§ 4. Аэродинамические характеристики фюзеляжа

Аэродинамические характеристики фюзеляжа получены при испытаниях в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ. Испытания делались на модели фюзеляжа, уменьшенной в 8 раз при нали­чии втулки шасси и стабилизатора.

Су

-0,01

ю

-10

-20

-от

Рис. 24. Зависимость коэффициентов

лобового сопротивления и подъемной

:илы фюзеляжа от углов атаки

фюзеляжа

Н а рис. 24 представлены кривые изменения коэффициентов подъемной силы фюзеляжа*. Суф я лобового сопротивление с_хф в зависимости от углов] атаки. Угол атаки фюзеляжа отсчитывается от его продоль-^: ной строительной оси. Как вид­но по кривой, коэффициент подъемной силы фюзеляжа ра­вен нулю при угле атаки не­сколько больше 1°. Это значит, что фюзеляж аэродинамически несимметричен, как несиммет­ричен и геометрически. На уг­лах атаки больше 1° коэффи­циент подъемной силы, а зна­чит, и подъемная сила будут положительными, на углах ата­ки меньше '1° — отрицательными.

Коэффициент подъемной силы фюзеляжа с_уф отнесен к ско­ростному напору и площади, ометаемой несущим винтом. Поэто­му подъемная сила фюзеляжа определяется по следующей фор­муле:

У -с ^² Р

¹ ф—^СУ ф ~^~ ^л ом-

Как видно по кривой, минимальное значение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа будет при угле атаки, рав­ном нулю. На углах атаки больше или меньше нуля коэффици­ент сопротивления фюзеляжа увеличивается. Следовательно, выгодно совершать полет на углах атаки фюзеляжа, равных ну­лю или близких к нему. Для того чтобы на крейсерских скоро-стях полета угол атаки был близок к нулю, и предусмотрен угол заклинивания вала несущего винта, который у вертолета Ми-8 составляет 4,5°.

59

Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа с_Хф так же, как и с_Уф, отнесен к скоростному напору и площади, ометае-мой несущим винтом, поэтому лобовое сопротивление фюзеляжа может определяться по следующей формуле:

X -с ^яУ2 Р

^Ф—^схф ~т^~ ^ом-Концевая балка, состоящая из килевой балки и съемного обтекателя, имеет общую площадь 1,3 м². Съемный обтекатель образует задний обвод килевой балки и является аэродинами­ческим килем, улучшающим путевую устойчивость вертолета.

§ 5. Характеристика хвостового винта

Геометрические параметры хвостового винта, устанавливае­мого на вертолет Ми-8, следующие: диаметр 3,908 м, профиль ло­пастей КАСА-230М, лопасть геометрической закрутки не имеет. Форма в плане — прямоугольная, коэффициент заполнения 0,135, характеристика компенсатора взмаха 1, максимальный шаг 18°13^/, минимальный шаг —9°48^/, (вес винта 118 кг, число лопа­стей 3.

Кинематические характеристики хвостового винта следую­щие.. Лопасти имеют осевые шарниры, позволяющие изменять общий шаг хвостового винта. Втулка хвостового винта типа «кар­дан», дающая совмещение горизонтальных шарниров всех трех лопастей. Кардан обеспечивает маховые движения всех лопастей одновременно, тем самым подъемная сила перераспределяется по ометаемой поверхности винта в поступательном полете. От условной плоскости вращения лопасти могут совершать маховые движения в следующих пределах: максимальный угол взмаха 8°, максимальный угол свеса 10°. Кроме того, при взмахе лопастей срабатывает компенсатор взмаха с характеристикой, равной 1. Поэтому более точно подъемная сила перераспределяется по ометаемой винтом поверхности.

В поступательном полете хвостовой винт, как и несущий, за счет маховых движений образует завал фактической плоскости вращения винта и его тяги, поэтому тяга хвостового винта соз­дает продольную и боковую силы.

С 1970 г. на вертолете Ми-8 устанавливается новый хвостовой винт с теми же геометрическими и кинематическими характери­стиками, что и у указанного выше, но с большим диапазоном максимального шага: максимальный шаг 21° + 30', минимальный —7°±25'.