Согласно данным специалистов в настоящее время вертолеты составляют около 40-50% парка всех ЛА мира, находящихся в эксплуатации. Темпы роста парка гражданских вертолетов составляют около 15% в год. Столь широкое распространение вертолеты получили благодаря определенным преимуществам по сравнению с другими типами летательных аппаратов. Среди этих преимуществ наиболее существенными являются способность вертолета зависать на месте и выполнять вертикальный подъем и спуск. Это позволяет совершать взлет и посадку на ограниченном пространстве и, по существу, переводит вертолет в класс безаэродромных летательных аппаратов. Благодаря указанным достоинствам вертолет способен выполнять задачи, недоступные самолетам. К числу таких задач относятся крано-монтажные работы, перевозка пассажиров и грузов в районы, не имеющие взлетно-посадочных полос, авиахимработы в труднодоступных местах, над садами и виноградниками. Широкий диапазон скоростей полета способствует применению вертолетов в поисково-спасательных операциях, инспекционных и осмотровых полетах. Дальнейшее совершенствование вертолетной техники повышает конкурентоспособность ее применения по сравнению с самолетами в транспортных перевозках на малые и средние расстояния, а также с другими видами транспорта.
Растет роль вертолетов и в военных сферах применения. Вертолет прошел путь от применения в качестве связного и легкого разведывательного до тактического транспортного и основного боевого летательного аппарата. В последнее время существенно возросла роль вертолета в качестве средства противодействия тактическим средствам ведения военных действий, таких как бронетанковая техника, артиллерийские орудия, вертолеты и даже самолеты.
По данным на конец мая 1996 г. в невоенных сферах используется 26658 вертолетов. Из этого числа на различные схемы приходится:
- двухвинтовой поперечной схемы - 1 аппарат (опытный экземпляр);
- конвертопланы - 3 аппарата (опытные экземпляры);
- двухвинтовой продольной схемы - 50 аппаратов (0.19%);
- двухвинтовой с перекрещивающимися винтами (синхрокоптеры) - 53 аппарата (0.2%);
- двухвинтовой соосной схемы - 466 аппаратов (1.74%).
Вертолеты одновинтовой схемы составляют большинство используемых гражданских вертолетов - 97.8% (26 085 аппаратов). Среди них:
- с реактивным приводом несущего винта и рулем направления в потоке газа за газотурбинным двигателем силовой установки - 9 аппаратов (в настоящее время серийно не строятся);
- с системой NOTAR- 131 аппарат (0.5%);
- с фенестроном - 571 аппарат (2.19%).
Парк военных вертолетов превышает аналогичный гражданский. Среди вертолетов военного назначения доля вертолетов, отличных от одновинтовой схемы, больше, чем среди вертолетов гражданского применения. По приближенным оценкам их количество не превышает 4-6% от общего количества военных вертолетов. Это обусловлено влиянием неэкономических факторов, способствовавших принятию на вооружение того или иного типа вертолета: ограничение по габаритам базирования для палубных вертолетов, сложность обеспечения потребной грузоподъемности на первых этапах развития вертолетной техники, недостатки, присущие схеме с рулевым винтом.
Вертолеты одновинтовой схемы составляют 94-96% парка военных вертолетов. Налицо явное доминирование вертолетов этой схемы, составляющих около 93-95% общего парка вертолетов мира. Как отмечается в специальной литературе, вертолеты, и прежде всего - вертолеты классической одновинтовой схемы, по-прежнему занимают главенствующее положение в безаэродромной авиации.
Достоинства вертолетов одновинтовой схемы с механическим приводом несущего винта, а именно: энергетическая эффективность, конструктивная простота, высокая надежность и отработанность конструкции, - обусловили столь широкое их распространение. Вертолеты других схем имеют определенные преимущества в узком диапазоне режимов висения и малых скоростей полета (соосная и синхрокоптер), однако уступают одновинтовой схеме по показателю транспортной эффективности как наиболее важному параметру, характеризующему экономическую эффективность летательного аппарата.
Среди вертолетов одновинтовой схемы с механическим приводом несущего винта наибольшее количество составляют аппараты с рулевым винтом в качестве средства обеспечения путевой балансировки и управления. Рулевой винт, имеющий поперечную ось, располагают на длинной хвостовой балке (рис.1). Эту схему называют (классической), поскольку она нашла наибольшее применение на практике благодаря своим достоинствам. Эффективность вертолетов, построенных по подобной схеме, высока для всех классов вертолетов.
