1410

здания и т.п.). В связи с этим были созданы экранопланы, получившие название «экранолеты» (рис. 2.48), полет которых в крейсерском режиме осуществляется вблизи экрана, в случае необходимости они способны подниматься на относительно большую высоту. Для облегчения взлета двигатели иногда располагают пе-

ред крылом (см. рис. 2.47), направляя поток воздуха под крыло, что создает дополнительную динамическую воздушную подушку.

2.2.4.2. Вертолет

Вертолет – это ЛА тяжелее воздуха (рис. 2.49), совершающий полет за счет тяги, создаваемой одним или несколькими несущими винтами (НВ) по аэродинамическому принципу.

Рис. 2.49. Вертолет Ансат

По сравнению с самолетом вертолет обладает следующими

преимуществами:

1)способностью вертикально набирать высоту и снижаться, совершать вертикальный взлет и посадку;

2)возможностью горизонтально перемещаться вперед, назад, вправо, влево, «висеть» (находиться на одной высоте без движения по горизонту);

71

3)возможностью безопасной посадки при отказе двигателя

врежиме «авторотации» НВ.

Вместе с тем вертолеты имеют серьезные недостатки:

1)малые скорость и высоту полета;

2)сложность пилотирования из-за плохой устойчивости на некоторых режимах полета;

3)возникновение момента вращения на фюзеляже от вращения несущего винта;

4)склонность к вибрациям;

5)высокую стоимость разработки и эксплуатации;

6)сложность конструкции.

Основной частью вертолета является несущий винт, который создает силы, уравновешивающие массу вертолета и обеспечивающие устойчивость, управляемость и возможность движения в вертикальной и горизонтальной плоскостях.

Несущий винт вертолета состоит из нескольких лопастей, представляющих собой крылья большого удлинения, приводимые во вращение двигателем. Лопасть НВ имеет аэродинамический профиль и создает аэродинамическую силу R в набегающем потоке воздуха при ее вращении. Фактически НВ как бы зачерпывает лопастями воздух и отбрасывает его с ускорением вниз, при этом на лопасти действует сила реакции R, направленная в противоположную сторону (вверх). Величина силы реакции (тяги) НВ зависит от угла установки лопастей, или шага винта (угла атаки α лопастей) и частоты вращения НВ (скорости набегающего на лопасти потока воздуха). Для управления тягой НВ пилот отклоняет ручку «шаг-газ», при этом изменяется шаг НВ (масса отбрасываемого воздуха) и сопротивление его вращению (потребная мощность на вращение). Одновременно, с целью сохранения частоты вращения НВ, изменяется мощность на валу двигателя.

В режиме вертикального набора высоты, снижения или «висения» плоскость вращения НВ расположена горизонтально, а центр масс вертолета перемещается вертикально или неподвижен

(рис. 2.50).

72

Рис. 2.50. Вертикальное движение вертолета

Для осуществления горизонтального полета (преодоления аэродинамического сопротивления) вертолета нужна горизонтальная составляющая тяги НВ. Поэтому с помощью автомата перекоса производится наклон плоскости НВ в сторону полета (рис. 2.51, а), что вызывает появление неуравновешенного момента Мz = RНВс. Под действием этого момента вертолет вращается вокруг центра масс до тех пор, пока Мz не станет равным нулю (рис. 2.51, б), т.е. пока линия действия RНВ не пройдет через центр масс вертолета. Вертикальная составляющая тяги НВ уравновешивает силу веса G, горизонтальная составляющая Р – силу аэродинамического сопротивления Х. Моменты аэродинамических сил несущего винта относительно центра масс вертолета взаимно уравновешены: Рb = Ya. Вертолет совершает равномерный прямолинейный полет в горизонтальной плоскости.

Рис. 2.51. Режим горизонтального полета вертолета

73

Для обеспечения наклона плоскости НВ пилот отклоняет в нужную сторону ручку циклического шага, при этом автомат перекоса производит циклическое изменение углов установки лопастей при прохождении ими заданной точки. Увеличение шага НВ осуществляется кратковременным увеличением угла атаки α лопасти (увеличение подъемной силы) с последующим возвращением α к его исходному значению.

