МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР
/ /

ОСНОВЫ КОНСТРУКЦИИ
ВЕРТОЛЕТОВ
МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР

ОСНОВЫ КОНСТРУКЦИИ
ВЕРТОЛЕТОВ

Под редакцией кандидата технических наук,
доцента С. С. ФАТЕЕВА

Утвержден главнокомандующим ВВС в качестве учебника для курсантов
военных авиационно-технических училищ

МОСКВА
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
1990.
Учебник предназначен для курсантов средних военных авиационно-техниче-
ских училищ по специальности техник-механик. Он может быть также исполь-
зован летным и техническим составом строевых частей ВВС при изучении кон-
струкции вертолетов.

В учебнике рассматриваются теоретические основы работы и технические
решения, заложенные в конструкции планера, несущей системы, силовой уста-
новки, энергетических систем, системы управления и оборудования вертолетов.

Раздел I подготовлен С. С. Фатеевым; раздел II—А. В. Тимофее н-
ко; раздел III — В. И. О с т р о в и ц к и м; главы 12, 19, 20, раздел VII —
В. М. Катковым; глава 13 — С. П. Мон твила; раздел V — Ю. И. Не-
фи до вым; главы 17, 18 — В. И. Щегловым.

Редактор И. П. Егорова

Основы конструкции вертолетов
Технический редактор С. А. Митрофанова
Корректор Л. В. Надрова

Сдано в набор 19.04.90.	Подписано в печать 11.12.90;

Формат 60X90/16. Печ. л. 15l/s. Усл. печ. л. 15,5. Усл. кр.-отт. 15,63.

Уч.-изд. л. 17,11.

Изд. № 7/5991	Бесплатно	Зак. 6269

Воениздат, 103160, Москва, К-160
СПИСОК СОКРАЩЕНИИ

ЛА — летательный аппарат.

НВ — несущий винт.

ттт — тактико-технические требования.

ГШ — горизонтальный шарнир.

ВШ — вертикальный шарнир.

ОШ — осевой шарнир.

РВ — рулевой винт.

СУ — система управления.

АП — автомат перекоса.

САУ —система автоматического управления.

ПЗУ — пылезащитное устройство.

ГР — главный редуктор.

ТС — топливная система.

ПОС — противообледенительная система.

КПД — коэффициент полезного действия.

КРТ

/7РГ

VPT

Зак. 6269

3
ВВЕДЕНИЕ

Идея создания вертолета впервые возникла более 500 лет на-
зад. На рисунке великого итальянского художника и ученого
Леонардо да Винчи, который историки относят к 1475 г., изобра-
жен летательный аппарат с несущим винтом из накрахмаленного
полотна в виде шнека. Этот проект был, конечно, наивен, техни-
чески нереален и вскоре забыт.

Лишь спустя около трех веков великий русский уче-
ный М. В. Ломоносов разработал небольшую «аэродинамическую
машинку» для подъема метеорологических приборов, представля-
ющую собой прообраз двухвинтового вертолета. Однако низкий
уровень развития техники того времени не позволил реализовать
и эту идею на практике. Реальные проекты вертолетов появились
только в начале нынешнего столетия с появлением мощного и лег-
кого бензинового двигателя, шарнирного крепления лопастей не-
сущего винта, автомата перекоса.

Своими успехами вертолетостроение во многом обязано рабо-
там Н. Е. Жуковского. Ему принадлежит разработка теории воз-
душных винтов. Много внимания он уделял изучению работы не-
сущего винта вертолета на специфических вертолетных режимах.

Неоценимый вклад в формирование компоновки и основных аг-
регатов современных вертолетов внес в начале века выдающийся
русский и советский ученый и конструктор Б. Н. Юрьев. Совмест-
но с Г. X. Сабининым он создал импульсную теорию воздушного
винта, которая до настоящего времени используется при проекти-
ровании вертолетов.

В период 1909—1912 гг. Юрьев упорно работал над различны-
ми проектами вертолетов. В результате он предложил одновинто-
вую схему, по которой в настоящее время строится более 90%
всех вертолетов, и изобрел так называемый автомат перекоса для
продольного и поперечного, а в некоторых случаях и путевого уп-
равления, являющийся теперь непременным узлом почти всех
вертолетов. Первые летающие вертолеты появились только после
первой мировой войны, но и они могли летать на высоте несколь-
ких метров в течение нескольких минут.

В нашей стране, несмотря на разруху, вызванную гражданской
войной, Коммунистическая партия и лично В. И. Ленин принима-
ли все необходимые меры для быстрого развития авиации. Уже
в 1918 г. был организован Центральный аэрогидродинамический
институт (ЦАГИ) во главе с Н. Е. Жуковским. В этом институте
был создан отдел особых конструкций, который под руководством
Б. Н. Юрьева занимался теоретическими и экспериментальными
исследованиями вертолетов.

14 августа 1932 г. первый советский вертолет ЦАГИ-1-ЭА, пи-
лотируемый профессором А. М. Черемухиным,. поднялся на высо-
ту 605 м. Это было выдающимся техническим ’ достижением тех
лет. Он был построен по одновинтовой схеме с четырехлопастным
несущим винтом диаметром Ими двумя двигателями по 120 л. с.

В 1940— 1941 гг. конструкторское бюро под руководством
И. П. Братухина построило двухвинтовой вертолет «Омега» с по-
перечным расположением несущих винтов и двумя двигателями
по 220 л. с. Вертолет имел максимальную скорость полета
115 км/ч и дальность 50 км.

В конце сороковых годов создаются специальные конструктор-
ские бюро вертолетостроения во главе с М. Л. Милем, Н. И. Ка-
мовым, положившие начало массовому советскому вертолетостро-
снию. Плодотворная деятельность этих творческих коллективов
обеспечила создание нескольких поколений первоклассных отече-
ственных вертолетов.

Советским вертолетам принадлежит большое число мировых
рекордов. Уже на первом серийном вертолете Ми-1 было установ-
лено 17 мировых рекордов. Следующий за ним вертолет Ми-4 удо-
стаивается золотой медали на всемирной выставке в Брюсселе.
Вертолет Ми-6 с газотурбинными двигателями преодолел рубеж
скорости 320 км/ч, долгое время остававшийся непревзойденным,
за что конструкторскому коллективу М. Л. Миля был присужден
международный приз.

Винтокрылый гигант В-12, созданный этим же коллективом и
построенный по двухвинтовой поперечной схеме, в первых же по-
летах установил сразу 8 мировых рекордов, один из которых —
подъем груза 40 т на высоту 2250 м, — по-видимому, долго
еще будет недосягаемым. С рекордов грузоподъемности начал
свою жизнь в небе и вертолет Ми-26 — достойный представитель
нового поколения вертолетов.

Вертолеты Ка-8, Ка-10, Ка-15, Ка-18, Ка-25, Ка-26, Ка-27 и
Ка-32, созданные конструкторским бюро Н. И. Камова по двухвин-
товой соосной схеме, отличаются малыми габаритами, компактно-
стью конструкции, хорошими летными данными. На этих вертоле-
тах также установлено несколько мировых рекордов. Так, на вер-
толете Ка-32 достигнута высота полета 8250 м. Груз в 1000 кг
поднят на высоту 7305 м, а груз в 2000 кг — на высоту 6400 м.

Советские вертолеты обладают высокими летными качествами,
надежны в эксплуатации и поэтому завоевали признание за ру-
бежом — они успешно эксплуатируются в десятках стран почти
всех континентов мира.

В последние десятилетия вертолеты интенсивно внедряются
в военное дело. Создание ракетно-ядерного оружия привело к ги-
гантскому увеличению огневой мощи соединений и частей, их же
мобильность за этот «период повысилась незначительно. Это не
позволяло вовремя использовать результаты ядерных ударов по
^противнику, быстро рассредоточиваться в целях снижения потерь
от его ударов, успешно решать задачи в районах со сложными
физико-географическими условиями. В результате возникла необ-
ходимость в новом транспортном средстве, которое могло бы су-
щественно повысить мобильность войск на поле боя, т. е. облада-
ло бы высокой скоростью, маневренностью и могло бы находиться
непосредственно в боевых порядках механизированных сухопут-
ных войск.

Этим требованиям в наиболее полной мере отвечает вертолет,
обладающий уникальными свойствами: взлетать и садиться на ог-
раниченных по размерам необорудованных площадках, произво-
дить высадку войск на режиме висения практически на любой ме-
стности, перевозить грузы, превышающие даже его собственные
габариты. Благодаря этим свойствам вертолет в настоящее время
стал признанным средством резкого повышения мобильности, эф-
фективного тылового и других видов обеспечения.

Однако вертолет используется не только как транспортное
средство, он представляет собой своего рода «летающую плат-
форму» для самых разнообразных видов оружия.

Таким образом, вертолеты обеспечивают тесную взаимосвязь
основных элементов наземных боевых операций — огневую мощь,
мобильность, разведку, управление войсками, а также систему ма-
териально-технического обеспечения войск. Все идет к тому, что,
.очевидно, в ближайшем будущем вертолеты станут такой же не-
отъемлемой принадлежностью боевых подразделений, как танк,
грузовой автомобиль или вездеход.

В настоящее время военные вертолеты используются как ма-
невренные боевые средства в качестве штурмовиков для непосред-
ственной поддержки войск, как средства борьбы с танками, под-
водными лодками, как военно-транспортные средства, обеспечива-
ющие десантные операции, как летательные аппараты специаль-
ного назначения.

Вертолеты Советских Вооруженных Сил, входящие в состав ча-
стей и подразделений сухопутных и пограничных войск, Военно-
воздушных сил и Военно-Морского Флота, по своим летно-техни-
ческим данным, оснащению и численности позволяют успешно
решать широкий круг важных задач укрепления обороноспособ-
ности нашей страны.
РАЗДЕЛ I

ОБЩИЕ ВОПРОСЫ КОНСТРУКЦИИ ВЕРТОЛЕТОВ

Глава 1. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ВЕРТОЛЕТАМ

Для того чтобы вертолет обладал высокими летно-технически-
ми характеристиками и был эффективным транспортным средст-
вом, удобным в эксплуатации, он должен отвечать ряду требова-
ний. Эти требования можно разделить на общие для всех лета-,
тельных аппаратов (ЛА) и специальные, зависящие от целевого
назначения и особенностей боевого применения.

К общим требованиям относятся:

—	получение назначенных летно-технических данных, доста-
точных характеристик устойчивости и управляемости при наимень-
ших энергетических затратах;

—	достаточная (но не избыточная) прочность и жесткость
конструкции, обеспечивающие восприятие эксплуатационных на-
грузок без остаточных деформаций и отсутствие опасных коле-
баний;

—	высокая боевая живучесть, т. е. способность ЛА продол-
жать выполнение задания после воздействия на него поражающих
средств противника;

—	надежность конструкции, которая зависит от ее совершен-
ства, качества изготовления, условий эксплуатации;

—	технологичность конструкции, т. е. возможность широкой
механизации и автоматизации производственных процессов, ис-
пользования высокопроизводительных процессов (штамповки, про-
катки, сварки и т. п.), высокая степень стандартизации деталей и
узлов;

—	минимальная масса конструкции, что обеспечивается рацио-
нальным выбором материалов, силовых схем, а также уточнением
действующих нагрузок;

—	удобство эксплуатации, обеспечиваемое достаточным коли-
чеством эксплуатационных разъемов, люков для осмотра и выпол-
нения работ на технике, минимальным числом узлов и систем,
требующих регулировки, применением эффективных средств кон-
троля;

—	ремонтопригодность, т. е. возможность быстрого и дешево-
го восстановления поврежденных частей, что обеспечивается взаи-
мозаменяемостью основных частей и элементов, широким исполь-
зованием модульных конструкций;

—	безопасность полета, обеспечиваемая надежностью техники,
хорошими аэродинамическими характеристиками, применением
специальной автоматики, облегчающей пилотирование, сигнализа-
цией о приближении к опасным режимам полета.

Многие из этих требований противоречивы. В ходе проектиро-
вания вертолетов происходит преодоление этих противоречий пу-
тем принятия компромиссных решений или разработки принципи-
ально новых конструкций.

В связи с усложнением авиационной техники и повышением
требований к уровню безопасности полетов существенно возросла
важность эргономических требований к ЛА. Эргономические тре-
бования сводятся к приспособленности ЛА, его кабины, команд-
ных рычагов управления, приборного и другого оборудования к
физиологическим и психологическим возможностям человека для
наиболее эффективного использования возможностей как ЛА, так
и летчика. В этом отношении весьма важно правильное распре-
деление функций между автоматикой ЛА и летчиком.