Вместе с тем, рулевой винт обладает рядом серьезных недостатков. Затраты мощности для парирования реактивного момента несущего винта составляют 8-11% мощности, потребной для вращения несущего винта на режиме висения. При разворотах на висении, особенно на статическом потолке, и режимах вертикального подъема затраты могут составлять 16-20% и более. При этом нижней границе диапазона соответствует меньшее значение нагрузки на диск рулевого винта, что приводит к росту его диаметра и значительному увеличению его массы. Ограничения, накладываемые на рулевой винт и его трансмиссию по условиям прочности, приводят к ограничениям скорости разворота на висении и скорости бокового полета. При больших скоростях полета рулевой винт создает значительное вредное сопротивление. Для разгрузки рулевого винта в горизонтальном полете и повышения транспортной эффективности полета, а также для повышения путевой устойчивости применяют килевые поверхности, имеющие несимметричные профили. В результате обдувки киля и хвостовой балки потоком от рулевого винта повышается потребная тяга рулевого винта. Вредная поперечная сила, создаваемая килем, может достигать 10-15% тяги рулевого винта. Следовательно, в результате такого влияния оперения на работу рулевого винта увеличиваются затраты мощности, необходимые для обеспечения путевой балансировки вертолета.
Как известно, рулевой винт является источником звуковых колебаний. Создаваемая рулевым винтом тяга мала по сравнению с аналогичной для несущего винта, однако частота создаваемых им колебаний выше. Человеческое ухо более восприимчиво к высокочастотным колебаниям. Поэтому уменьшение шума, создаваемого рулевым винтом, становится одной из главных задач при снижении общего уровня шума.
Некоторое снижение высокочастотных составляющих шума возможно при таком вращении рулевого винта, когда верхняя лопасть становится наступающей. Это снижает количество звуковых пульсаций, обусловленных пересечением рулевым винтом вихревых жгутов в пелене от несущего винта. Подобная мера была использована для снижения уровня шума британского вертолета "Lynx". Однако, такое решение увеличивает в 1.22 раза затраты мощности на вращение рулевого винта по сравнению с использованием наступающей нижней лопасти. Следовательно, при снижении шума, создаваемого рулевым винтом, увеличиваются затраты мощности на его вращение.
С целью снижения шума, создаваемого рулевым винтом, на вертолетах AH-64 "Апач" и Ми-28 применены Х-образные четырехлопастные рулевые винты, угол между парами у которых составляет 55 и 60 градусов соответственно. Использование неравного расстояния между парами лопастей привело к уменьшению четвертой гармоники внешних сил. Однако проблема высокочастотного шума, создаваемого рулевым винтом, остается важной для вертолетов классической схемы, препятствуя их более широкому распространению для пассажироперевозок в густонаселенных районах.
Исследования, проведенные армией США, показали, что рулевые винты являются причиной 10% инцидентов на вертолетах. Во время боевых действий во Вьетнаме армия США потеряла 256 вертолетов из-за выхода из строя рулевого винта при задевании за различные препятствия или поломке трансмиссионного вала. Кроме того, наличие рулевого винта повышает опасность для наземного персонала, уязвимость и массу конструкции, затрудняет обслуживание, уменьшает живучесть, осложняет продольную центровку и компоновку. Разновидностью рулевого винта, призванной обеспечить безопасность при пилотировании у земли, является винт в кольце, применявшийся на опытном вертолете "Bell 400" (рис.2), а также использующийся в настоящее время на ультралегких вертолетах фирмы "Light's American Sportcopter International Inc." - "Ultrasport 255, 331 и 496".
Рулевой винт является источником периодических возбуждений, передаваемых на конструкцию. Нагружение рулевого винта отличается существенной нестационарностью воздействия внешних сил, что обусловлено влиянием периодических пульсаций вихревой пелены от несущего винта. В настоящее время не существует расчетных методов, способных с достаточной долей точности рассчитать условия нагружения рулевого винта. Все это уменьшает срок службы рулевого винта и элементов его трансмиссии. При увеличении удельной нагрузки на несущий винт относительный размер рулевого винта увеличивается, что приводит к росту массы всей системы компенсации и хвостовой балки.
