ложно вращающихся на одной оси с одинаковой частотой винта расположенных друг над другом. Поскольку геометрические раз меры, форма лопастей, углы атаки и частота вращения верхнего 1 нижнего винтов одинаковы, то реактивные моменты их взаимш уравновешиваются. Путевое управление осуществляется дифферен циальным изменением углов установки лопастей верхнего и ниж него винтов. На несущих винтах при этом возникает разность кру тящих моментов, что и приводит к повороту корпуса

вертолета ] требуемую сторону. Часто для улучшения путевого управлениз вертолет соосной схемы снабжают рулями поворота, действие ко торых подобно действию аналогичных рулей на самолете.

Вертолеты продольной схемы (рис. 1.5, в) выполняются с дву мя несущими винтами, установленными на концах фюзеляжа (тан -ем). В полете они вращаются с одинаковой частотой в противоположные стороны, вследствие чего взаимно уравновешиваются иХ реактивные крутящие моменты. Для избежания при горизонтальном полете вредного влияния переднего винта на задний плоскость вращения последнего располагается выше плоскости враще-ния переднего винта. Обычно расстояние между осями несущих винтов меньше их диаметров. В таком случае говорят, что винты работают с перекрытием. Для предотвращения столкновения лопастей обязательна синхронизация вращения винтов, необходимая и для взаимного уравновешивания крутящих моментов.

Вертолеты двухвинтовой поперечной схемы (рис. 1.5, г) имеют два несущих винта, разнесенные по бокам фюзеляжа. Винты вращаются в противоположных направлениях с одинаковой частотой, вследствие чего уравновешиваются реактивные крутящие моменты. У вертолетов поперечной схемы для крепления несущих винтов рационально применять крыло, которое в полете с поступательной скоростью разгружают несущие винты. Для уменьшения по-перечных размеров вертолета несущие винты иногда устанавливают на фюзеляже очень близко друг к другу. В этом случае вращающиеся лопасти проходят над втулкой соседнего винта, но их оси вращения наклонены. Такие вертолеты получили наименование двухвинтовых вертолетов поперечной схемы с перекрещивающимися винтами. В этой схеме должна быть обеспечена надежная синхронизация вращения винтов, полностью исключающая возмо-жность столкновения лопастей.

Многовинтовая схема применяется на вертолетах с большой полетной массой. Сложность конструкции трансмиссии и управления пока ограничивают возможность создания вертолетов с числом несущих винтов более двух, но все же с определенной долей оптимизма можно ожидать в ближайшем будущем вертолеты с тремя-че- тырьмя несущими винтами, способными перевозить грузы массой 70—100 т на 100—200 км. Для перевозки более тяжелых грузов предпочтительной представляется схема, сочетающая вертолет и дирижабль.

Вертолеты с реактивными двигателями (рис. 1.5, д, е) имеют на лопастях несущего винта небольших размеров реактивные двигатели или сопла, к которым по трубопроводам, находящимся внутри лопастей, подходят либо продукты сгорания реактивного двигателя, расположенного в фюзеляже, либо сжатый воздух от компрессора. В результате при истечении продуктов сгорания или воздуха возникает реактивная тяга, которая вращает несущий винт.

Вследствие того, что крутящий

момент создается непосредственно на несущем винте, реактивный момент на корпус вертолета почти не передается Каких-либо устройств для уравновешивания л

1 Строго говоря, несущий винт вертолета с реактивным двигателем передает на корпус небольшой момент трения в подвеске несущего винта, но этот момент, стремящий повернуть фюзеляж в сторону вращения винта, несоизмеримо меньше Реактивного крутящего момента, возникающего у вертолетов с механическим приводом.

реактивного крутящего момента не требуется, а поэтому реактив; ные вертолеты строятся по наиболее простой одновинтовой схеме У таких вертолетов отпадает необходимость в установке сложно! и громоздкой трансмиссии для передачи мощности на винт. П( этим причинам реактивные вертолеты в сравнении с вертолетам! с механическим приводом несущего винта имеют более простуц конструкцию, больший полезный объем грузовых и пассажирски^ кабин, лучшую весовую отдачу. Однако при создании реактивны^ вертолетов возникают такие трудности:1

сложность создания малогабаритных реактивных двигателе^ устойчиво работающих в поле больших центробежных сил;

большой расход топлива;I

двигатели и сопла, установленные на лопастях, ухудшают аэр<3 динамические характеристики несущего винта, что особенно сказы вается в режиме авторотации;1

сложность конструкции втулки и лопасти несущего винта компрессорным приводом.