Эргономические требования включают гигиенические, антропо-
метрические, физиологические и психофизиологические требования
к ЛА. Гигиенические требования сводятся к соблюдению норм
микроклимата и ограничению воздействия вредных факторов вне-
шней среды на человека (шума, вибраций, температуры и т. д.).
Антропометрические требования определяют размеры кабины, ко-
мандных рычагов управления, их расположение в соответствии
с ростом человека, длиной его конечностей и т. д. Физиологиче-
ские требования задают величины управляющих усилий в со-
ответствии с возможностями человеческого организма. Психо-
физиологические требования характеризуют приспособленность
ЛА, приборного оборудования к особенностям органов чувств
человека.

Кроме перечисленных выше общих требований к вертолетам
предъявляются специальные требования, отражающие специфику
их конструкции, режимов полета, способов создания подъемной си-
лы, управления и так далее.

К специальным требованиям относятся:

—	обеспечение вертикального взлета и посадки, висения на
заданной высоте;

—	обеспечение безопасной посадки на режиме самовращения
несущего винта (НВ) при отказе силовой установки;

—	допустимый уровень вибраций.

При разработке военного вертолета к нему предъявляются
специальные требования, определяемые его назначением и усло-
виями боевого применения, так называемые тактико-технические
требования (ТТТ). Они задают летно-технические характеристики,
необходимые для эффективного выполнения поставленных боевых
задач: максимальную скорость, дальность полета, потолок, полез-
ную нагрузку, состав экипажа, необходимое оборудование и воору-
жение. ТТТ разрабатываются с учетом современного уровня
развития науки- и- техники и ближайших перспектив их
развития.
Глава 2. СХЕМЫ И КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТОВ

2.1.	Классификация вертолетов по конструктивным признакам

Вертолетом называют ЛА, у которого подъемная сила и тяга
для поступательного полета создаются лопастями одного или не-
скольких вращающихся НВ. В отличие от крыла самолета лопа-
сти НВ обтекаются набегающим потоком не только при поступа-
тельном полете, но и при работе на месте. Это обеспечивает вер-
толету возможность висеть неподвижно, взлетать и садиться вер-
тикально.

В ходе зарождения и развития вертолетов было опробовано
большое число различных схем, от простейших до сложных ком-
бинированных ЛА. В результате были отброшены неудачные и
выявились жизнеспособные схемы вертолетов, используемые в на-
стоящее время.

Основным критерием различия этих схем принято считать ко-
личество и расположение несущих винтов. По числу НВ вертолеты
могут быть одновинтовыми, двухвинтовыми и многовинтовыми.
Современные вертолеты строятся только по одновинтовой и двух-
винтовой схемам.

Наиболее распространенные схемы вертолетов показаны на
рис. 2.1.

Одновинтовая схема (рис. 2.1, а) отличается сравнительно ма-
лой массой, наибольшей простотой конструкции и системы управ-
ления. Однако для уравновешивания реактивного момента НВ та-
кого вертолета необходим рулевой винт, потребляющий до 10%
мощности силовой установки. Он устанавливается на длинной бал-
ке, увеличивающей габариты и массу вертолета, создает опас-
ность для обслуживающего персонала.

Недостатком одновинтового вертолета является также узкий
диапазон допустимых центровок, поскольку его балансировка воз-
можна при условии, что центр масс расположен вблизи оси
вала НВ.	*1

НВ двухвинтовых вертолетов вращаются в противоположных
направлениях, поэтому их реактивные моменты уравновешивают
друг друга без дополнительных затрат мощности.

Вертолеты продольной схемы (рис. 2.1, б) наиболее распро-
странены среди двухвинтовых вертолетов благодаря ряду преиму-
ществ: •

—	большой удобный фюзеляж;

—	сравнительно широкий диапазон допустимых центровок
благодаря возможности перераспределения тяги между НВ;

—	хорошая продольная устойчивость и управляемость.

Продольная схема, однако, имеет ряд серьезных недостатков:
— сложная и длинная трансмиссия для передачи мощности к
винтам и синхронизации их вращения в целях исключения столк-
новения лопастей;

—	повышенный уровень вибраций;
Рис. 2.1. Схемы вертолетов:

а — вертолет одновинтовой , схемы; б — двухвинтовой вертолет продольной
схемы; в — двухвинтовой вертолет поперечной схемы; г — двухвинтовой верто-
лет соосной схемы; д —вертолет с перекрещивающимися винтами
—	сложная система управления;

—	отрицательное влияние переднего НВ на работу заднего,
приводящее к значительным потерям мощности и усложнению^
конструкции редукторов и техники посадки на режиме самовра-
щения НВ; для снижения вредного влияния задний НВ распола-
гается выше переднего.

Двухвинтовые вертолеты поперечной схемы (рис. 2.1, в) имеют
ряд положительных качеств:

—	удобный обтекаемый фюзеляж самолетного типа;

—	удобство погрузки и выгрузки кабины;

—	благоприятное взаимное влияние несущих винтов.

Серьезным недостатком поперечной схемы является необходи-
мость специальной конструкции для размещения винтов, кото-
рая имеет большие лобовое сопротивление и массу. Для сниже-;
ния лобового сопротивления эта конструкция может быть выпол-
нена в виде крыла.

К недостаткам поперечной схемы следует также отнести узкий
диапазон центровок и необходимость длинной трансмиссии для
синхронизации НВ, трудности обеспечения устойчивости и управ-
ляемости.

Двухвинтовые вертолеты соосной схемы (рис. 2.1, г) обладают
наименьшими габаритами. НВ вертолета соосной схемы располо-
жены один над другим и не требуют синхронизации вращения, что
значительно упрощает и облегчает трансмиссию. Аэродинамичес-
кая симметрия схемы упрощает пилотирование и прицеливание.

Однако соосной схеме присущи определенные недостатки:

—	сложная система управления;

—	недостаточная путевая устойчивость;

—	значительные вибрации;

—	опасность столкновения лопастей НВ, вращающихся в про:
тивоположных направлениях;

—	сложность посадки на режиме самовращения НВ.

Советским конструкторам удалось справиться с трудностями
доводки опытных вертолетов такой схемы, и они выпускаются се-
рийно.

У двухвинтового вертолета с перекрещивающимися винтами
(рис. 2.1, д) оси НВ расположены по бокам фюзеляжа и накло-
нены наружу. Ввиду потерь мощности, связанных с наклоном НВ,
и очень сложной системой управления такая схема не получила
широкого распространения.

Скорость полета вертолетов любых схем ограничена услови-
ями обтекания НВ. При увеличении скорости полета концевые
участки лопастей испытывают влияние сжимаемости воздуха и
попадают в режим срыва потока, что приводит к сильным вибра-
циям и резкому увеличению потребляемой мощности. Поэтому
максимальная скорость горизонтального полета обычных вертоле-
тов не превышает 320—340 км/ч.

Для дальнейшего увеличения скорости полета необходимо раз-
грузить НВ. С этой целью на вертолет устанавливается крыло.
Дополнительная тяга в направлении полета вертолета может соз-
даваться воздушным винтом (тянущим или толкающим) или тур-
бореактивным двигателем. Скорость таких комбинированных ЛА
может достигать 500 км/ч и выше. Несмотря на сложность кон-
струкции, вертолеты комбинированной схемы являются перспек-
тивными.

В настоящее время наибольшее распространение у нас в стра-
не и во всем мире получили вертолеты, выполненные по одновин-
товой схеме с рулевым винтом.

2.2.	Основные части вертолета, их назначение и компоновка

В процессе развития вертолетостроения сложился вполне оп-
ределенный облик современного вертолета.

В качестве примера на рис. 2.2 показана компоновка одновин-
тового вертолета.

' Основной частью вертолета является фюзеляж //, предназна-
ченный для размещения грузов, экипажа, оборудования, топлива
и т. п. Кроме того, он является силовой базой, к которой крепятся
все остальные части вертолета и передаются нагрузки от них.
Фюзеляж представляет собой тонкостенную подкрепленную конст-
рукцию. Центральная часть фюзеляжа обычно является грузовой
кабиной, носовая — кабиной экипажа.

Хвостовая 8 и концевая 6 балки являются продолжением фюзе-
ляжа и предназначены для размещения рулевого винта и опере-
ния вертолета.

На потолочной панели центральной части фюзеляжа устанав-
ливаются двигатели 1 (обычно два газотурбинных двигателя),
выходные валы которых соединяются с главным редуктором 10.

Главный редуктор распределяет мощность, поступающую от
двигателей, между агрегатами вертолета. Основным потребителем
мощности двигателей является НВ, установленный на валу глав-
ного редуктора. Он предназначен для создания силы тяги, необ-
ходимой для полета вертолета, а также для продольного и попе-
речного управления.

Основными частями НВ являются: втулка 2 и прикрепленные
к ней лопасти 5, непосредственно создающие подъемную силу.

При вращении НВ на вертолет действует реактивный момент,
стремящийся развернуть его в противоположном направлении.
Для уравновешивания этого момента служит рулевой винт 5. Его
привод осуществляется от главного редуктора через систему валов
и редукторов 4. Кроме того, рулевой винт используется для путе-
вого управления вертолетом.

Шасси обеспечивает опирание вертолета при стоянке и пере-
движении по поверхности земли, а также снижение нагрузок при
посадке.

Наибольшее распространение получила трехопорная схема шас-
си с носовым колесом: основные опоры 9 располагаются позади
12
co

Рис. 2.2. Компоновка одновинтового вертолета:

Г — двигатель; 2 — втулка несущего винта; <3 — лопасти, 4 — промежуточный и хвостовойредукторы; 5 — рулевой винт; ^—кон-
цевая балка/ 7-—стабилизатор; 8 — хвостовая балка; 9— основная опора шасси; 10— главный редуктор; //—фюзеляж; 12 передняя
опора шасси
центра масс вертолета, передняя 12—под носовой частью фюзе-
ляжа. На скоростных вертолетах шасси может убираться в полете.

Оперение предназначено для повышения устойчивости верто-
лета. Оно состоит из стабилизатора 7 и киля, роль которого иг-
рает обычно специально спрофилированная концевая балка 6.

Компоновка двухвинтового вертолета соосной схемы (рис.
2.1, г) отличается компактностью ввиду меньшего диаметра вин-
тов и отсутствия рулевого винта с хвостовой и концевой балками.
Однако соосное расположение НВ увеличивает высоту вертолета,
а недостаточная путевая устойчивость требует установки доста-
точно мощного вертикального оперения.

Конструкция и работа отдельных частей и агрегатов вертоле-
тов будут подробно рассмотрены в последующих главах учебника.

Глава 3. ВОПРОСЫ ПРОЧНОСТИ И ДОЛГОВЕЧНОСТИ
ВЕРТОЛЕТОВ

3.1.	Силы, действующие на вертолет. Понятие перегрузки

При горизонтальном полете с постоянной скоростью на верто-
лет действуют следующие основные силы: тяга несущего винта Г,
аэродинамическое сопротивление X, сила тяжести вертолета G и
тяга рулевого винта Тр, в, уравновешивающая на плече I реактив-
ный момент НВ 7ИР (рис. 3.1). Тяга НВ наклонена относительно
вертикали вперед для преодоления аэродинамического сопротив-
ления и вправо — для уравновешивания тяги рулевого винта. По-
скольку наклон тяги винта на основных режимах невелик, то
приближенно можно считать:

T^Ty—Q\ Тх — Х\ 7\ = ГР.В; А1р = Гр.вА.

Для совершения маневра летчик изменяет величину и направ-
ление тяги несущего и рулевого винтов, что приводит к появле-
нию ускорений и соответствующих инерционных сил. В результате
происходит изменение направления или величины скорости полета.

При стоянке сила тяжести вертолета уравновешивается реак-
циями грунта, действующими на опоры шасси. В момент посадоч-
ного удара сумма реакций грунта может в несколько раз превы-
шать вес вертолета в результате действия инерционных сил, воз-
никающих при гашении вертикальной скорости снижения.

Все силы, действующие на,вертолет, принято делить на поверх-
ностные и массовые.	‘

Поверхностные силы приложены к поверхности ЛА или его
части. Они могут быть распределенными по поверхности в виде
давления или сосредоточенными в отдельных узлах. К распреде-
ленным поверхностным силам относятся все аэродинамические
силы, а к сосредоточенным — силы, передаваемые в узлах креп-
ления агрегатов.
К массовым силам относятся сила тяжести и инерционные си-
лы, действующие на каждую частичку конструкции. Массовые си-
лы могут действовать на конструкцию также в виде распределен-
ной нагрузки, например сила тяжести лопасти, хвостовой балки,
центробежная сила лопасти, или в виде сосредоточенных сил, на-
пример сила тяжести подвески вооружения, приложенная к узлу
крепления.