Рулевой винт подвержен повреждениям от ударов гравия и других предметов, поднимаемых с земли потоком несущего винта при взлете и посадке, или кусочков льда, отбрасываемых лопастями несущего винта при обледенении.
Рулевой винт большинства вертолетов работает на околосрывных режимах в условиях эксплуатации на предельных высотах с максимальной загрузкой. Предельная скорость установившегося разворота на висении определяется параметрами нагружения рулевого винта. Проведены исследования способов повышения его эффективности. Увеличение заполнения рулевого винта ведет к значительному росту нагрузки в системе управления. Рост окружной скорости приводит к существенному увеличению шума, создаваемому рулевым винтом. Применение несимметричных профилей хотя и повышает эффективность рулевого винта в небольшом диапазоне, однако ухудшает характеристики на режиме авторотации и усложняет конструкцию лопастей. Таким образом, рулевой винт обладает небольшим запасом по срыву на предельных режимах полета вертолета.
Существуют достаточно жесткие летные ограничения по угловой скорости разворота вертолета на висении, определяемой темпом отклонения педалей, а по существу - скоростью изменения шага рулевого винта, а также угловой скоростью рыскания. Они обусловлены неблагоприятным для динамической прочности и ресурса лопастей возрастанием нагружения рулевого винта. Развороты одновинтового вертолета на висении разрешается выполнять с угловой скоростью 10-20 градусов в секунду, причем большие цифры соответствуют вертолетам типа Ми-2. Для вертолета Ми-34 предельная скорость разворота составляет около 60 град/сек. Соответственно отклонения педалей в сторону разворота должны быть плавными, а при изменении направления вращения не следует допускать полного перемещения педалей быстрее, чем за 3 секунды.
На режиме обдувки справа или развороте влево для несущего винта левого вращения вертолет становится статически неустойчивым, так как потребный для равновесия шаг рулевого винта увеличивается, особенно для рулевого винта с движением нижней лопасти назад. При этом потребное значение угла установки лопастей рулевого винта может достигнуть предельных значений при большой боковой скорости. Такая особенность поведения рулевого винта обусловлена влиянием на рулевой винт вихревой пелены от несущего винта. При этом перемещения педалей путевого управления требуют увеличения угла установки рулевого винта, что является обратной реакцией по отношению к естественному уменьшению угла установки на этих режимах.
Влияние этого явления будет тем сильнее, чем больше нагрузка на несущий винт. Кроме того, подобная путевая неустойчивость проявляется в различной угловой скорости вертолета при развороте с постоянным положением педалей в зависимости от угла скольжения. В целом выполнение разворотов на висении в условиях ветра заметно усложняется по сравнению со штилем. Поэтому развороты в любую сторону на любой угол с предельно допустимой скоростью разрешены только при скорости приземного ветра не более 5 м/сек.
Недостатком вертолета с рулевым винтом является также существенная зависимость балансировочного положения педалей путевого управления от режимов полета, а значит и положений рычагов управления общим и циклическим шагом. На переходных режимах полета это требует постоянных компенсирующих перемещений органами управления, в частности, педалей рулевого винта, что утомляет пилота. Перекрестные связи в различных каналах управления существенно усложняют управление.
Описанные недостатки стимулируют активные исследования альтернативных способов обеспечения путевой балансировки. Среди получивших распространение систем обеспечения путевой балансировки и управления применяются винт в кольце (или фенестрон), а также система NOTAR.
Фенестрон представляет собой винт в профилированном кольцевом канале с поперечной осью. Впервые применен на вертолете французского производства SA-341 "Gazelle", совершившем первый полет в апреле 1968 года. В настоящее время по данной схеме строятся вертолеты европейского производства, AS-341/342 "Gazelle" (рис.3), AS-360/361 "Dauphin", AS-365/366/565 "Dauphin 2", EC-120, EC-135. С применением фенестрона возможно появление других вертолетов, находящихся в настоящее время на стадии проектирования. Среди опытных вертолетов, использующих фенестрон, можно назвать российский Ка-62, американский RAH-66, японский OH-X.
