НА ПУТИ К СКОРОСТНЫМ ВЕРТОЛЕТАМ

Василий Климович Джоган, заслуженный военный штурман России, к.т.н

Николай Афанасьевич Корж, инженер-механик, изобретатель

 

Объективная тенденция развития вертолетов в современных условиях требует увеличения максимальных и крейсерских скоростей полета. Совершенствование геометрии лопастей несущих винтов путем внедрения современных профилей с геометрической круткой и стреловидностью их концевых частей позволило несколько увеличить максимальные скорости полета вертолетов. Наряду с совершенствованием лопастей цельнометаллической конструкции обычным стало применение лопастей из композиционных материалов (рис. 1).

Максимальные скорости полета современных боевых вертолетов в России и за рубежом не превышают 335 км/ч (для военно-транспортных вертолетов - 300 км/ч). Они ограничены из-за возникновения волнового кризиса на концах наступающих лопастей, увеличения зоны обратного обтекания у корневой части и срыва потока с верхней поверхности отступающих лопастей при больших углах атаки.

Мы предприняли попытку создать несложное по конструкции устройство, способное увеличить максимальные скорости вертолетов, обеспечивая при этом требуемые показатели надежности и долговечности. Задачу способно решить устройство, находящееся в концевой части каждой лопасти, которая имеет сверхзвуковой профиль поперечного сечения (рис. 2 и 3), отверстия забора воздуха в передней части (поз. 4, рис. 2) и косые отверстия сдува пограничного слоя в верхней средней части профиля (поз. 9, рис. 2). Сверхзвуковой профиль имеет отличающуюся от традиционного профиля лопасти изогнутость и меньшую относительную толщину.

В случае традиционного профиля лопасти (например, профиль NACA-230 для отечественного вертолета Ми-8) закритическое течение воздуха может возникнуть на концах наступающих лопастей в азимуте 90°, где суммарная скорость обтекания равна сумме скорости полета и линейной скорости данного сечения лопасти, что приводит к потере энергии. Вместе с тем, повышение давления на поверхности профиля за скачком уплотнения может вызвать отрыв пограничного слоя и связанные с ним дополнительное увеличение сопротивления, сильную тряску лопастей в этом азимуте и тряску всего несущего винта. Более плоская форма верхней поверхности сверхзвукового профиля и ее изгиб вниз в средней части способствуют уменьшению интенсивности скачка уплотнения, приводят к понижению неблагоприятных градиентов давления за скачком и к соответствующему уменьшению сопротивления. Применение сверхзвуковых профилей особенно выгодно для скоростей обтекания концов лопастей, соответствующим числам М= 0,8…1,1.

Отступающие лопасти в азимуте 270° работают в иных условиях. Здесь суммарная скорость обтекания в полете по длине лопасти является переменной; она равна разности окружной скорости сечения лопасти и скорости полета. При этом у комлевой части лопасти возникает зона обратного обтекания, которая увеличивается при увеличении скорости полета и постоянных оборотах несущего винта. Из-за уменьшения подъемной силы лопасти в указанном азимуте и движении ее вниз срабатывает компенсатор взмаха на увеличение угла атаки, который может вызвать срыв потока с верхней поверхности лопасти, сопровождаемый тряской из-за увеличения лобового сопротивления и переменного значения подъемной силы. Выходом из создавшейся ситуации может служить сдув пограничного слоя с верхней поверхности отступающих лопастей, отодвигающий момент начала срыва потока на большие углы атаки. Подъемная сила лопасти при этом увеличивается. Применение сдува пограничного слоя на стабилизаторах сверхзвуковых истребителей показало свою эффективность. Отличие в данном случае в том, что разность динамических напоров на концах наступающих и отступающих лопастей используется для подачи воздуха на верхнюю поверхность отступающих лопастей. При увеличении скорости полета перепад скоростных напоров увеличивается. Так, при окружной скорости конца лопасти 215 м/с и скорости полета 250 км/ч (70 м/с) перепад равен 3,7·104 Н/м2, а при скорости полета 450 км/ч (125 м/с) он равен 6,6·104 Н/м2. Для реализации этого внутри пустотелого корпуса высокоскоростного устройства предусмотрены два однотипных механизма "открытия - закрытия" отверстий входа и выхода воздуха, состоящих из тяговых реле 7 и 8, заслонок с цилиндрическими поверхностями 5 и 6. За задней стенкой корпуса расположен трубопровод 11 подвода сжатого воздуха через отверстие 10 в задней стенке от наступающей лопасти. Управление заслонками осуществляется электронно-импульсным механизмом. На рис. 2 представлена схема сверхзвукового профиля при заборе воздуха в наступающих лопастях, передняя заслонка открыта, а задняя закрыта. На рис. 3 представлена схема этого же профиля при сдуве пограничного слоя, передняя заслонка закрыта, а задняя открыта.

Таким образом, применение несущего винта вертолета с высокоскоростным устройством позволяет увеличить скорость полета выше максимальной, которая может превышать 500 км/ч. Полеты на этих форсированных режимах позволяют повысить боевые возможности и боевую эффективность вертолетов. Предлагаемое устройство работает без дополнительных затрат энергии, имеет относительно простую конструкцию по сравнению с конструкцией адаптивных крыльев самолетов, по аналогии с которыми можно было бы создать адаптивные лопасти несущего винта вертолета. Авторы данной статьи и патента № 2374137 "Несущий винт вертолета, лопасть винта" (Бюл. № 33 от 27.11.2009 г.) выражают твердую уверенность в том, что процесс создания и внедрения высокоскоростных несущих винтов для новых отечественных вертолетов различного класса не займет много времени.