Рис. 3.1. Силы, действующие на вертолет в горизонтальном
полете

Уровень нагруженности удобно характеризовать величиной пе-
регрузки. Под перегрузкой понимают отношение равнодействую-
щей всех поверхностных сил, действующих на вертолет, к силе
in о тяжести:

G

Перегрузка является вектором, совпадающим по направлению
г вектором равнодействующей РПов- На практике обычно пользу-
ются проекциями вектора4 перегрузки на направления соответст-
нующих осей: nx, nyi nz.
Наибольшую величину и значение для прочности вертолета
имеет перегрузка пу. Если вертолет не имеет крыла, то единствен-
ной поверхностной силой в направлении оси OY является верти*
кальная составляющая силы тяги НВ и тогда

На режиме висения вертолета и в горизонтальном полете вы-
полняется условие Ty=G, поэтому пу=1.

При маневрировании вертолета тяга НВ должна кроме силы
тяжести уравновешивать еще инерционные силы, возникающие
при изменении величины и направления скорости полета, поэтому
T>G и соответственно %>!.

Значительные перегрузки возникают также при полете в нес-
покойном 1|д§духе. Воздействие вертикальных порывов вызывает
изменениё^ла атаки НВ и, следовательно, его тяги.

Максимально допустимая в эксплуатации перегрузка совре-
менных боевых вертолетов может достигать величины пуэ=3 — 4
из условий аэродинамики и прочности НВ.

Максимальные перегрузки, возникающие при посадке вертоле-
та, не должны превышать указанных значений.

Величина nyQ позволяет определить допустимые в эксплуатации
нагрузки вертолета или любой его части.

3.2.	Понятие об эксплуатационной прочности

Для выполнения боевого задания и обеспечения безопасности
полетов конструкция вертолета должна быть достаточно прочной
и жесткой. Под прочностью понимают способность конструкции
воспринимать, не разрушаясь, заданные внешние нагрузки, встре-
чающиеся в процессе эксплуатации. Под жесткостью понимают
способность конструкции сопротивляться деформированию под на-
грузкой.

В процессе эксплуатации вертолет подвергается различным по>
характеру и величине нагрузкам: статическим (постоянным или
медленно меняющимся по времени), динамическим (ударным и
вибрационным). В зависимости от вида нагружения конструкция
или отдельная ее часть должна обладать соответствующим видом
прочности.

Сочетание необходимых значений различных видов прочности,
обеспечивающее нормальную работу конструкции в пределах уста-
новленных ограничений и сроков, называют эксплуатационной
прочностью.

В процессе эксплуатации прочность конструкции не остается
неизменной. Большие нагрузки, близкие к предельным, могут вы-
зывать остаточные деформации в ее элементах. Небольшие, но
многократно повторяющиеся нагрузки вызывают развитие уста-
лостных трещин, ослабляющих конструкцию. Происходят износ
трущихся деталей, абразивный износ лопастей НВ, лопаток газо-
турбинных двигателей под действием пыли, песка. Кроме того,
при техническом обслуживании вносятся повреждения в виде
вмятин, царапин, рисок, забоин и т. д. Все это приводит к посте-
пенному снижению прочности конструкции и вынуждает ограни-
чивать ресурс ((налет в часах) вертолета.

В процессе эксплуатации на конструкцию постоянно дейст-
вуют перепады температур, атмосферные осадки, пыль, солнеч-
ная радиация и т. д. Воздействие этих факторов вызывает корро-
зию элементов конструкции, растрескивание остекления и других
неметаллических деталей, повреждение защитных покрытий. В
результате приходится ограничивать календарное время эксплуа-
тации техники (срок службы).

Таким образом, все указанные выше внешние факторы, сни-
жающие прочность и ухудшающие эксплуатационные качества
конструкции, ограничивают ее долговечность. Долговечностью ле-
тательного аппарата называют свойство сохранять работоспособ-
ность с учетом обслуживания и ремонта до некоторого предельно-
го состояния, при котором нарушаются требования безопасности
полетов, снижается эффективность эксплуатации. Показателями
долговечности служат ресурс и срок службы.

Одной из основных задач технической эксплуатации авиацион-
ной техники является поддержание необходимой прочности в те-
чение всего срока службы в условиях реальной эксплуатации.

3.3.	Общие принципы расчета вертолета на прочность

Прочность конструкции вертолета, как и любого ЛА, рассчиты-
вается на разрушающие нагрузки Рр, которые превышают макси-
мально допустимые в эксплуатации Рэ.

Отношение / = показывающее, во сколько раз рас-
четная разрушающая нагрузка больше максимальной эксплуата-
ционной, называется коэффициентом безопасности. Величина ко-
эффициента безопасности выбирается из условия, чтобы при дей-
ствии максимально допустимых эксплуатационных нагрузок в кон-
струкции не возникали остаточные деформации. При этом учиты-
вается постепенное снижение прочности конструкции в процессе
эксплуатации. Величина коэффициента безопасности для вертоле-
тов принимается в пределах /=1,5 — 2,0.

Расчеты прочности по разрушающим нагрузкам позволяют
полностью использовать несущую способность конструкции, ис-
ключить избыточные запасы прочности и, следовательно, создать
конструкцию минимально возможной массы.

Величины расчетных разрушающих нагрузок задаются специ-
альным документом — «Нормами прочности», который является
сводом обязательных для конструкторов положений, определяю-
щих наиболее опасные (расчетные) случаи полета, посадки, назем-
ной эксплуатации и соответствующие Hагру.зки^-^Норл!Ыгярению-
сти представляют собой обобщение многолетнего опыта проекти-
рования, постройки и эксплуатации вертолетов. Они составляют-
ся с учетом перспектив развития вертолетостроения, периодически
пересматриваются и уточняются.

Нормами прочности определяются характерные массы верто-
лета (расчетная, максимальная, перегрузочная и т. д.), задаются
величины максимальной эксплуатационной перегрузки, коэффи-
циента безопасности, частоты вращения НВ и скорости полета.

Одним из основных полетных расчетных случаев является вы-
ход из планирования с максимальной эксплуатационной пере-
грузкой (пуэ = 4 — для маневренных вертолетов и пуэ = 3— для не-
маневренных), скорость полета принимается равной V= 1,15 УмаКс,
а частота вращения НВ — максимально допустимой. Этот расчет-
ный случай является определяющим по условиям статической
прочности для большинства агрегатов вертолета.

В Нормах прочности предусматривается также: действие отри-
цательной перегрузки пуэ =—0,5 при вводе в планирование, энер-
гичные развороты вертолета на висении, воздействие вертикаль-
ных и боковых порывов воздуха и др. Каждый из расчетных слу-
чаев является определяющим для прочности той или иной части
или агрегата вертолета.

Посадочные расчетные случаи рассматривают различные ва-
рианты посадки: на все опоры, только на основные, посадка с бо-
ковым ударом и т. д.

Наземные расчетные случаи рассматривают воздействие ветра,
буксировку вертолета по неподготовленной площадке и др.

Особая сложность расчета вертолета на прочность состоит в
том, что основные его нагрузки, например силы от лопастей НВ,
имеют переменный по величине и направлению характер, что вы-
зывает колебания самих лопастей и конструкции вертолета в це-
лом. Такое нагружение называется динамическим. При длитель-
ном действии многократно повторяющихся нагрузок разрушение
конструкции происходит при напряжениях, значительно меньших,
чем при постоянной, статической нагрузке. Это объясняется явле-
нием усталости материала.

В Нормах прочности приводятся также все необходимые дан-
ные для расчета жесткости конструкции, ее динамической проч-
ности и ресурса (срока службы).

3.4.	Понятие о расчете статической прочности

Если нагрузка конструкции постоянна или изменяется медлен-
но, то деформации и напряжения в ней будут также постоянны
или изменяться постепенно, пропорционально нагрузке, без ко-
лебательных процессов. Такое нагружение называется стати-
ческим.

Для вертолета статическими нагрузками можно считать: тягу
несущего и рулевого винтов; центробежные силы лопастей; аэро-
динамические силы крыла и оперения.
Расчет на статическую прочность включает:

—	определение в соответствии с Нормами прочности величины
и характера распределения расчетных нагрузок;

—	построение эпюр поперечной Q и продольной N сил, изги-
бающего Мизг и крутящего Л4Кр моментов для рассматриваемой
части конструкции вертолета;

—	выявление наиболее нагруженных участков конструкции, в
которых возможны наибольшие напряжения;

—	определение напряжений в элементах конструкции и срав-
нение их с разрушающими.

Статическая прочность конструкции обеспечивается, если на-
пряжения в ее элементах не превышают разрушающих зна-
чений.

Однако обеспечение статической прочности еще не гарантирует
безопасной эксплуатации вертолета, поскольку под действием пе-
ременных нагрузок в его конструкции возникают соответствующие
переменные напряжения. Эти напряжения, накладываясь на по-
стоянные, увеличивают суммарные напряжения, а также могут
привести к усталостному разрушению конструкции.

3.5.	Источники переменных нагрузок вертолета

Основные нагрузки вертолета носят переменный характер, они
постоянно изменяются по величине и направлению с определен-
ными частотами.

Основными источниками переменных нагрузок являются несу-
щий и рулевой винты. Причиной периодического изменения сил,
действующих на лопасти НВ, является непрерывное изменение
скорости и направления набегающего на них потока в различных
азимутах и в различных сечениях при поступательном полете вер-
толета. Когда лопасть при своем вращении движется навстречу
набегающему на вертолет потоку, суммарная скорость ее обтека-
ния увеличивается, а при движении назад, напротив, уменьшается.
Поскольку аэродинамические силы пропорциональны квадрату
скорости обтекания, подъемная сила Ул и лобовое сопротивление
Хл лопасти также постоянно изменяются. Это вызывает маховое
движение лопастей в вертикальной плоскости и колебания в пло-
скости вращения.

При маховом движении центры масс лопастей периодически
приближаются и удаляются от оси винта, что вызывает появление
переменных кориолисовых сил Рк, действующих в плоскости вра-
щения. Эти силы также вызывают колебания лопастей в плоскости
вращения.

Все эти переменные силы передаются на втулку НВ и далее че-
рез вал винта и редуктор на фюзеляж вертолета, вызывая его ко-
лебания в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Амплитуды
переменных сил, передаваемых с лопастей, могут составлять тыся-
чи ньютон, а для тяжелых вертолетов — десятки тысяч. Частоты
этих сил кратны произведению частоты вращения винта на число
лопастей/

Дополнительными источниками переменных сил НВ ’ могут
явиться плохая балансировка и несоконусность лопастей. Плохая
балансировка заключается в неодинаковых статических моментах
лопастей, что вызывает неуравновешенность их центробежных
•сил. Несоконусность проявляется в различных амплитудах махо-
вого движения лопастей вследствие отличий их внешних форм,
жесткости на кручение или неточной регулировки установочных
углов. По тем же причинам возникают переменные силы рулевого
винта.

3.6.	Виды колебаний и их параметры

При действии периодической (возбуждающей) силы упругая
конструкция совершает колебания с частотой возбуждающей си-
лы. Такие колебания называются вынужденными. При постоянных
амплитуде и частоте внешней силы колебания конструкции проис-
ходят также с постоянными амплитудой А и частотой v (рис. 3,2).

При изменении частоты возбуждающей силы амплитуда коле-
баний конструкции изменяется (рис. 3.3). При определенных ча-
стотах возбуждающей силы (vi, vs, V3 и т. д.) происходит много-
кратное увеличение амплитуды колебаний конструкции. Эти ча-
стоты называются частотами собственных колебаний конструкции.
Каждой частоте собственных колебаний соответствует определен-
ная форма (тон) колебаний. В качестве примера на рис. 3.4 пока-
зано несколько первых низкочастотных форм колебаний шарнирно
закрепленной тяги управления.

Собственные колебания конструкции можно вызвать каким-ли-
бо однократным импульсом (толчком). Такие колебания происхо-
дят с уменьшением амплитуды, т. е. являются затухающими.

Явление увеличения амплитуды вынужденных колебаний при
совпадении частоты возбуждающей силы с частотой собственных
колебаний конструкции называется резонансом. Резонансные ко-
лебания могут привести к разрушению конструкции, поэтому недо-
пустимы в эксплуатации.