Подобная система практически исключает опасность задевания препятствия при маневрировании вблизи неподготовленной площадки. Существенно увеличивается безопасность работ обслуживающего персонала, особенно в условиях плохой видимости (ночью, в туман). Повышается надежность как отдельных агрегатов, так и вертолета в целом. На режимах авторотации существует повышенная безопасность благодаря наличию развитого киля, обеспечивающего при полете вперед компенсацию реактивного момента несущего винта. Отпадает необходимость в промежуточном редукторе рулевой трансмиссии и перегибе хвостовой балки. Уменьшаются переменные напряжения в элементах конструкции фенестрона, особенно на режимах больших скоростей полета, и повышается срок их службы.
При горизонтальном полете винт фенестрона значительно разгружается и потребляет меньшую, чем рулевой винт, мощность. Для вертолета SA-341 на скорости 250 км/час этот выигрыш составляет 70% или 3,6% от полной мощности. С учетом роста затрат мощности на преодоление индуктивного сопротивления киля выигрыш составит около 2%.
Вертолет с фенестроном лишен недостатка, характерного для вертолета классической схемы - путевой статической неустойчивости при боковой обдувке. При различных азимутах ветра силой в 30 узлов (55 км/час) на висении потребные перемещения педалей путевого управления соответствуют нормальным движениям, не выявляя режимов типа "вихревого кольца". При этом запасы управления превышают 45% хода правой педали от нейтрального положения.
Запасы управления для вертолета с фенестроном более чем достаточны по условиям обеспечения безопасности полетов. Например, на режиме висения положение правой педали соответствует 37% ее хода от нейтрального положения. В связи с этим, вертолет имеет превосходные характеристики управляемости. Достаточно отметить, что при даче педали путевого управления на 10% хода от нейтрального положения в любую сторону на режиме висения установившаяся угловая скорость вращения вертолета составляет около 40 градусов в секунду. Таким образом, при полной даче правой педали на режиме висения угловая скорость установившегося разворота может достигать величин 150 градусов в секунду и более. На режиме висения реакция вертолета на дачу педалей становится несимметричной, однако это малозаметно.
К основным недостаткам подобной системы следует отнести сложность конструкции и обслуживания, большую массу. На режиме висения потребная мощность составляет 12.5% от мощности, потребной для привода несущего винта. При увеличении нагрузки на несущий винт значительно увеличивается размер фенестрона. Следовательно, применение фенестрона эффективно на легких и средних вертолетах массой до 5 тонн. А на малых скоростях полета фенестрон уступает рулевому винту по энергетическому совершенству, что уменьшает статический потолок и вертикальную скороподъемность вертолета.
Как отмечает В.Р. Михеев, из неортодоксальных схем наиболее перспективной является схема NOTAR. Эта система состоит из сопловой и циркуляционной подсистем. Циркуляционная подсистема использует эффект Коанда при выдуве высокоскоростных струй через продольные щели на цилиндрической хвостовой балке, благодаря которому при обтекании хвостовой балки индуктивным потоком от несущего винта создается аэродинамическая сила, компенсирующая на плече относительно оси несущего винта часть реактивного момента. На висении эта доля составляет 2/3 потребного момента. Оставшуюся часть момента создает сопловая подсистема, обеспечивающая также управление в зависимости от положения педалей и потребного момента. Сопло представляет собой решетку из направляющих пластин, разворачивающих поток из осевого направления внутри хвостовой балки в поперечное направление для выдува. Снаружи направляющего аппарата находится управляемый подвижный кожух с отверстием. При вращении кожуха обеспечивается различная степень совмещения отверстия на нем с выходными каналами соплового аппарата и изменение направления и величины тяги, создаваемой соплом. Управление также подведено к лопаткам осевого вентилятора, обеспечивая соответствие изменения расхода воздуха положению заслонки. На режимах полета с большой горизонтальной скоростью доля момента, создаваемого циркуляционной системой, падает. Для обеспечения балансировки и управления по курсу на этих режимах применены управляемые килевые поверхности.
В 1974 году Joseph Velazques, являющийся сотрудником фирмы "Lockheed", получил патент США на "Систему обеспечения балансировки и управления в путевом канале и создания пропульсивной силы" для вертолета одновинтовой схемы. В качестве системы путевой балансировки была предложена циркуляционная и сопловая подсистемы. Однако циркуляционную подсистему предполагалось использовать только на наиболее критичных режимах полета - висении и малых скоростях полета. Продольные щели циркуляционной подсистемы были снабжены подпружиненными пластинами, открывающимися при повышении давления в хвостовой балке вертолета. Предполагалось использовать околозвуковые струи и щели с толщиной около 0,5 мм.