Некоторые конструкции реактивных вертолетов имеют хвостс вые винты, но они служат для обеспечения путевого управления поэтому имеют небольшие размеры и потребляют небольшую МОЦ ность.

Не нужно смешивать реактивные вертолеты с вертолетами, име ющими газотурбинные двигатели с механической передачей мощна сти на несущий винт. Последние по способу передачи реактивноп момента на фюзеляж ничем не отличаются от вертолетов с порш невыми двигателями.

1.5. ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ ЛЕГЧЕ ВОЗДУХА|

Аэростат — летательный аппарат легче воздуха. Известно, чт всякое тело, погруженное в жидкость или газ, испытывает действи выталкивающей силы Р, направленной вверх. Применительно к аз ростату, находящемуся в воздухе, выталкивающая сила

Вес аэростата складывается из веса конструкции и полезной на грузки б,« и веса газа (?Г| находящегося во внутренней полости аэ ростата,

Из приведенных соотношений видно, что полет аэростата воз можен, когда выталкивающая сила будет больше или равна весч аэростата.1

Подъемная сила У=Р—С=^К(рв—рг) — 0К будет тем больше чем меньше плотность газа, наполняющего оболочку, и меныш

20I?

, вес аэростата. С подъемом на высоту плотность воздуха рв уменьшается

и, если объем газа, наполняющего оболочку аэростата, сохраняется неизменным, то подъемная сила К также уменьшается. Эта закономерность ограничивает предельную высоту полета аэростата. Обычно оболочку аэростата заполняют легкими газами, такими как водород или гелий. Для этой цели может быть использован также и подогретый воздух. На уровне моря при температуре 0°С плотность воздуха рв= 1,2928 г/л, водорода рВод=0,0899 г/л, гелия ргел = 0,17846 г/л. Отсюда следует, что 1 м3 водорода, помещенный в газонепроницаемую оболочку, создает силу, способную поднять массу 1,2039 кг, а 1 м3 гелия — массу 1,1142 кг.

Первый полет аэростата был совершен в 1783 г. в Париже на аэростате, который создали французы братья Ж. и Э. Монгольфье. Этот аэростат был заполнен подогретым воздухом. Полет длился 25 мин.

Различают аэростаты неуправляемые и управляемые (последние, обычно, называются дирижаблями). Неуправляемые аэростаты, в свою очередь, делятся на свободные и привязные. Свободный аэростат (рис. 1.6) представляет собой сферическую оболочку из прорезиненной хлопчатобумажной ткани, к которой пришивается пояс для крепления строп. Нижние концы строп крепят к строповому кольцу, к которому подвешивают гондолу.

Герметическим гондолам придают шарообразную форму. В гондоле размещаются экипаж, пассажиры, приборы, необходимые запасы и оборудование. К гондоле крепится гайдроп — канат с якорем, предназначенный для торможения аэростата при посадке. Под гондолой или на бортах ее размещают балласт (песок в мешках).

В верхней части оболочки предусмотрен клапан для выпуска газа- Для управления клапаном служит веревка, конец которой находится в гондоле. В нижней части оболочки расположен патрубок для наполнения аэростата газом и свободного выхода излишков его при нагревании оболочки аэростата в полете. Этим устраняется повышение давления в оболочке. К верхней части обшивки приши

вают лапы, к которым крепятся поясные веревки, удерживающие] аэростат на земле перед полетом.’

Свободные аэростаты перемещаются в воздухе под действием ветра, управлять ими можно только в вертикальном направлении, т. е. изменять высоту полета. Для подъема аэростат облегчают, выбрасывая часть балласта, которым служит песок в мешках. Для снижения аэростата открывают клапан и выпускают немного газа, в результате чего подъемная сила уменьшается и аэростат опускается.

Свободные аэростаты широко применяются в настоящее время для научных исследований атмосферы, испытания различного авиа* ционного оборудования и спортивных целей. На свободном аэростате «Осовиахим-1»

объемом 24 920 м3 с герметической гондолой в 1934 г. стратонавты П. Ф. Федосеенко, А. Б. Васенко и И. Д. Усы-; скин достигли высоты 22 000 м.