Существует еще особый вид колебаний — самовозбуждающие-
ся колебания. Они возникают при определенных условиях, способ-
ствующих подводу внешней энергии к конструкции в процессе ее
колебаний. Такие колебания происходят с быстрым возрастанием
амплитуды вплоть до разрушения конструкции. Примерами само-
возбуждающихся колебаний являются: флаттер лопастей НВ, зем-
ной резонанс вертолета на шасси, колебания передних стоек шас-
си типа «шимми».

3.7.	Вынужденные колебания частей вертолета

Под действием переменных сил, создаваемых несущим и ру-
левым винтами, конструкция вертолета в полете постоянно испы-
тывает вынужденные колебания различной формы и частоты.
Наибольшие амплитуды имеют силы, вызванные переменным
характером обтекания лопастей. Основная частота этих перемен-
ных сил равна произведению числа лопастей НВ на частоту его
вращения, что для существующих вертолетов составляет 10 —
18 Гц. Частоты колебаний от сил, создаваемых рулевым винтом,
составляют 40—55 Гц. Амплитуды колебаний конструкции су-
щественно зависят от режима полета (рис. 3.5).

У|

Рис. 3.2. График гармонических колебаний:
А — амплитуда колебаний; Т — период колебаний

Рис. 3.3. Зависимость амплитуды вынужденных
колебаний конструкции от частоты внешней силы

Наибольшие амплитуды колебаний наблюдаются на малых ско-
ростях полета (20—50 км/ч), особенно при торможении, когда
НВ имеет большой угол атаки и находящиеся сзади лопасти по-
падают в зону завихрений, создаваемых фюзеляжем и самим НВ.
На больших скоростях полета колебания конструкции вновь воз-
растают из-за срывных явлений и увеличения зоны обратного об-
текания идущих назад лопастей, а также из-за волновых явлений
на концах лопастей, идущих вперед. Максимальная амплитуда
вынужденных колебаний конструкции ограничивается условиями
прочности, а также допустимым влиянием на человеческий орга-
низм.

Рис. 3.4. Формы колебаний тяги проводки уп-
равления

Рис. 3.5. Зависимость амплитуды вибраций фю-
зеляжа от скорости полета

Частоты возбуждающих сил от НВ достаточно низки (см.
выше) и могут оказаться в диапазоне частот собственных колеба-
ний конструкции. Поэтому одной из основных задач обеспечения
динамической прочности конструкции является недопущение резо-
нансных колебаний.
Переменные силы, создаваемые лопастями НВ, вызывают,
прежде всего, колебания самих лопастей. Шарниры позволяют
лопасти совершать колебания в плоскости взмаха и в плоскости
вращения. При этом лопасть колеблется относительно шарниров
как жесткий стержень, т. е. совершает маховое движение (коле-
бания нулевого тона). Частота таких колебаний обычно равна
частоте вращения НВ.

Наряду с маховым движением лопасть имеет большое число
форм и частот собственных изгибных колебаний. Некоторые фор-
мы этих колебаний в плоскости взмаха показаны на рис. 3.6.
Аналогичные формы имеют изгибные колебания в плоскости вра-
щения и крутильные колебания лопасти.

Рис. 3.6. Формы изгибных колебаний лопасти
несущего винта в плоскости взмаха
Основными переменными нагрузками фюзеляжа являются си-
лы, передаваемые от НВ. Рулевой винт оказывает влияние в ос-
новном на концевую и хвостовую балки.

3.8.	Динамическая прочность вертолета

При быстром (ударном) нарастании нагрузки Р (рис. 3.7, а)
возникают колебания конструкции, в процессе которых ее дефор-
мации и напряжения о (рис. 3.7, б) в элементах могут существен-
но (почти вдвое) превышать значения оП0Ст, соответствующие рав-
ной по величине статической нагрузке РПост. Такое нагружение на-
зывается динамическим. Динамический эффект нагружения кон-
струкции наблюдается также при действии переменных сил, вызы-
вающих ее колебания, особенно в случае резонанса. .

При динамическом нагружении разрушающие напряжения в
конструкции могут быть достигнуты при существенно меньшей
величине нагрузки за счет «заброса» напряжений при колебаниях.

Рис. 3.7. Динамическое нагружение конструкции:

а — изменение нагрузки по времени; б — изменение напряжений по
времени
3.9.	Усталостная прочность

При колебаниях разрушение конструкции может произойти да-
же в том случае, если возникающие напряжения намного меньше
предела прочности вследствие накопления усталостных повреж-
дений.

При действии переменных нагрузок в конструкции возникают
микротрещины, которые, постепенно развиваясь, уменьшают ра-
бочую площадь сечения, что увеличивает уровень напряжений, и
рост трещины ускоряется. Поэтому типичный усталостный излом
деталей имеет две зоны: гладкую в том месте, где трещины росли
медленно и края их сглаживались трением друг о друга, и шеро-
ховатую, по которой произошло окончательное разрушение.

Зарождение усталостных трещин в первую очередь начинается
на участках конструкции, имеющих местные концентрации напря-
жений (отверстия, заклепочные и болтовые соединения, резкие пе-
реходы формы, дефекты структуры материала, грубую обработку
поверхности, очаги коррозии и т. д.). Поэтому в конструкциях,
подверженных значительным переменным нагрузкам, следует из-
бегать по возможности участков с концентраторами напря-
жений.

Усталостная прочность конструкции характеризуется числом
циклов N нагружения, которое она выдерживает до разрушения
при заданной амплитуде переменных напряжений. Эта зависи-
мость определяется кривой усталости (рис. 3.8). Из графика вид-
но, что с уменьшением амплитуды переменных напряжений число
циклов нагружения, которое выдерживает конструкция, растет.
Из графика также следует, что, если амплитуда напряжений не
превышает некоторого значения, усталостные явления не прояв-
ляются и конструкция может выдержать неограниченное число
циклов нагрузки. Это значение амплитуды напряжений называется
пределом усталости огуст или пределом выносливости.

На практике за предел усталости условно принимают макси-
мальную амплитуду напряжений, при которых детали из стали вы-
держивают 10 млн циклов, из алюминиевых сплавов — 50 млн
циклов.

Большинство деталей вертолета наряду с переменными сила-
ми испытывают и постоянную нагрузку. На рис. 3.9 показана за-
висимость предела усталости от величины постоянных (средних)
напряжений цикла. Как следует из рис. 3.9, увеличение постоян-
ных растягивающих напряжений приводит к снижению предела
усталости. Однако при постоянных сжимающих напряжениях
<Густ существенно возрастает. Это используется для упрочнения
деталей наклепом, т. е. созданием сжимающих напряжений в по-
верхностном слое за счет его пластического деформирования.
Благодаря этому снижается чувствительность к поверхностным де-
фектам, образующимся при механической обработке или в про-
цессе эксплуатации.
Расчет усталостной прочности конструкции сводится к опре-
делению характера циклов переменных напряжений в силовых
элементах конструкции и соответствующего предела усталости
Пуст- Если действующие переменные напряжения меньше
Пуст, ресурс данного элемента конструкции не ограничен. В про-
тивном случае необходимо по кривой усталости определить допус-

Рис. 3.8. Кривая усталости материала

Рис. 3.9. Зависимость предела усталости от статической
подгрузки

тимое число циклов нагружения, которому соответствует опреде-
ленный налет в часах. Для увеличения ресурса элемента следует
принять меры по снижению величины переменных напряжений
в нем.

Усталость материалов — один из наиболее сложных вопросов
прочности. Даже испытания конструкции на специальных динами-
ческих стендах не дают полной гарантии от усталостных разруше-
ний, так как очень трудно заранее учесть все факторы, влияющие
26
на усталостную прочность вертолета или его частей. Большое зна-
чение имеет выбор конструкционных материалов. Обычно более
высокопрочные материалы обладают худшими усталостными ха-
рактеристиками. Поэтому наиболее надежной проверкой уста&
лостной прочности является испытание вертолета в реальных ус1-,
ловиях эксплуатации.

По результатам теоретических расчетов и испытаний для верто-
лета устанавливается так называемый назначенный (технический)
ресурс, т. е. суммарный налет в часах и срок службы (календар-
ная продолжительность эксплуатации). В расход ресурса засчиты-
вается 100% времени полета и 20% времени работы НВ на земле.
Для элементов шасси ресурс может быть задан количеством по-
садок.

По достижении установленного ресурса или срока службы
дальнейшая эксплуатация авиационной техники должна быть пре-
кращена независимо от ее технического состояния.

Устанавливаются также межремонтный и межрегламентный ре-
сурсы. Иногда отдельно устанавливается ресурс до первого ремон-
та. Кроме того, завод-изготовитель или авиаремонтное предприя-
тие устанавливает гарантийный ресурс (срок службы), в течение
которого они гарантируют и обеспечивают нормальную работоспо-
собность техники при условии соблюдения правил ее эксплуатации,
хранения и транспортировки.

Для вертолетов, как правило, назначенные ресурсы и сроки
службы основных агрегатов, подверженных значительным дина-
мическим нагрузкам, например лопастей винтов, существенно
меньше, чем для планера.

3.10.	Испытания вертолетов

Процесс создания нового типа вертолета включает проведение
статических, динамических, летных и ресурсных испытаний.

При статических испытаниях к конструкции вертолета или к
отдельным его частям с помощью специальных приспособлений
прикладываются нагрузки, соответствующие определенному рас-
четному случаю. В ходе испытаний замеряются деформации кон-
струкции, реальное распределение напряжений в ее элементах,
проверяется отсутствие остаточных деформаций после приложения
максимально допустимых эксплуатационных нагрузок. После это-
го конструкция доводится до разрушения. Если фактические раз-
рушающие нагрузки оказываются равными или немного больше
расчетных, то статическая прочность конструкции считается до-
статочной.

При динамических испытаниях определяются частоты собст-
венных колебаний частей вертолета, проверяется отсутствие опас-
ных вибраций, динамическая прочность частей, подверженных
ударным нагрузкам, например шасси.

При летных испытаниях проверяются все летные данные, ха-
рактеристики устойчивости и управляемости вертолета, замеряют-
ся динамические нагрузки и напряжения в силовых элементах ос-
новных частей и агрегатов вертолета (лопастей винтов, их вту-
лок, автоматов перекоса, проводки управления, узлов крепления
редукторов и т. д.), измеряются параметры колебаний конструк-
ции и деформации основных ее элементов. Программа испытаний
предусматривает измерения на всех основных эксплуатационных
режимах.

При ресурсных испытаниях определяется ресурс или срок
службы вертолета в целом и отдельных его частей и агрегатов.
Они проводятся как в лабораторных условиях на специальных
стендах, так и в приближенно реальных условиях эксплуатации
вертолета. Агрегаты, вышедшие из строя раньше общего ресурса
вертолета, заменяются в процессе испытаний.

Глава 4. БОЕВАЯ ЖИВУЧЕСТЬ ВЕРТОЛЕТА

4.1.	Основные понятия о боевой живучести

Под боевой живучестью вертолета понимают его способность
выполнять полет в соответствии с боевым заданием после воздей-
ствия средств поражения противника. Боевая живучесть является
таким же важным параметром вертолета, как и дальность, гру-
зоподъемность, скорость полета, и т. д., определяющим его боевую
эффективность.

Средства поражения, применяемые по вертолетам, можно раз-
делить на снаряды ударного действия (стрелковое, артиллерий-
ское оружие, ракеты с контактными взрывателями) и дистанци-
онного действия.

Снаряды ударного действия поражают (выводят из строя) вер-
толет при попадании в жизненно важные части, которые могут
быть выведены из строя данным типом снаряда, например эки-
паж, двигатели, агрегаты системы управления, топливной системы,
элементы вооружения и т. п. При попадании нескольких снарядов
возможно поражение путем накопления ущерба, хотя каждый из
попавших снарядов в отдельности не выводит вертолет из строя.

Снаряды дистанционного действия подрываются на некотором
расстоянии от вертолета, обеспечивающем высокую вероятность
его поражения. Поражающим фактором в этом случае является
поток осколков, стержней, обладающий определенной плотностью
и кинетической энергией.

Осколки, как и снаряды ударного действия, могут поражать
вертолет, попадая в жизненно важные его части. Кроме того, ин-
тенсивный поток осколков может поражать и планер вертолета,
который выводится из строя лишь в результате накопления
ущерба.

Известны следующие виды разрушающего действия потока
осколков: механическое действие, аэроудар и гидроудар.