Исследователи из фирмы "Summa Corporation", являющейся вертолетным подразделением фирмы "Hughes", развили идеи Velazques'а и в 1977-78 годах были проведены предварительные исследования подобной системы. В 1980 г. был получен патент США на "Вертолетную противомоментную систему с использованием управления циркуляцией". В 1981 г. фирма получила ассигнования от Министерства обороны США в размере 1.4 миллиона долларов на проведение 30-часовых летных испытаний. Первый полет экспериментального аппарата, созданного на базе вертолета OH-6A, состоялся 17 декабря 1981 года.
После продажи фирмой "Hughes" своего вертолетного подразделения фирме "McDonnell Douglas Corp." были продолжены испытания системы NOTAR. Новые вертолеты фирмы проектируются с применением системы NOTAR. В 1990 г. были получены патенты США и европейских стран на "Щели управляемой циркуляции для системы путевого управления вертолета". После доводки системы NOTAR фирма "McDonnell Douglas Corporation" выпустила в 1989 г. серийный аппарат MD 520N (рис.4), основой для которого послужил вертолет семейства MD 500. В 1995 г. фирма выпустила MD 900 "Explorer" (рис.5), а в 1996 г. - MD 630N.
Вертолет продемонстрировал высокие показатели путевого управления. Скорость установившегося разворота достигала 100 градусов в секунду при полной даче левой педали. Разворот прекращался точно в направлении начала при полной даче правой педали на 270 градусах. При развороте нет необходимости работать ручкой общего шага, что свидетельствует о малых дополнительных затратах мощности на путевое управление. Перекладка из одного разворота в другой на висении занимает менее 0,5 секунды. Разворот на 360 градусов с фиксацией в конечном положении выполнялся за 4 секунды. При этом опытный вертолет имел вдвое больший момент инерции относительно вертикальной оси из-за увеличения массы хвостовой балки и связанного с этим применения балансировочного груза в носу вертолета. Скорость бокового движения возросла с 37 до 75 км/час. Увеличились также и скорости движения вперед и назад до 240 и -55 км/час соответственно. При боковом полете не отмечено обычного для рулевого винта режима вихревого кольца или аналогичного ему, когда вертолет становится статически неустойчивым в путевом канале управления.
Отсутствует или мала зависимость положения педалей от положения рычагов общего и циклического шага на всех режимах полета, кроме режима малых скоростей для продольного канала управления. Взлет, вертикальный подъем, висение вне земного влияния, снижение и посадка осуществляются при неподвижном положении педалей, когда левая педаль чуть отдана. В горизонтальном полете при скорости более 10 узлов (19 км/час) педали устанавливаются в нейтральное положение. Это способствует снижению нагрузки на пилота, а также не перегружает трансмиссию на критичных режимах полета.
При развороте на 360 градусов при полете со скоростью 30 узлов (55 км/час) не отмечалось привычного для вертолета с рулевым винтом увеличения вибраций для положения вертолета хвостом к ветру. Перемещения педалей оставались минимальными.
По заявлению фирмы "McDonnell Douglas Corporation" около 68% несчастных случаев, произошедших в США с 1988 по 1993 г.г. с однодвигательными вертолетами одновинтовой схемы, или 14% происшествий со всеми вертолетами можно было бы избежать, применив систему путевой балансировки типа NOTAR или подобные ей. Система NOTAR по заявлению фирмы на 20% надежнее, на 35% снижена уязвимость и шум по сравнению с рулевым винтом. Уменьшены вибрации и механическая сложность элементов, что увеличило надежность и ремонтопригодность.
Система NOTAR обеспечивает значительное снижение общей уязвимости вертолета от баллистических повреждений, повышает безопасность эксплуатации вертолета вблизи препятствий и уменьшает опасность травмирования обслуживающего персонала. Снижается уровень вибраций и динамического нагружения элементов системы. Уменьшается масса вертолета и его момент инерции относительно вертикальной оси.
