АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА. ВЕРТОЛЕТА

Аэродинамические характеристики вертолета определя­ются величиной, направлением аэродинамических сил, воз­никающих на всех его элементах, и их зависимостями от режима полета. Аэродинамическая компоновка вертолета должна обеспечивать «аивыгоднейшее соотношение этих сил на крейсерских режимах полета и приемлемое их со­отношение во всем диапазоне допустимых режимов с сох­ранением необходимой устойчивости и управляемости. Вы­сокие аэродинамические характеристики вертолета с уче­том интерференции потоков от составляющих его частей достигаются правильным. выбором формы фюзеляжа, фор­мы и расположения оперения, количества и формы высту­пающих элементов конструкции.

Вертолет имеет фюзеляж обтекаемой формы, на хво­стовой части которого крепится горизонтальное и верти­кальное оперения.

Горизонтальное оперение в виде стабилизатора с по­стоянным углом установки, равным 0±15′, обеспечивает достаточную устойчивость вертолета по тангажу.

Вертикальное оперение представляет собой две киль — шайбы с рулями направления. Для улучшения характери­стик путевой устойчивости и управляемости каждая из

кильшайб снабжена неуправляемым предкрылком и раз­вернута носком к оси фюзеляжа на Угол 12°30′.

Из рис. 1.27 видно, что вертолет без несущих винтов на углах атаки, близких к нулю, практически не создаст » подъемной силы, но имеет значительное сопротивление. С увеличением угла атаки вертолет создает положительную, а с уменьшением—отрицательную подъемную силу. На­клон оси несущих винтов вперед на 4°30′ обеспечивает на крейсерских режимах полета оптимальное соотношение сопротивления и положительной подъемной силы верто­лета.

Суммарное лобовое сопротивление от обдувки фюзеля­жа несущими винтами и встречным потоком воздуха при поступательном движении вертолета называется вредным сопротивлением, которое определяется по формуле

Qnp — Сгвр5м

где сх вр — коэффициент лобового сопротивления; SM — площадь сечения фюзеляжа по миделю; V — скорость встречного потока воздуха.

Для изучаемого вертолета величина ^npSM = 3,63, что почти на 20% меньше, чем у вертолета Ка-25. Умень­шение сопротивления достигнуто в основном за счет уменьшения угла разворота кильшайб оперения.