Режим авторотации реализуется при отказе двигателя вертолета выводом НВ из зацепления с редуктором. В этом случае НВ, вращаясь в набегающем потоке воздуха, создает подъемную силу Y. Авторотация возможна только при наличии поступательной скорости, она позволяет вертолету «планировать» со снижением.

При вращении НВ на фюзеляже вертолета возникает реактивный момент, противоположный моменту вращения НВ, который необходимо компенсировать. Для компенсации реактивного момента используются следующие схемы: одновинтовая, соосная, продольная, поперечная.

Наиболее распространенные вертолеты одновинтовой схемы с установленным на хвостовой балке рулевым винтом. Одновинтовая схема относительно проста, обеспечивает хорошую путевую управляемость изменением шага (угла атаки лопастей) рулевого винта, однако необходима длинная хвостовая балка с трансмиссией, а отбор мощности от двигателя достигает 8–15 % (рис. 2.52).

У вертолетов соосной схемы вал верхнего винта проходит через полый вал нижнего (рис. 2.53, 2.54). Несущие винты вращаются в противоположные стороны, их реактивные моменты взаимно

гласования частот вращения несущих винтов и рулей на вертикальном оперении. Необходимая подъемная сила достигается при меньшем диаметре НВ, так как суммарное число лопастей увеличивается, что позволяет использовать вертолеты соосной схемы в корабельной палубной авиации и в горной местности.

В качестве недостатков можно отметить более сложную схему редуктора НВ и неблагоприятные условия обтекания нижнего НВ, так как он работает в потоке воздуха от верхнего НВ. Вследствие отмеченных недостатков вертолеты сосной схемы получили наименьшее распространение.

У вертолетов продольной схемы (рис. 2.55, 2.56) несущие винты разнесены вдоль фюзеляжа и вращаются в разные стороны для взаимной компенсации реактивных моментов от вращения. Вертолеты продольной схемы имеют большой объем фюзеляжа и большую грузоподъемность.

75

Вследствие ограничения по длине фюзеляжа, плоскости вращения несущих винтов перекрывают друг друга, поэтому приходится располагать НВ на разной высоте. Основным недостатком данной схемы является то, что задний винт находится в потоке переднего, что ухудшает условия его работы. При неблагоприятных условиях возможен «перехлест» лопастей несущих винтов. Большие габариты вертолетов продольной схемы также создают опре-

рию, что улучшает устойчивость и управляемость. Взаимное влияние НВ прак-

тически отсутствует. Из-за поперечного расположения НВ улучшаются летные характеристики на средних скоростях, допустима значительная перегрузка при взлете с разбегом.

2.2.4.3. Автожир

Автожир (фр. autogyre < гр. autos – сам, gyros – круг, вращение) – это летательный аппарат тяжелее воздуха (рис. 2.58, 2.59), совершающий полет за счет тяги, создаваемой несущим винтом, вращающимся свободно (без привода от двигателя) под действием набегающего потока воздуха.

У автожира режим установившегося самовращения авторотации, в отличие от вертолета, является основным. На режиме самовращения реактивный момент на фюзеляже отсутствует, так как мощность, необходимая для вращения НВ, создается потоком воздуха. Поступательное движение, необходимое для создания набегающего на НВ потока воздуха и преодоления силы аэродинами-

76

ческого сопротивления, обеспечивается тянущим (см. рис. 2.58) или толкающим (см. рис. 2.59) воздушным винтом.

В полете пилот может с помощью ручки управления изменять плоскость вращения НВ, создавая дополнительную горизонтальную силу. Автожир, в отличие от вертолета, не может зависать на одном месте, но имеет низкие взлетную и посадочную скорости, более простую конструкцию, меньшую мощность двигателя. Для разгрузки несущего винта и увеличения подъемной силы в полете автожир может оборудоваться крылом.

2.2.4.4. ЛА вертикального и короткого взлета и посадки

Попытки конструкторов объединить достоинства самолета и вертолета в одном летательном аппарате привели к появлению ЛА вертикального и короткого взлета и посадки (СВВП и СКВП).