Система NOTAR значительно уменьшает уровень шума, создаваемый вертолетом на местности. Снижению шума способствует экранирование нагнетающего вентилятора элементами конструкции. Кроме того, окружная скорость лопаток вентилятора составляет около 140 м/сек, в то время как у рулевых винтов этот показатель составляет 200-220 м/сек. Вертолет MD 520N создает на местности шум, составляющий 80.2 децибелл, MD 600N - 79.0 дБ, MD 900 "Explorer" - от 81.2 до 83.1 дБ в зависимости от модификации. Для сравнения, вертолеты аналогичного с MD 600N класса создают 84.2 (AS350) и 85.1 дБ ("Bell 407"). А вертолеты аналогичного с MD 900 класса создают 86.2 (AS 355N), 89.1 (A109 K2), 89.7 (BK 117 C1), 90.5 ("Bell 230") и 90.9 дБ (BO 105 CBS). Измерение звуковых давлений производится в логарифмической шкале и соотношение уровней звуковых давлений равно отношению экспонент показаний в беллах. Поэтому MD 900 "Explorer" создает по сравнению с BO 105 CBS в 2,6 раза меньшие акустические пульсации. Вертолеты с системой NOTAR являются самыми тихими вертолетами в своем классе.
Вместе с тем на режиме висения система NOTAR характеризуется повышенными затратами мощности, которые по данным В.Р. Михеева составляют 17% от потребной мощности несущего винта на режиме висения. По расчетам автора статьи для опытного вертолета ОН-6А с системой NOTAR затраты на висении составляют 21.3% при максимальном КПД нагнетающей установки 65%. На серийном вертолете применен вентилятор с максимальным КПД 85-86%, что уменьшает относительные затраты мощности до величины 16-17%. Однако полная потребная мощность вертолета с системой NOTAR меньше, чем у вертолета с рулевым винтом. Это объясняется тем, что эта система обеспечивает плавное управление и не требует резких перемещений ручки управления при нормальном висении.
Исследованием подобной системы занимались и в СССР, в частности, в ОКБ им. Н.И. Камова и в ЦАГИ. Испытания подтвердили мнение о том, что вертолет со струйной системой компенсации реактивного момента несущего винта обладает меньшим сопротивлением по сравнению с традиционными схемами.
На стендах, установках, моделях в аэродинамических трубах, на летающей лаборатории изучены физические процессы в элементах газодинамического тракта и разработаны рекомендации по совершенствованию струйной системы.
В ходе систематических экспериментов анализировались характеристики циркулярного обтекания в зависимости от различных параметров струйной системы. Кроме того, изучалось влияние кинематических параметров потоков от винта и из щели на эффективность струйной системы. Были исследованы режимы отрывного обтекания балки. Отмечается влияние экрана (земли) на характеристики обтекания. При сближении балки с экраном отмечаются большие нелинейности аэродинамических характеристик, которые необходимо учитывать при формировании компоновки вертолета. В экспериментах установлена возможность организации циркуляционного обтекания балки с помощью отсоса пограничного слоя, при этом удельные затраты мощности меньше, чем при выдуве. Это дает дополнительные возможности формирования схемы струйной системы.
По данным расчетов для нагрузки на диск осевого вентилятора от 300 до 400 Па затраты мощности составят от 9 до 18% от мощности, потребной на вращение несущего винта на режиме висения.
Были поставлены эксперименты в натуральных условиях. Для этого была разработана и создана летающая лаборатория на базе вертолета Ка-26. В летных испытаниях исследованы в основном режимы срывного обтекания балки, которые проявлялись при полете боком и со скольжением. Устойчивость и управляемость вертолета со струйной системой не выходила за рамки прогнозируемых пределов.
Проведенные исследования вертолета со струйной системой управления показали обоснованность и перспективность новых технических решений. Разработаны различные модификации сопловой управляемой подсистемы, отличающиеся от аналогичной для системы NOTAR вкладом в пропульсивную силу, а значит, зависимостью путевого и продольного управления. Известно, что вертолет нового поколения Ка-118, разрабатываемый в ОКБ им. Н.И. Камова, использует струйную систему путевой балансировки совместно с регулируемым соплом на конце хвостовой балки.