К свободным аэростатам относятся небольшие баллоны-зонды, шары-пилоты и радиозонды, применяемые для метеорологических наблюдений и поднимающиеся на очень большую высоту. Оболочки таких аэростатов изготовляют, как правило, из искусственного прозрачного материала. Привязные аэростаты используют для метеорологических наблюдений, корректировки артиллерийского огня, защиты городов, военных и промышленных объектов от налета вражеской авиации и т. п. Подъем и спуск привязного аэростата осуществляется лебедкой.

Дирижабль (рис. 1.7)—управляемый аэростат, который состоит из корпуса, оперения и гондолы. Корпус 1 имеет удлиненную форму с тупой носовой частью и заостренной кормой, чтобы получить минимальное лобовое сопротивление. Оперение состоит из горизонтальных 9 (стабилизатор) и вертикальных 8 (киль) неподвижных поверхностей и из подвижных горизонтальных рулей высоты 10 и вертикальных рулей направления 11. Гондолы 3 (одна или несколько) служат для размещения экипажа, пассажиров, двигателей и оборудования.

1 — корпус-оболочка; 2 — стропи подвески гондолы: 3 — гондола; 4 — амортизатор; 5

силовая установка; 6 — баллонет; 7—j:o<:~:.ih г. !:.&gt

Рис. 1.8. Самолетодирижаблн (проекты):

; — :фыло; 2 и 8 — силовые установки; 3 н 6 — кабины экипажа: 4 — поворотное шасси;

5 — груз; 7 — корпус; 9 — оперение; /0 — грузовая платформа

Дирижабли бывают мягкие, полужесткие и жесткие. У мягких дирижаблей, обычно объемом 1 000—7 000 м3, матерчатый корпус служит и оболочкой для газа. К корпусу-оболочке при помощи строп 2 подвешена гондола 3 с силовой установкой 5. Оболочка дирижабля изготовлена из прочной прорезиненной ткани. Внутри оболочки размещен баллонет из двухслойной прорезиненной материн, прикрепленной к оболочке. Баллонет служит для сохранения постоянной подъемной силы и формы оболочки дирижабля и поэтому в нем всегда поддерживается избыточное давление. При подъеме на высоту или при нагревании газа часть воздуха из баллонета удаляется, а при уменьшении давления воздух в баллонет нагнетается вентилятором. На рисунке граница занимаемого баллонетом объема показана пунктиром. Под гондолой расположены два воздушных амортизатора 4, смягчающих удар в момент приземления дирижабля. Для удержания дирижабля на старте и при посадке служат поясные веревки 7.

Примером мягкого дирижабля может служить советским дирижабль В-3 объемом 6 500 м3, построенный в 1932 г. Длина его 63,5 м, наибольший диаметр 10,3 м, скорость полета 100 км/ч. На дирижабле установлены два двигателя.

У полужестких дирижаблей объемом 8 000—35 000 м3 по всей длине нижней части

корпуса’ имеется жесткая килевая ферма, которая сваривается из стальных труб или склеивается из дюралюминиевых профилен.

Ферма — основной элемент конструкции н используется для размещения груза, баков для топлива и балласта, в качестве которого часто используют воду. В килевой ферме по всей ее длине имеется продольный П-ОХОД. В обшивке из авиационного полотна сделаны люки для прохода в м отопи: ;долы и для сбрасывания балласта и гайдропа. В каждой мотогондоле размещается двигатель с топливной, масляной и другими системами, приборная доска, сиденья механика и переговорное устройство, связывающее механика с командиром. Гондолы выполнены из дюралюминиевого каркаса и полотняной обшивки, покрытой аэролаком. В главно:: гондоле размещаются экипаж, пассажиры и навигационное оборудование. Советский полужесткий дирижабль В-б имеет следующие параметры: объ- 19 400 м3, полезная нагрузка 9 640 кг, масса конструкции 11 500 кг, верти-кальная скорость 1 м/сек.

Жесткие дирижабли имеют объем до 200 000 м длина их достигает 250 м, ^наибольший диаметр превышает 40 м, полезная нагрузка достигает 100 т. Корпус жесткого дирижабля представляет собой набор продольных (стрингеры) и поперечных (шпангоуты) элементов, изготовленных из дюралюминиевых профи- леи. Обшивка может быть металлической и из стеклопластика, она придает ди-рижаблю обтекаемую фир^’. Спчтрн корггч-а размещены баллонеты, заполнен- газом и воэлухо.а.