Механическое действие осколков заключается в образовании
пробоин, ослабляющих конструкцию, и разрушении ее под дейст-
вием внешних нагрузок. Наиболее опасно поражение сжатых па-
нелей конструкции (хвостовой балки, оперения, крыла и т. Д,
приводящее к потере устойчивости.

Аэроудар характеризуется образованием ударной волны внут-
ри замкнутых отсеков конструкции при попадании в них осколков
с большой энергией. При этом происходят отрыв панелей конст-
рукции, разрушение стенок лонжеронов и т. д.

Гидроудар происходит при попадании осколков в топливные
баки и другие емкости, заполненные жидкостью. При гидроударе
происходит разрушение не только самих баков, но и близлежащих
участков конструкции за счет ударной волны. Эти виды пора-
жения наиболее опасны для замкнутых отсеков конструкции от-
носительно небольших объемов.

Конкретные причины вывода из строя вертолета могут быть
следующие:

—	гибель или ранение экипажа;

—	поражение основных конструктивных элементов планера^
приводящее к разрушению в полете какой-либо части вертолета;

—	поражение элементов несущей системы или трансмиссии;
— возникновение пожара;

—	поражение двигательной установки;

—	потеря топлива или прекращение его подачи к двигателям;

—	потеря управляемости вертолета;

—	поражение основного оборудования, без которого невозмож-
но выполнение боевого задания;

—	поражение вооружения и прицелов.

Количественным показателем боевой живучести летательного
аппарата считается вероятность того, что он не будет поражен при
воздействии определенного средства поражения в конкретных ус-
ловиях боевого применения.

Вероятность непоражения вертолета зависит от типа и мощ-
ности поражающего средства, направления стрельбы, компоновки
вертолета, особенностей его конструкции, конструктивных меро-
приятий, направленных на повышение его боевой живучести. Опре-
деление этой величины является очень сложной задачей и выхо-
дит за рамки данного учебника.

4.2.	Конструктивные и компоновочные мероприятия
по повышению боевой живучести вертолетов

Выбор конкретных мероприятий по повышению боевой живу-
чести вертолета определяется условиями его боевого применения^
а также средствами поражения, которые наиболее вероятно будут
применяться против него.

Поскольку использование истребительной авиации против вер-
толетов неэффективно, то основную опасность для них представ-
ляет огонь стрелкового оружия, малокалиберной зенитной артил-
лерии, ракет с земли. Это учитывается при компоновке вертоле-
тов, разработке защитных мероприятий. Однако надо иметь в
виду, что при боевом применении вертолетов в горной местности
возможен обстрел и сверху. Кроме того, в настоящее время уже
прорабатываются вопросы тактики воздушного боя вертолетов,
что потребует изменения подхода к обеспечению их боевой жи-
вучести.

Одним из наиболее важных мероприятий по повышению бое-
вой живучести является защита экипажа. Для этого при компо-
новке вертолета стремятся таким образом расположить силовые
элементы конструкции, массивные агрегаты, чтобы они экрани-
ровали членов экипажа со стороны наиболее вероятных направ-
лений обстрела. Применяется1 бронирование рабочих мест эки-
пажа, в частности, прозрачной броней. На вертолетах огневой
поддержки могут использоваться бронежилеты и каски для чле-
нов экипажа. Для защиты от вторичных осколков, образующихся
при разрушении снарядом элементов конструкции и оборудования
кабины, может применяться облицовка ее внутренней поверх-
ности специальными материалами.

Против вертолетов широко применяются ракеты «земля — воз-
дух» с тепловыми головками самонаведения, поэтому весьма ве-
роятны поражения их двигательных установок, создающих зна-
чительное тепловое излучение.

Для повышения живучести двигательных установок на их вы-
ходных устройствах используются экранно-выхлопные устройства,
снижающие тепловое излучение, специальная аппаратура, созда-
ющая помехи тепловым головкам самонаведения ракет, брониро-
вание4 наиболее уязвимых узлов. С точки зрения компоновки
целесообразно разнесение двигателей дальше друг от друга для
исключения одновременного поражения их одной ракетой или
снарядом.

Наиболее ответственным элементом несущей системы верто-
лета является лопасть НВ, так как ее разрушение неминуемо ве-
дет к катастрофе. Для повышения боевой живучести лопастей
разрабатываются конструкции с несколькими лонжеронами.

Наибольшую опасность в пожарном отношении представляют
топливная, масляная и гидравлическая системы.

В целях повышения боевой живучести топливной системы при-
меняются системы нейтрального газа, обеспечивающие вытесне-
ние кислорода из надтопливного пространства баков, системы по-
жаротушения. Широко применяется заполнение топливных баков
пористым материалом (губкой), разделяющим паровоздушную
смесь на отдельные ячейки, слабо связанные друг с другом, что
способствует подавлению очагов воспламенения1 при поражении
баков. Для уменьшения потерь топлива и возможности возникно-
вения пожара применяются протестированные топливные баки, в
конструкции которых ^пользуется специальный защитный слой,
способствующий затягиванию пробоин.

Весьма опасны поражения трубопроводов гидросистемы, нахо-
дящихся под высоким давлением, так как при этом происходит
энергичное распыление жидкости, что облегчает ее загорание.
Для повышения живучести все основные агрегаты контура пита-
ния гидросистемы выполняются в едином монолитном блоке. Же-
лательно также применение негорючих жидкостей.

Для защиты жизненно важных легкоуязвимых агрегатов раз-
личных систем, оборудования, вооружения, двигателей широко
используется экранирование их другими, более стойкими агрега-
тами или элементами конструкции, а также бронирование.

Одним из путей повышения боевой живучести является резер-
вирование жизненно важных агрегатов: применение нескольких
двигателей вместо одного, нескольких проводок управления, тру-
бопроводов, источников энергии и т. д.
РАЗДЕЛ II

НЕСУЩАЯ СИСТЕМА ВЕРТОЛЕТА

Глава 5. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О НЕСУЩИХ ВИНТАХ

5.1.	Назначение и типы несущих винтов

Несущий винт является основной частью вертолета. Он пред-
назначен для создания аэродинамической силы, уравновешиваю-
щей силу тяжести вертолета и обеспечивающей возможность его
маневрирования и движения в любом направлении, а также ус-
тойчивость и управляемость.

НВ состоит из втулки и лопастей. Лопасти создают необходи-
мую для полета аэродинамическую силу, а втулка объединяет
лопасти в единую конструкцию и служит для передачи на фюзе-
ляж сил и моментов, действующих на них. Можно выделить две
основные схемы крепления лопастей к втулке: с шарнирной под-
веской и с упругим креплением.

Винты с шарнирной подвеской лопастей применяются на по-
давляющем большинстве современных вертолетов. У таких винтов
каждая лопасть соединяется с втулкой посредством трех шарни-
ров: горизонтального, вертикального и осевого (рис. 5.1).

Горизонтальный шарнир (ГШ) позволяет лопасти совершать
маховые движения в вертикальной плоскости, при этом комлевая
часть лопасти разгружается от значительного изгибающего мо-
мента в плоскости взмаха.
«

Рис. 5.1. Втулка НВ с шарнир-
ным креплением лопастей:

1 — корпус втулки; 2 — горизонтальный
шарнир; 3 — вертикальный шарнир; 4 —
осевой шарнир; 5 лопасть
Вертикальный шарнир (ВШ) позволяет лопасти совершить
колебания в плоскости вращения НВ под действием переменных
аэродинамических и инерционных кориолисовых сил. В результате
этого комлевая часть лопасти разгружается от знакопеременного
изгибающего момента в плоскости вращения.

Осевой шарнир (ОШ) обеспечивает поворот лопасти относи-
тельно продольной оси при изменении угла установки (шага).

Порядок расположения шарниров определяется назначением,
схемой вертолета и в какой-то мере традициями конструкторских,
бюро.

Конструкция шарниров включает большое число подшипников,,
нагруженных центробежными силами лопастей. Кроме того, на-
личие ВШ способствует возникновению самовозбуждающихся
колебаний вертолета типа «земной резонанс». Для их предотвра-
щения в конструкции втулки необходимы специальные демпферы.
Поэтому шарнирная втулка НВ получается сложной и имеет боль-
шую массу.

Винты на кардане (рис. 5.2) имеют один универсальный шар-
нир (кардан), выполняющий функции ГШ лопастей. Лопасти
жестко связаны между собой. Поэтому при их маховом движении
НВ наклоняется как единое целое. Подшипники кардана по срав-
нению с традиционной втулкой нагружены в меньшей степени, так
как наибольшие по величине нагрузки (центробежные силы лопа-
стей) взаимно уравновешиваются.

К недостаткам такого винта следует отнести повышенный уро-
вень вибраций. Кроме того, лопасти испытывают в месте заделки
значительные изгибающие моменты. Винты на кардане находят



Рис. 5.2. Несущий винт на кардане:

1 — лопасть; 2 — ступица втулки; 3 — оси кардана; 4 —осевой шарнир
применение на легких вертолетах, а также в качестве рулевых
винтов.

Винты с упругим креплением лопастей появились как резуль-.
тат поиска путей упрощения конструкции традиционных шарнир-
ных втулок. Усовершенствование винтов идет по пути введения
упругих элементов (сферических эластомерных подшипников и
торсионов) в конструкцию шарниров втулки взамен подшипников.
Такие втулки легче, проще и дешевле в изготовлении, не требуют
смазки в эксплуатации.

НВ одновинтовых вертолетов содержат от двух до семи ло-
пастей. На вертолете Ми-26 установлен восьмилопастный НВГ
своего рода рекорд в мировом вертолетостроении.

Летные свойства вертолета в значительной мере определяются
удельной нагрузкой на ометаемую площадь, т. е. отношением силы
тяжести вертолета к площади, ометаемой несущим винтом (вин-
тами) :

Z? ом

где z — число НВ.

Величина удельной нагрузки выбирается из условий удовлетво-
рения1 как режиму максимальной скорости полета, так и режимам
висения и авторотации. Минимальная величина удельной нагруз-
ки ограничена размерами НВ, максимальная — ростом индуктив-
ных потерь мощности и воздействием струи НВ на грунт. У сов-
ременных вертолетов эта величина в зависимости от типа и назна-
чения вертолета находится в пределах 150—700 Па.

Важной характеристикой НВ является коэффициент заполне-
ния о — отношение суммарной площади лопастей к площади, оме-
таемой НВ:

Fом

где /’л — площадь лопасти в плане;

k — число лопастей НВ.

Совместный выбор величины о и удельной нагрузки р позво-
ляет обеспечить работу лопастей НВ с наивыгоднейшими углами
атаки на основных режимах полета. У современных вертолетов
значение коэффициента о находится в пределах 0,03—0,14.

Другой важной характеристикой несущего винта является
окружная скорость конца лопасти Уменьшение окружной ско-
рости приводит к повышению КПД НВ на режиме висения, одна-
ко в горизонтальном полете растет неравномерность аэродинами-
ческого нагружения лопастей, расширяются зоны срыва и обрат-
ного обтекания, возрастает уровень вибраций. При увеличении
значения уменьшается уровень переменных напряжений в ло-
пастях НВ, однако растут нагрузки от действия центробежных
сил. Кроме того, увеличиваются затраты мощности на преодоле-
ние волнового сопротивления лопастей и уровень вибраций при
полете с большой скоростью. Оптимальные значения окружной
скорости лежат в диапазоне со/? = 180—240 м/с.

5.2.	Требования, предъявляемые к несущим винтам

Аэродинамические требования к НВ сводятся к обеспечению
высокого КПД на всех эксплуатационных режимах полета, хоро-
ших авторотирующих свойств, стабильности аэродинамических ха-
рактеристик в течение всего срока службы.

Эксплуатационные требования сводятся к обеспечению:

—	минимума регулировочных работ на элементах НВ;

—	защиты лопастей от обледенения и абразивного износа;

—	возможности быстрой замены лопастей в условиях эксплуа-
тации, в том числе отдельной лопасти;

—	надежной сигнализации о появлении усталостных повреж-
дений в лопастях.

Жесткостные характеристики и компоновка лопастей должны
обеспечивать отсутствие самовозбуждающихся колебаний лопа-
стей типа флаттера, приемлемый уровень вибраций, исключение
ударов лопастей об элементы конструкции вертолета.

Для НВ военных вертолетов одним из важнейших является
требование боевой живучести, заключающееся в том, что лопасти
и силовые элементы втулки должны сохранять работоспособность
хотя бы кратковременно при наличии боевых повреждений.

Глава 6. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА ЛОПАСТЕЙ
НЕСУЩЕГО ВИНТА

6.1.	Назначение лопастей и предъявляемые к ним требования

Лопасти НВ вертолета предназначены для создания подъем*
ной силы.

Помимо общих к лопастям предъявляются специальные тре-
бования:

—	высокое аэродинамическое качество профиля и постоянство
положения центра давления при изменении угла атаки;

—	минимальные шарнирные моменты лопастей;

—	отсутствие резонансных колебаний на рабочих режимах и
колебаний типа флаттера;

—	достаточная* жесткость лопасти на изгиб и кручение;

—	высокие показатели усталостной прочности;

—	взаимозаменяемость лопастей;

—	простота и надежность узлов крепления.

Выполнение всех этих требований должно обеспечиваться при
возможно меньшей массе лопасти. С другой стороны, масса лопа-
стей должна обеспечивать достаточный запас кинетической энер-
гии вращения ЦВ для устойчивого перехода на режим самовра-

3*	35
щения. Удовлетворение всем требованиям является чрезвычайно
сложной задачей. В каждом конкретном случае степень удов ле-*
творения тем или иным требованиям зависит от назначения вер-,
толета и типа НВ (винтов).

Лопасти современных вертолетов в большинстве случаев име-
ют форму в плане, близкую к прямоугольной, в целях упрощения
технологии изготовления. Относительная толщина профилей со-
ставляет 8—14%. Для получения наибольшего КПД НВ лопасти
выполняют с геометрической и аэродинамической круткой.

6.2.	Нагрузки лоиасти

Анализ сил, действующих на лопасть, удобно проводить, рас-
сматривая элемент лопасти с достаточно малой длиной Аг и мас-
сой Атл, расположенный на расстоянии г от оси вращения НВ.

В общем случае на элемент лопасти длиной Аг действуют сле-
дующие силы.

1.	Аэродинамические, приложенные по линии центров давле-
ния лопасти:

—	подъемная сила

ДГ = ДСУ ЬЬг;

J сеч 2

—	сила лобового сопротивления

Д^ = Сх -^Мг.

лсеч 2

где Uг—скорость обтекания элемента лопасти;

Cv — коэффициент подъемной силы в рассматриваемом сече-
нии;

Сх —коэффициент лобового сопротивления сечения;
сеч

р—плотность воздуха на высоте полета;

b—хорда элемента лопасти.

2.	Массовые, приложенные по линии центров масс сечений ло-
пасти:

—	сила тяжести

А6 = Атл£,

где g=9,81 м/с2 — ускорение свободного падения;

—	центробежная сила инерции

А#=Дтл(о2г,

где г — удаление рассматриваемого элемента от оси враще-
ния НВ;

—	кориолисова сила вследствие махового движения лопасти,
действующая в плоскости вращения НВ:

АРк = 2Атл(ориг,
где иг — скорость махового движения элемента лопасти.

Когда в процессе махового движения центр масс элемента ло-
пасти приближается к оси вращения НВ, кориолисова сила на-
3$
правлена в сторону вращения лопасти, увеличивая ее угловую
скорость. При удалении центра масс — наоборот;

— сила инерции, вызванная маховым движением лопастей:

АРИ~ Атлй,

где й — ускорение элемента лопасти в плоскости взмаха.

При полете с поступательной скоростью массовые силы, кроме
силы тяжести, непостоянны. Их изменение связано с колебатель-
ным движением лопастей. В результате получается достаточно
сложная картина изменения сил, действующих на лопасть и НВ
в целом. Общая картина нагружения лопасти может быть полу-
чена путем суммирования сил, действующих на все ее элементы.

Определяющими для прочности лопасти являются силы, дей-
ствующие в плоскости взмаха, так как они имеют наибольшие
значения, а лопасть в этом направлении обладает наименьшей
жесткостью. Основными из этих сил являются: тяга лопасти Тл
и центробежная сила Af.

S

Рис. 6.1. Погонная аэродинамическая нагрузка лопасти:

а — к объяснению погонной аэродинамической нагрузки лопасти; б — распределение
погонной аэродинамической нагрузки по длине лопасти в различных азимутах
6.2.1.	Тяга лопасти

Сила Тл является равнодействующей подъемных сил ДУ эле-
ментов лопасти. Наиболее наглядным и удобным является пред-
ставление силы тяги лопасти в виде погонной воздушной нагруз-
ки 7в, численно равной подъемной силе, приходящейся на едини-
цу длины лопасти (рис. 6.1, а).

Характер распределения погонной аэродинамической нагруз-
ки по длине лопасти определяется законом изменения скорости
обтекания ее сечений, формой лопасти в плане, аэродинамической
и геометрической круткой. В общем случае

Погонная нагрузка qB изображается в виде эпюры (графика).
При косой обдувке НВ характер распределения по длине лопасти
шогонной нагрузки изменяется в зависимости от ее азимутального
положения (рис. 6.1,6).

Тяга лопасти как равнодействующая распределенной нагрузки
численно равна площади этой эпюры и приложена в центре ее
тяжести. Для прямоугольной в плане лопасти, не имеющей крут-
ки, тяга лопасти Тл на режиме висения приложена на относитель-
ном радиусе гт = 0,75/?. Крутка лопасти обеспечивает более равно-
мерное распределение воздушной нагрузки по длине лопасти.

6.2.2.	Ц е н т р о б еж н а я сила лопасти

При вращении НВ с угловой скоростью со на элемент лопасти
(рис. 6.2, а) массой Атл действует центробежная сила AW=
= Атл(о2г, направленная перпендикулярно к оси вращения НВ.
Ее можно представить в виде двух составляющих: ААд*=
= A7V cos |3 A7V и ЛЛД = A# sin ATVp, действующих вдоль оси
лопасти и перпендикулярно ей..Здесь р — угол взмаха лопасти в
радианах. Центробежная сила и ее составляющие могут быть так-
же представлены в виде погонных нагрузок:

7/v, — Qn —	.

Дг	Дг

При равномерном распределении массы по длине лопасти эпю-
ры погонных нагрузок qN2 и qNl имеют линейный характер
(рис. 6.3). Центробежная сила лопасти является суммой сил AiV
отсеков: 7У = 0,5тл(о27?. Точки приложения равнодействующих
центробежной силы лопасти и ее составляющих N\ и N2 располо-
жены на расстоянии rN==2!3R от оси вращения НВ (рис. 6.2,6).

Средний по азимуту угол взмаха лопасти (угол конусности
НВ) можно определить из условия ее равновесия относительно
ГШ (рис. 6.2,6). Пренебрегая весом лопасти, можно записать

Я = 0.
a


6.2.3.	С ум м а р н а я погонная поперечная нагрузка

лопасти

Суммарная погонная поперечная нагрузка лопасти, пренебре-
гая весом и инерционными силами колебательного движения, мо-
жет быть представлена в виде #Сум = <7в—Qn2 (рис. 6.3).

6.3.	Определение внутренних усилий в сечениях лопасти

Под действием внешних нагрузок упругая лопасть испытывает
деформации растяжения, изгиба, кручения и сдвига, которые
сопровождаются возникновением внутренних усилий, являющих-
ся результатом силового взаимодействия частиц материала ме-
жду собой.

Для определения внутренних усилий рассечем мысленно ло-
пасть плоскостью, перпендикулярной к продольной оси (рис. 6.4).
Внутренние усилия, действующие в сечении, уравновешивают
внешние нагрузки, приложенные к отсеченной части лопасти. Их
можно выразить через внешние нагрузки и построить графики их
изменения по длине лопасти (эпюры).

Рис. 6.4. Внутренние усилия в сечении лопасти

Для построения эпюр лопасть делится на определенное число
участков длиной Аг. Приращения внутренних усилий от внешней
нагрузки каждого участка последовательно суммируются, начи-
ная от свободного конца лопасти.

Продольная сила Ni вызывает растяжение лопасти. В текущем
сечении лопасти на радиусе г значение продольной силы равно
величине центробежной силы, действующей на отсеченную часть
40
лопасти. Определить ее можно как площадь эпюры погонной рас-
пределенной нагрузки qNt на участке от г до R (рис. 6.5). Знак
растягивающего усилия принимается положительным.

Поперечная сила в сечении уравновешивает действующую на
отсеченную часть лопасти поперечную нагрузку #Сум. Численно
она равна площади эпюры #СуМ на участке от г до R (рис. 6.6).
Знак поперечной силы принимается положительным, если участок
лопасти справа от рассматриваемого сечения под действием внещ-
ней нагрузки стремится сместиться вниз относительно левого уча-
стка.	,

Изгибающий момент ЛТИзг в произвольном сечении лопасти
уравновешивает момент внешней погонной нагрузкой #сум отсечен-
ной части лопасти относительно этого сечения. Графически это

Рис. 6.5. Построение эпюры продольной силы лопасти

Рис. 6.6. Построение эпюр поперечной силы и
изгибающего момента лопасти
площадь эпюры поперечной силы Q на участке от г до R
(см. рис. 6.6). Изгибающий момент считается положительным, ес-
ли он вызывает растяжение нижней поверхности лопасти.

Крутящий момент ’ Л1кр равен сумме моментов, создаваемых
внешними нагрузками qB и дх относительно оси жесткости ло-
пасти. Крутящий момент считается положительным/если он стре-
мится повернуть отсеченную часть лопасти на уменьшение ее уста-
новочного угла. Для построения эпюры Л4кр предварительно строят
эпюру погонного крутящего момента (момента, приходящегося на
единицу длины лопасти):

ГПкр" ?в<^д Qn2 Хт,

где хд, хт — расстояния от центров давления и тяжести сечений
лопасти до центра жесткости (см. рис. 6.4).

Характер эпюр моментов ткр и Л4кр показан на рис. 6.7.

Рис. 6.7. Построение эпюры крутящего момента
лопасти

При полете с поступательной скоростью вследствие цикличе-
ского изменения по азимуту скоростей обтекания, углов установ-
ки и взмаха лопасти распределение внутренних усилий Q, Мизг*
МКр по длине лопасти постоянно изменяется.

6.4.	Конструкция лопастей

Основой конструкции лопасти является лонжерон, восприни-
мающий продольную и поперечную силы, изгибающий и крутя-
щий моменты. Поэтому тип лопасти определяется конструкцией
лонжерона.

В настоящее время наибольшее распространение получили
цельнометаллические лопасти с дуралюминовым или стальным
лонжероном, а также лопасти, выполненные из композиционных
материалов.
» .
6.4.1.	Лопасть с дуралюминовым лонжероном
(рис. 6.8)

Лонжерон 2 представляет собой прессованную балку замкну-
того сечения. Наружная поверхность лонжерона выполняется в
соответствии с аэродинамическим профилем. На внутренних стер-
ках лонжерона имеются ребра жесткости. В носовой части лон-
жерона ребра жесткости служат направляющими для противо-
флаттерных грузов 9 в виде стальных брусков, покрытых резиной
для защиты от коррозии.

В комлевой части лонжерона имеется наконечник 1 для креп-
ления к втулке, прикрепленный с помощью болтов и специального
клея для большей надежности и предотвращения коррозии. В кон-
цевой части лонжерона имеются балансировочные пластины 6, с
помощью которых достигается выравнивание центробежных сил
всех лопастей.

Для защиты от эрозионного износа передние кромки лопастей
оклеивают листовой резиной, а поверх нее приклеивают оковку 8
из нержавеющей стали, покрытую поливинилхлоридной лентой.
В целях защиты от обледенения по всей длине носовой части ло-
пасти устанавливаются специальные электронагревательные эле-
менты.

К лонжерону приклеены хвостовые отсеки 3, состоящие из об-
шивки и сотового заполнителя 4 из алюминиевой фольги. Для
предотвращения перетекания воздуха между отсеками устанавли-
ваются пустотелые вкладыши 5, обклеенные губчатой резиной.

Лопасть имеет систему сигнализации повреждения лонжерона.
Сигнализатор (рис. 6.8, б) имеет красный сигнальный колпачок /,
связанный с сильфонным элементом 3, реагирующим на измене-
ние давления во внутренней герметичной полости лонжерона, ко-
торая заполняется воздухом под давлением, несколько превышаю-
щим давление срабатывания сигнализатора. Даже незначитель-
ная трещина приводит к стравливанию воздуха из полости лон-
жерона, в результате сильфон разжимается под действием сил
упругости и выталкивает красный колпачок, сигнализирующий о
повреждении.

6.4.2.	Л о п а сть со стальным лонжероном (рис. 6.9)

Стальные лонжероны выполняются в виде труб круглого или
овального сечения из высоколегированных сталей типа ЗОХГСА
или 40ХН2МА. Лопасти со стальным лонжероном применяются
на тяжелых вертолетах типа Ми-6, Ми-26.

Лопасть состоит из общей носовой части и хвостовых отсеков.
Носовая часть лопасти включает в себя лонжерон 2, пенопласто-
вый заполнитель 12 и обшивку из слоев стеклоткани, пропитан-
ной связующим составом. Лонжерон имеет переменные по длине
сечение и толщину стенки.
Рис. 6.8. Лопасть НВ
с дуралюминовым
лонжероном:

а —, конструкция лопа-
сти: 1 — наконечник для
крепления лопасти к
втулке; 2 — лонжерон;
3 — хвостовой отсек; 4 —
сотовый заполнитель; 5 —
межотсечный вкладыш,
6 — балансировочные
пластины; 7 — контурный
огонь; 8 — оковка; 9 —
противофлаттерный груз;
10 — сигнализатор пов-
реждения лонжерона;
б — сигнализатор повреж-
дения лонжерона: 1 —
красный колпачок; 2 —
Прозрачный колпачок;
3 — сильфонный чувстви-
тельный элемент

7
6
15

Рис. 6.9. Лопасть вертолета Ми-26:

/ — сигнализатор повреждения лонжерона; 2 — лонже-
рон, 3 — межотсечный вкладыш; 4 — сотовый заполни-
тель; 5 — хвостовой отсек; 6 — обшивка хвостового от-
сека; 7 — заглушка; 8 — контурный огонь; 9 — концевой
обтекатель; 10 — балансировочные пластины; 11 — провод-
ка противообледенительной системы и контурного ог-
ня; 12 — пенопластовый заполнитель; /3 — компенсатор;
14 — воздушный канал системы сигнализации повреж-
дения лонжерона; 15 — титановая оковка; 16— штепсель-
ный разъем; 17 — проушина крепления лопасти к втулке
Хвостовые отсеки состоят из обшивки 6 и сотового заполните-
ля 4 из специальной бумаги типа «номекс», соединенных высоко-
прочным клеем. Все нагрузки носовой части лопасти и хвостовых
отсеков передаются на лонжерон через промежуточные силовые
элементы-компенсаторы 13, представляющие собой продольные
стеклопластиковые бруски, которые связывают обшивку носовой
части с лонжероном.

Система сигнализации повреждения лонжерона аналогична
рассмотренной выше. Выход воздуха из лонжерона при появ-
лении в нем трещин обеспечивают специальные воздухопроводя-
щие каналы 14, сообщенные с атмосферой.

6.4.3.	Л о п а с ть из композиционных материалов

Стремление улучшить аэродинамические характеристики и ре-
сурс НВ привело к разработке лопастей из композиционных ма-
териалов, имеющих более гладкую поверхность и более точно
выдержанный профиль. Конструкция таких лопастей в основном
аналогична рассмотренной в подразд. 6.4.1.

В нашей стране лопасти из композиционного материала — стек-
лопластика на основе стеклоткани и эпоксидного связующего —
успешно применяются на вертолетах соосной схемы, в частности
на вертолете Ка-26. Динамические испытания и опыт эксплуата-
ции показывают, что срок службы таких лопастей практически
не ограничен.

В настоящее время в конструкции лопастей все более широкое
применение находят композиционные материалы на основе угле-
родных и борных волокон, имеющие высокие показатели удельной
прочности и жесткости. Перспективными являются трехкомпо-
нентные материалы с различной комбинацией углеродного или
борного наполнителя со стеклянным.

6.5.	Работа элементов лопасти

Хвостовые отсеки лопасти (рис. 6.10) служат для восприятия
воздушной нагрузки и передачи ее на лонжерон. Выполняются
они в виде блока, склеенного из тонкой обшивки и сотового за-
полнителя из алюминиевой фольги. Соединение отсеков с лонже-
роном клеевое. В силовом отношении отсеки не связаны один с
другим. Благодаря этому воздушная нагрузка с них передается
непосредственно на лонжерон, не нагружая соседних отсеков. Под
действием воздушной нагрузки хвостовой отсек работает на изгиб
как балка-, консольно закрепленная на лонжероне. Верхняя об-
шивка отсека работает на сжатие, нижняя — на растяжение.
Сотовый заполнитель препятствует выпучиванию (потере устой-
чивости) обшивки при сжатии. Изгибаяощий момент отсека пере-
дается сдвигом клеевых соединений 'обшивки (t06ni) на лонжерон
и закручивает его. Поперечная сила отсека передается на лонже-
рон сдвигом клеевого соединения сотового заполнителя с лонже-
роном (тзап). Накапливающаяся от отсека к отсеку поперечная
сила вызывает изгиб лонжерона в плоскости тяги. Таким образом,
воздушная нагрузка каждого отсека вызывает в сечениях лонже-
рона дополнительные внутренние усилия: поперечную силу — AQ,
крутящий ДЛ4кр и изгибающий ЛЛ4Изг моменты. Для концевых
отсеков лопасти существенными оказываются центробежные си-
лы, которые могут достигать 2000—4000 Н. Они передаются на
лонжерон сдвигом клеевых соединений.

Рис. 6.10. Работа хвостового отсека лопасти при восприятии местной воздушной
нагрузки

Основным силовым элементом лопасти является лонжерон. Он
работает на растяжение, изгиб и сдвиг в плоскости взмаха и пло-
скости вращения, а также на кручение.

Осевая сила М вызывает в сечении лонжерона (рис. 6.11)
растягивающие нормальные напряжения

_ Ni

$раст —	~ ,

где F — площадь поперечного сечения лонжерона.

При изгибе в плоскости тяги нормальные напряжения в сече-
нии лонжерона линейно изменяются по высоте. Максимальные
напряжения возникают в точках, наиболее удаленных от нейт-
ральной оси. Они определяются по формуле

-	__ Мизг

изгмакс	9

где Wx — момент сопротивления изгибу сечения лонжерона отно-
сительно оси ОХ.

Для кругового сечения

wx=wv=—
х у 4
где D — наружный диаметр лонжерона;
S — толщина стенки.
Суммарные максимальные нормальные напряжения в сечении лон-
жерона

^макс — °раст zb $изгмакс •

Поперечная сила Q воспринимается сдвигом стенок лонжеро-
на. Для точек кругового сечения, определяемых углом ср
(рис. 6.12, а), величину касательных напряжений можно опреде-
лить по формуле

2Q .

—— Sin ср.

Рис. 6.11. Распределение нормальных напряжений в сечении лонжерона
при изгибе и растяжении

В точках а и с касательные напряжения равны нулю, а в точках
b и d достигают максимального значения.

От действия крутящего момента также возникают касатель-
ные напряжения (рис. 6.12,6). Они рассчитываются по формуле

^кр

где FK — площадь контура сечения лонжерона.

Напряжения tq и тк направлены по касательной к средней
линии стенки лонжерона. Направление их действия определяется
направлением соответствующих внутренних усилий Q и AfKp,
уравновешивающих отсеченную часть лопасти.

Суммарные касательные напряжения (рис. 6.12, в) в сечении
лонжерона определяются по формуле
* > ’

T = Tq4-Tk.
Рис. 6.12. Касательные напряжения в сечении лонжерона при сдвиге и кру-
чении

6.6.	Особенности расчета лопасти на прочности

Нагрузки лопасти НВ носят преимущественно динамический
характер. Поэтому разделение их на статические и динамические
носит чисто условный характер.

В нормах прочности предусмотрены следующие случаи нагру-
жения лопастей НВ.

1.	Изгиб лопасти под действием собственного веса при сто-
янке вертолета. Статический прогиб лопасти должен быть таким,
чтобы расстояние от конца лопасти до хвостовой балки было не
меньше (0,05—0,07)7?.

2.	Изгиб лопасти, поднятой порывом ветра при медленном вра-
щении НВ на стоянке, при ударе об ограничитель свеса.

3.	Полет на малой скорости, когда имеет место резкое воз-
растание амплитуды колебаний лопастей из-за неравномерности
поля индуктивных скоростей, особенно на режиме торможения.

4.	Горизонтальный полет на крейсерской или максимальной
скорости. Уровень вибраций в этом случае ниже по сравнению с
режимом торможения, однако значительная продолжительность
их действия оказывает основное влияние на усталостную проч-
ность лопасти.

Для каждого расчетного случая задается совокупность исход-
ных данных, необходимых для определения расчетных нагрузок.

Расчет на прочность при однократных нагрузках (случаи 1
и 2) заключается в определении расчетных напряжений и срав-
нении их с разрушающими. Условия прочности имеют вид

°разр>	^р<зр«
6.	6.1. Статическая прочность лопасти

В соответствии с расчетным случаем определяется расчетное
значение нагрузки, строятся эпюры поперечных и продольных сил,
изгибающих и крутящих моментов, определяются максимальные
нормальные и касательные напряжения в сечениях лопасти в
соответствии с разд. 6.5 и находится наиболее опасное с точки
зрения прочности сечение. Для полетных случаев нагружения та-
кое (расчетное) сечение расположено на г^0,4/?. Касательными
напряжениями в сечениях лопасти при изгибе и кручении обычно
пренебрегают по причине их малости.

Расчетные напряжения ормакс сравнивают с разрушающими: с
пределом прочности при растяжении — ов или критическими на-
пряжениями потери устойчивости при сжатии — оКр.

6.	6.2. Динамическая прочность лопасти

В поступательном полете величина и характер распределения
' силы тяги по длине лопасти оказываются переменными по ази-
мутам и имеют сложный закон изменения. Переменная составляю-
щая силы тяги возбуждает вынужденные колебания лопасти. В
случае совпадения частоты одной из гармоник возбуждающей
силы с частотой собственных колебаний лопасти по одной из ее
форм будут иметь место резонансные колебания, сопровождаю-
щиеся существенным увеличением амплитуды.

Частота собственных колебаний лопасти зависит от распреде-
ления масс, жесткостных характеристик и от частоты вращения
НВ. С увеличением частоты вращения НВ возрастает частота
собственных колебаний каждого тона.

Для оценки условий возникновения резонансных режимов ло-
пасти строят так называемую резонансную диаграмму (рис. 6.13).
По оси абсцисс отложена частота вращения НВ, а по оси орди-
нат— значение частот собственных колебаний лопасти и частот
основных гармоник возбуждающей силы. Точки пересечения кри-
вых (собственных частот) и прямых (частот гармоник переменной
составляющей тяги лопасти) соответствуют резонансным колеба-
ниям. Резонансные колебания, особенно по низкочастотным гар-
моникам, недопустимы. При разработке конструкции лопасти ста-
раются избежать резонанса по основным тонам собственных коле-
баний в диапазоне рабочих частот вращения НВ. Резонансные
точки левее границы рабочего диапазона не опасны с точки зре-
ния прочности лопасти, так как они являются проходными (во
время раскрутки и остановки НВ).

На рис. 6.14 показан характер изменения нормальных напря-
жений в сечении лонжерона при горизонтальном полете за один
оборот НВ. Постоянная составляющая переменных напряжений
Ос определяется значением центробежной силы в данном сечении.
Амплитуда переменной составляющей <уа равна полуразности мак-
симальных и минимальных нормальных напряжений за один обо-
рот НВ. Она определяет усталостную прочность лопасти.

Значение амплитуд переменных нормальных напряжений зави-
сит от режима полета вертолета. Наибольшие амплитуды возни-
кают на режимах полета с максимальной скоростью, на режимах
малых скоростей, при торможении, а также при выполнении ма-
невров.

4*

Рис. 6.13. Резонансная диаграмма лопасти НВ

Рис. 6.14. Изменение нормальных напряжений в
сечении лонжерона за один оборот НВ

51
Усталостная прочность (случаи 3 и 4) обеспечивается зада- ч
нием соответствующего уровня переменных напряжений в лон-
жероне.

Важное значение для оценки динамической прочности лопасти
имеет случай, когда на земле при раскрутке или остановке НВ
медленно вращающаяся лопасть может быть подброшена резким
порывом ветра в положение, соответствующее максимальному
углу взмаха. Последующее падение лопасти на упор ограничителя
свеса сопровождается значительными деформациями изгиба. На-
гружение носит ярко выраженный динамический характер. При
этом нормальные напряжения сгМакс в лонжероне могут оказаться
определяющими для прочности лопасти.