Исследованием подобной системы занимались и другие фирмы. В частности, на фирме "Westland Helicopters" исследовали винтокрыл одновинтовой схемы с циркуляционной и сопловой подсистемами, а на французской фирме "Aerospatiale" - вопросы включения циркуляционной подсистемы в состав вертолета классической схемы для разгрузки рулевого винта.
Специалисты южноафриканской фирмы "Atlas Aviation", являющейся подразделением "Denel Pty Ltd.", создали на базе вертолета "Alouette III" опытный образец вертолета "Cirstel" с системой, аналогичной системе NOTAR.
Особенностью данного аппарата является использование в качестве источника нагнетания воздуха в хвостовую балку осевого вентилятора и струи от газотурбинного двигателя. Подача струи в балку осуществляется посредством эжектирующих свойств потока от осевого вентилятора. При этом относительно горячая струя идет на привод сопловой подсистемы, попутно смешиваясь с относительно холодным воздухом, подаваемым вентилятором. Такая система способствует снижению заметности вертолета в инфракрасном спектре, а также снижению затрат мощности, потребных на обеспечение путевой балансировки. Вместе с тем увеличивается масса хвостовой балки и негативное влияние горячего воздуха на циркуляционное обтекание.
Реактивная система обеспечения путевой балансировки использует выдув струи газа через сопло, находящееся на конце хвостовой балки. В качестве источника могут служить газотурбинный двигатель или нагнетающий вентилятор, приводимый от силовой установки вертолета. При больших скоростях полета реактивная тяга управляемого сопла может использоваться в качестве источника пропульсивной тяги, что разгружает несущий винт. Кроме того, аэродинамически чистая хвостовая балка снижает общее сопротивление и позволяет достичь больших скоростей полета. Основным недостатком являются значительные затраты мощности, требуемой для парирования реактивного момента несущего винта. По данным расчета их величина составляет 25-36% от мощности, потребной для вращения несущего винта на висении. Малая величина потерь требует большей площади поперечного сечения сопла для уменьшения скорости выдува, что приводит к увеличению массы хвостовой балки. При испытаниях было выявлено запаздывание путевого управления на 1-2 секунды по сравнению с управлением рулевым винтом.
Одним из первых известных проектов вертолета с реактивной системой обеспечения путевой балансировки и управления является "геликоспидер" американского инженера Антона Газда, созданный во время Второй мировой войны. Позднее аналогичная система была применена на опытном вертолете W-9, созданном на фирме "Сиерва". Однако дальнейшего развития подобная схема не получила ввиду значительных затрат мощности, хотя в том или ином виде развивалась позднее за счет добавления подсистемы, разгружающей сопловую подсистему.
Использование одного или двух боковых пропеллеров для создания потребного путевого балансировочного момента, имеющих продольные оси, было предложено еще Юрьевым в начале века. Положительным свойством является использование пропеллеров для обеспечения пропульсивной силы. При этом воздушные винты должны обеспечить эффективность на различных режимах: от работы на месте до больших осевых скоростей, и даже авторотации одного из них. Условие многорежимности работы снижает коэффициент полезного действия и увеличивает затраты мощности до 30-40%. Подобная схема увеличивает сложность и массу конструкции, приводит к взаимовлиянию путевого и продольного управления, а также является громоздкой. Схема обладает меньшей безопасностью эксплуатации и надежностью по сравнению с классической схемой. В конце 30-х - начале 40-х годов схема была применена на вертолете 11-ЭА и 11-ЭА ПВ, созданных Отделом Особых конструкций ЦАГИ под руководством И. П. Братухина. В дальнейшем подобная схема не получила распространения.
Еще одним из способов осуществления путевой балансировки является применение несущих аэродинамических поверхностей - дефлекторов в индуктивном потоке от пропеллера с продольной осью. К достоинствам схемы следует отнести возможность достижения больших скоростей полета при использовании тяги пропеллера, повышение безопасности, снижение вибрации и шума. Подобная схема позволяет улучшить продольную балансировку и управляемость. К недостаткам следует отнести зависимость управления от направления и скорости полета, повышенное вредное сопротивление, большую площадь и массу дефлектора, невысокую эффективность многорежимного пропеллера. Вертолет такой схемы подвержен внешним возмущениям, обладает повышенной зависимостью балансировочных кривых от режима полета. Впервые подобная схема на одновинтовом вертолете была применена в 1916 г. А. Фортескью. Позднее использовалась на вертолетах Цашке и Б. Наглера, а также была применена на опытном вертолете "Nord-1700" и "Nord-1710" французской фирмы "SNCA du Nord" в 1948 г.. Активные исследования в аэродинамической трубе и натурного аппарата 16-H1 "Pathfinder I" и 16-H1A "Pathfinder II" подобной схемы проводились фирмой "Piaseckey Aircraft".
Существуют и более экзотические схемы, такие как цикложир, схема с дифференциальным отклонением триммерных поверхностей на консолях крыла, имеющих свободную ориентировку в индуктивном потоке от несущего винта и другие схемы, не нашедшие распространения ввиду явных недостатков или отсутствия достоинств по сравнению с классической схемой, использующей рулевой винт на конце хвостовой балки для осуществления путевой балансировки.
Наиболее перспективными являются системы с применением аэродинамических поверхностей в индуктивном потоке от несущего винта. Это связанно с тем, что потребная энергия уже передана индуктивному потоку несущего винта. Расположение в этом потоке несущих элементов приводит к созданию на них аэродинамической нагрузки, способной компенсировать реактивный момент несущего винта.
В качестве одной из разновидностей таких несущих элементов являются крыловидные лопатки. Отсутствие рулевого винта и его трансмиссии повышает безопасность и живучесть, уменьшает уязвимость конструкции вертолета с такой системой.
Затраты мощности на парирование реактивного момента несущего винта в системе с крыловидными лопатками в индуктивном потоке практически равны нулю (появляется негативное влияние лопаток на несущий винт при их обдувке, несколько увеличивающее затраты мощности, потребной для вращения несущего винта). Однако потребная площадь этих поверхностей велика (по расчетам автора она составляет 17-21% от площади диска несущего винта), что увеличивает габариты и массу вертолета. Подобная система подвержена внешним возмущениям, недостаточно эффективна при управлении, особенно вблизи земли. Впервые такие поверхности были установлены на нелетавших одновинтовых вертолетах Гансвиндта в 1902 г. и Симонова в 1909 г.. В 20-30 годы с такой системой было запатентовано много проектов. Первыми аппаратами, прошедшими летные испытания, стали вертолеты Р. Хафнера и Б. Наглера в начале 30-х годов. Позднее подобную систему пытались применять многие конструкторы, однако отказались от ее развития ввиду присущих схеме недостатков.
Для уменьшения потребной площади несущих элементов возможно применение эффектов управляемой циркуляции. Среди возможных методов создания управляемой циркуляции на несущем элементе является применение вращающейся цилиндрической продольно расположенной балки (эффект Магнуса). Во вращение вместе с балкой вовлекается окружающий воздух. Создаваемая циркуляция скорости в присутствии индуктивного потока от несущего винта обеспечивает создание парирующего момента. Для обеспечения регулирования оборотов при балансировке на различных режимах полета и управления необходимо применять вариатор или систему "генератор-мотор" с электрической или гидравлической связью. КПД таких систем составляет 70-80%. Масса вращающейся на консоли балки высока. Приводная система, состоящая из трансмиссии и вариатора или генератора, сети и мотора, имеет большую массу и невысокий уровень надежности. Хвостовая балка имеет большой момент инерции, следовательно, велико запаздывание управления из-за потребного времени на ее раскрутку или торможение. Согласно анализу автора, реальные затраты мощности на привод хвостовой балки могут достигать не менее 9-12% мощности, потребной на вращение несущего винта. Следовательно, вертолеты с вращающейся балкой не имеют преимуществ в потребляемой мощности по сравнению с классической схемой. Впервые подобную систему предложил использовать Р. Хафнер в конце 30-х годов. Позднее вертолеты с такой системой не создавались.
Из проведенного выше анализа можно заключить, что проблема адекватной замены рулевому винту до сих пор не решена. Альтернативные варианты, нашедшие практическое применение, обладают рядом недостатков, среди которых основными являются повышенные затраты мощности по сравнению с рулевым винтом. В этой связи было бы целесообразно развить достоинства, присущие системе NOTAR, попытавшись снизить затраты мощности в системе. О том, как может быть реализовано это решение, речь пойдет в будущих публикациях.
О.М.Джоган