Представление о том, что набор высоты можно осуществить, если сбрасЦ вать балласт, а снижение — если выпускать несущий газ, ошибочно. Для изм«^ нения высоты достаточно небольшой вертикальной составляющей скорости, кот| торую получают отклонением рулей высоты или вектора тяги двигателей.

Производство дирижаблей в СССР было начато в 1924 г. В 1931 г. пр^ Главном Управлении гражданского воздушного флота был создан комбинат^ «Дирижаблестрой», успешно освоивший проектирование и строительство мягкий и полужестких дирижаблей.

Расцвет дирижаблестроения приходится на 30-е годы. К тому времени были созданы дирижабли, способные перевозить до сотни пассажиров и десятки тона груза, летать на неограниченно большие расстояния, многие сутки держаться в воздухе. Но несколько крупнейших катастроф, пожаров и взрывов, в результате которых погибли люди, произвели сильное впечатление на общественное мнение^ Дирижабли стали считать ненадежным видом транспорта. В годы Великой Оте^ чественной войны использовали дирижабли В-12 объемом 3000 м3. Незадолго до окончания войны был построен дирижабль «Победа» объемом 5 000 м3, имевши^ отличные летные качества. Дирижабли не выдержали конкуренции с самолетами! н их строительство в сороковые годы прекратилось. Однако сейчас дирижаблестроение возрождается на новой технической основе. В

частности, замена водси рода гелием устранила пожарную опасность. Появились новые материалы для изготовления оболочек и элементов конструкции, легкие и мощные двигатели^ усовершенствованное электро-, радио- и спецоборудование. Разработаны и освое^ яы с помощью ЭВМ методы расчета прочности, устойчивости, управляемости^ Все это позволяет по-новому решать проблемы проектирования, изготовления ц эксплуатации дирижаблей.!

дирижабли не требуют аэродромов с дорогими взлетно-посадочными поло-^ сами, достаточна лишь стартовая площадка с причальной мачтой. Безопасность полета в малой степени зависит от отказов двигателей, систем управления, ошибок в пилотировании. Очень ценные качества дирижабля — неограниченная про-должительность полета, возможность зависать неподвижно в воздухе и летать в диапазоне скоростей от нуля (дрейф с попутным ветром) до максимальной.

Основные трудности при эксплуатации дирижаблей связаны с принципом создания подъемной силы. Дирижабли имеют большие размеры. Например, дирижабль грузоподъемностью в 100 т должен иметь длину около 160 м и диаметр »5 м. Это размеры большого океанского судна. Английские конструкторы разра-, ботали проект дирижабля длиной 350 м и диаметром 75 м, рассчитанного на пе-ревозку 500 т груза со скоростью до 160 км/ч. При таких размерах неминуемо возникают трудности с обеспечением полета и швартовкой при сильном ветре. Опасно обледенение, удар молиии. Очень сложен вопрос балансировки. На довоенных дирижаблях это достигалось приемом на борт дирижабля балласта весом, равным весу груза. Но это не всегда возможно, например, при использовании дирижабля на строительно-монтажных работах. Можно изменять подъемную силу, охлаждая или нагревая газ, заключенный в оболочку, но этот процесс занимает много времени и требует большой затраты энергии. Можно сжимать н хранить несущий газ в стальных баллонах, но последние вместе с компрессорами имеют большой вес. Предлагаются конструкции, представляющие собой «гибриды»— самолетодирижабли, вертолетоднрнжабли (рис. 1.8). Самолетодирижабли имеют крылья, создающие при поступательном полете подъемную силу, которая суммируется с аэростатической подъемной силой дирижабля. Спрофилированный фюзеляж также создает подъемную силу. Аэростатическая подъемная сила урав-новешивает вес конструкции дирижабля. Подъемная сила крыльев и корпуса дирижабля несет полезную нагрузку. Имеются проекты, где силу, необходимую для подъема груза, получают при помощи силы тяги подъемных турбореактивных или турбовинтовых двигателей. У вертолетодирнжаблей для создания подъемной силы предполагается использовать несущие винты вертолетов.

Глава 2 ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИКИ