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.