СВВП в отличие от обычного самолета имеет нулевую скорость отрыва и посадки, при которой аэродинамическая подъемная сила крыла равна нулю, поэтому необходимая для взлета и посадки подъемная сила создается его силовой установкой. Подъемная силовая установка СВВП должна создавать тягу, на 10–20 % превышающую взлетныйвессамолета. ВгоризонтальномполетевесСВВП уравновешивается аэродинамической подъемной силой, горизонтальная сила обеспечивается той же силовой установкой. СВВП могут иметь силовые установки различных типов: турбореактивные подъемно-маршевые двигатели (ПМД) с поворотными устройства-

77

ми, обеспечивающими отклонение вектора тяги на угол от 0 до 90– 105°; малоресурсные подъемные двигатели (ПД) с малой массой, которые работают только при вертикальном взлете и посадке (рис. 2.60); реактивные или турбовинтовые двигатели в поворотных гондолах на крыле или фюзеляже (конвертопланы) (рис. 2.61).

СВВП с единой силовой установкой содержат только подъем- но-маршевые двигатели (рис. 2.62, 2.63), СВВП с составной силовой установкой – как подъемно-маршевые, так и подъемные двигатели (рис. 2.64, 2.65). В дополнение к аэродинамическим рулям, которые не работоспособны на околонулевых скоростях, СВВП оснащаются газодинамической системой управления углами крена, тангажа и рыскания на режимах вертикального взлета и посадки.

После отрыва ЛА от земли и подъема на безопасную высоту вектор тяги подъемно-маршевого двигателя постепенно отклоняется

вгоризонтальное положение. При этом происходит разгон самолета

иувеличение подъемной силы, создаваемой крылом, которая компенсирует снижение подъемной силы силовой установки (СУ).

По сравнению с обычным самолетом СВВП имеет следующие недостатки: высокую относительную массу силовой установки

mСУ mСУ / mЛА , следовательно, меньшую относительную массу полезной нагрузки mПН mПН mЛА ; низкую экономичность; малый

ресурс двигателей.

Для уменьшения перечисленных недостатков СВВП часто используют самолеты с коротким взлетом и посадкой (СКВП). СКВП отличается меньшими, по сравнению с обычными самолетами, скоростями отрыва и приземления и соответственно меньшими длинами разбега и пробега. Длина разбега и пробега у СКВП уменьшается до величины 400–600 м по сравнению с 1000–2000 м у обычных самолетов.

Для реализации короткого взлета и посадки используют:

•мощную механизацию крыла (щелевые многосекционные закрылки и предкрылки), что позволяет резко повысить площадь крыла и коэффициент подъемной силы сY при взлете и посадке;

•энергетическую механизацию (обдув крыла и закрылков струей газа из реактивного двигателя или от ВВ, струйные закрылки);

•аэродинамические схемы с непосредственным управлением подъемной силой (НУПС) (рис. 2.66, 2.67);

•маршевый двигатель с отклоняемым вектором тяги;

•повышенную тяговооруженность ЛА µ = R/GЛА.

Рис. 2.66. Схема НУПС

79

Рис. 2.67. Корабельный Су-33

СВВП могут иметь также режим короткого взлета, для чего перед взлетом производится разбег при горизонтальном направлении вектора тяги подъемно-маршевого двигателя. В момент отрыва самолета от поверхности вектор тяги отклоняется вниз на нужный угол, а после набора скорости снова принимает горизонтальное направление. Режим короткого взлета по сравнению с вертикальным взлетом позволяет существенно увеличить полезную нагрузку, уменьшить расход топлива, уменьшить время разгона до крейсерской скорости при взлете. При взлете с площадок ограниченных размеров (например, палуба корабля) можно использовать короткий трамплин.

2.2.4.5. ЛА сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полета

Развитие авиации (особенно военной) идет по пути увеличения скорости полета, вплоть до гиперзвуковой. Для определения скорости полета, превышающей скорость звука, обычно используют безразмерную величину – число Маха, или просто число М. Число М показывает, во сколько раз скорость полета V превышает скорость звука а в воздухе М = V/a. Очевидно, что при сверхзвуковом полете М > 1, при дозвуковом – М < 1. Так как скорость звука а зависит от параметров воздуха, она будет иметь различную величину на разных высотах полета, следовательно, скорость полета относительно поверхности земли V при одном и том же значении числа М на разных высотах будет различной.

80