6.7.	Флаттер лопастей несущего винта

При вращении НВ лопасти совершают маховые движения, из-
гибные и крутильные колебания за счет энергии переменных аэро-
динамических сил. В процессе колебаний лопасти возникают так-
же демпфирующие аэродинамические силы и силы внутреннего
трения в конструкции лопасти и подшипниках втулки. Амплитуды
колебаний лопасти определяются балансом энергии этих сил. При
некоторых условиях энергия возбуждающих сил превышает энер-
гию демпфирующих сил, что ведет к неограниченному росту ам-
плитуды колебаний, т. е. флаттеру.

Флаттером лопастей НВ называются самовозбуждающиеся
колебания с участием аэродинамических, упругих и инерционных-
сил. Флаттер очень опасен, так как возрастание амплитуды коле-
баний происходит очень быстро (в течение нескольких секунд)
и приводит к разрушению лопастей и НВ. Различают флаттер
маховый и изгибно-крутильный.

Маховым называется флаттер, при котором лопасти соверша-
ют маховые движения относительно ГШ, сопровождающиеся кру-
тильными колебаниями. Деформации изгиба при этом незначи-
тельны.

Флаттер называется изгибно-крутильным, если при колебаниях
лопастей преимущественными являются деформации изгиба и
кручения. Крутильные колебания в обоих случаях происходят за
счет упругих деформаций самой лопасти и элементов системы уп-
равления, а также в результате действия компенсатора взмаха.
В обоих видах флаттера колебания лоцасти являются совмест-
ными.

Рассмотрим причины взаимосвязи указанных видов колебаний
на примере изгибно-крутильных колебаний элемента лопасти дли-
ной Аг при отсутствии набегающего потока (рис. 6.15). У реаль-
ной лопасти ось жесткости сечений практически совпадает с осью
ОШ. Линия центров масс, если нет специального груза в носке
лопасти, располагается сзади оси жесткости. >
Пусть элемент лопасти в результате ее изгиба отклонится
вверх от исходного положения (позиция 2, пунктир на рис. 6.15)
на величину А (позиция 1).

При изгибе возникает сила упругости АРуцр, приложенная
в центре жесткости, которая стремится вернуть элемент лопасти
в исходное равновесное состояние. Под действием силы АРуПр

Рис. 6.15. К объяснению совместных изгибных и крутильных колебаний ло-
пасти

элемент с ускорением перемещается вниз. Возникающая при этом
сила инерции АРИ, приложенная в центре масс элемента, на пле-
че Хт, образует крутящий момент, под действием которого лопасть
закручивается в сторону уменьшения угла установки на величину
Аф. При прохождении равновесного положения 2 силы АРупр и
АРИ равны нулю, а угол поворота и скорость движения элемента
. и достигают максимальных значений. При дальнейшем движении
сила АРупр меняет свое направление и элемент лопасти движется
с замедлением. Момент силы инерции АРИ стремится уменьшить
угол поворота элемента. В нижнем положении 3 скорость и и угол
поворота Аф равны нулю, а ускорение й— максимально. При дви-
жении вверх момент силы инерции поворачивает элемент на уве-
личение угла установки. В дальнейшем картина повторяется.

Таким образом, начальная изгибная деформация лопасти вы-
зывает не только изгибные, но и крутильные колебания. При,
маховом движении лопасти силы упругости отсутствуют, однако
их роль выполняют изменения поперечной составляющей центро-
бежной Силы N2 при изменении угла взмаха р. Следовательно»
действие центробежной силы аналогично действию упругой силы
при изгибных колебаниях.

При обтекании профиля воздушным потоком изменение уста-
новочного угла Аф вызывает появление дополнительной аэродина-
мической силы:

ДКв=±С“уД«р^Дг,

<4

(а)

где Су — производная коэффициента Су по а;

U — скорость обтекания элемента лопасти.

Сила АУВ приложена в центре давления элемента. Характер
изменения силы АУВ показан на рис. 6.16. Ее направление всегда
совпадает с направлением перемещения элемента лопасти при ко-
лебаниях. Она способствует увеличению амплитуды колебаний и
поэтому является возбуждающей. Из выражения (а) следует, что
возбуждающая сила пропорциональна квадрату скорости обтека-
ния и углу закручивания сечения лопасти.

Наличие вертикальной скорости элемента лопасти и при ко-
лебаниях вызывает изменение угла атаки на величину

Аа = tg —	,

\ U ) U

где угол выражен в радианах. Это приводит к появлению допол-
нительной аэродинамической силы

ДУд = — и*ы±Г'

2 у U

Она направлена против движения; поэтому является демпфирую-
щей. Ее величина пропорциональна скорости обтекания в первой
степени.

Характер колебаний лопасти определяется соотношением рабо-
ты возбуждающих и демпфирующих сил за полный цикл колеба-
ний. На рис. 6.17, а представлена зависимость работы возбужда-
ющих и демпфирующих сил от частоты вращения НВ пн. в при
нулевой скорости полета. В рабочем диапазоне частот вращения
54
сл

СЛ

«—е

Рис. 6.16. Возникновение возбуждающих и демпфирующих аэродинамических сил элемента лопасти при изгибпо-крутильных
колебаниях
НВ выполняется условие ЛВ<ЛД и колебания лопастей, вызван-
ные случайными внешними воздействиями, являются затухаю-
щими. С ростом частоты вращения работа возбуждающих сил
возрастает быстрее работы демпфирующих и при некоторой ча-
стоте пн. в = Яф достигается равенство подводимой и рассеиваемой
энергии. В этом случае колебания лопасти происходят с постоян-
ной амплитудой. При ин. в>иф имеет место избыток подводимой
энергии, что приводит к колебательной (динамической) неустой-
чивости лопасти, т. е. возникновению флаттера.

Рис. 6.17. Зависимость работы возбуждающих и демпфирующих сил:
а — от частоты вращения НВ; б — от скорости полета

С ростом скорости полета (рис. 6.17, б) также увеличиваются
скорость обтекания и интенсивность махового движения лопастей,
что приводит к увеличению работы возбуждающих и демпфирую-
щих сил. Существует значение критической скорости полета Уф,
при которой наступает равенство указанных работ. Дальнейшее
увеличение скорости полета также приводит к флаттеру. На прак-
тике встречается в основном маховой флаттер НВ в целом. Это
объясняется тем, что лопасти связаны между собой через автомат
перекоса.

Чтобы исключить возможность возникновения флаттера в по-
лете, необходимо, чтобы выполнялись следующие условия:

^ф (1,2	1,35) Имакс.|доп^

^ф (1 >2	1,35) Vмакс.[доп,

где пМакс. доп — максимально допустимая частота вращения НВ;

Умакс. доп — максимально допустимая скорость полета верто-
лета.

Величины пф и Уф определяются положением центров тяжести и
давления сечений по хорде лопасти, ее жесткостью на кручение,
жесткостью проводки управления и величиной компенсатора
взмаха.

Получение заданных величин Пф и Уф обеспечивается смеще-
нием центров тяжести сечений лопасти вперед за счет специальных
противофлаттерных грузов, расположенных в носке концевой ча-
сти лопасти. Смещение центров тяжести уменьшает плечо хт
(?см- рис. 6.15) инерционной силы относительно центра жесткости,
что способствует уменьшению угла закручивания' лопасти Дф в
процессе колебаний и, следовательно, возбуждающей силы. При-
менение аэродинамических профилей с более задним расположе-
нием центра давления уменьшает дополнительный закручиваю-
щий момент от аэродинамических сил, что также способствует
повышению запаса по флаттеру. Увеличению критической частоты
вращения НВ способствует также увеличение жесткости лопасти
на кручение и жесткости проводки управления.

В настоящее время разработаны достаточно надежные методы
устранения флаттера, что практически исключает возможность
летных происшествий по этой причине. Однако в процессе экс-
плуатации необходим постоянный контроль характеристик НВ,
обеспечивающих заданные запасы по частоте вращения и скоро-
сти полета по флаттеру.

Контроль этого запаса периодически осуществляется на зем-
ле по методу М. Л. Миля. Суть его состоит в смещении центров
тяжести лопастей назад на 2—3% с помощью специальных (про-
воцирующих) грузов, устанавливаемых на их задних кромках.
Путем отклонения ручки циклического управления вперед на мак-
симально допустимой частоте вращения НВ вызываются маховые
движения лопастей. Если при этом наблюдается нарушение соко-
нусности лопастей, увеличение уровня вибраций, лопасти снима-
ются с эксплуатации.

В эксплуатации необходимо исключать причины недопустимого
смещения центровки лопастей назад. Ими могут быть: неправиль-
ная окраска хвостовых отсеков, попадание влаги в них, обледе-
нение лопастей, увеличение массы хвостовых отсеков при выпол-
нении ремонта.

Глава 7. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА ВТУЛКИ НЕСУЩЕГО
ВИНТА

7.1.	Назначение и основные конструктивные параметры втулки
несущего винта

Втулка служит для крепления лопастей и передачи им кру-
тящего момента с вала редуктора, а также для восприятия и
передачи на фюзеляж сил и моментов, создаваемых лопастями.
Классическая втулка с шарнирным креплением лопастей вклю-
чает в себя (рис. 7.1): корпус 1, горизонтальные 7, вертикальные
6 и осевые 5 шарниры, рычаги 2 поворота лопастей 3 и демпфе-
ры 4 вертикального шарнира.
Корпус втулки имеет шлицевое соединение с валом редуктора.
Центрирование втулки на валу обеспечивается двумя конусными
кольцами 10 и 9. Крепление втулки осуществляется гайкой 11,
через которую передается на вал редуктора сила тяги НВ.

НВ не только создает силу тяги, но и выполняет функции ор-
ганов продольного и поперечного управления. Эти функции в ос-
новном и определяют значение конструктивных параметров втул-
ки. К ним относятся:

—	разнос горизонтальных шарниров Лг. ш;

Рис. 7.1. Втулка НВ с шарнирным креплением лопастей:

“ корпус втулки; 2 рычаг поворота лопасти; 3 — лопасть; 4 — демпфер вертикального
шарнира; 5 — осевой шарнир; 6 — вертикальный шарнир; 7 — горизонтальный шарнир; 3 —
вал редуктора; 9 — нижнее кольцо; /0 —верхнее кольцо; // — гайка
—	разнос вертикальных шарниров LB. ш;

—	угол, определяющий значение компенсатора взмаха съ;

—	смещение горизонтальных шарниров а.

Разнос ГШ влияет на характеристики устойчивости и управ-
ляемости вертолета. Его величина в значительной степени опре-
деляет габариты и массу втулки. Разнос ВШ также влияет на
устойчивость и управляемость вертолета, его склонность к зем-
ному резонансу. Кроме того, при малых значениях LB. ш затруд-
няется передача крутящего момента на лопасти НВ.

В целях уменьшения амплитуды маховых движений лопастей
и завала конуса НВ в полете втулка имеет так называемый ком-
пенсатор взмаха, который характеризуется коэффициентом

K=tgoi.

Значение К оказывает существенное влияние на устойчивость
вертолета и противофлаттерные характеристики лопастей. Если
<У1 = 0, то при маховых движениях установочный угол лопастей не
изменяется. При о> О изменение угла взмаха лопасти на величи-
ну Др приводит к изменению ее установочного угла на величину

Дф=—кдр,

т. е. при взмахе вверх установочный угол уменьшается, а при
взмахе вниз — увеличивается. Это приводит к уменьшению ампли-
туды маховых движений. Максимальная величина угла oi ограни-
чивается опасностью срыва потока в азимуте 270° и ухудшением
противофлаттерных характеристик лопасти.

Смещение ГШ (см.'рис. 7.1) выбирается из условия равномер-
ного нагружения подшипников' ГШ на крейсерских режимах по-
лета. Наличие ВШ приводит к тому, что лопасть располагается
вдоль линии действия равнодействующей R центробежной силы
N и силы лобового сопротивления X. У втулки без смещения ГШ
(рис. 7.2, а) линия действия равнодействующей R не перпендику-
лярна к оси ГШ. Это приводит к тому, что передний по враще-
нию подшипник ГШ нагружается в большей степени, чем задний
'(S2>Si), что вызывает неравномерный их износ.

У втулки со смещенными ГШ (рис. 7.2, б) линия действия
равнодействующей R оказывается практически перпендикулярной
к оси ГШ. При этом Si = S2.

7.2.	Силы, действующие на втулку несущего винта

Аэродинамические и инерционные силы, действующие на ло-
пасть НВ, через осевой, вертикальный и горизонтальный шарни-
ры передаются на корпус втулки.

На рис. 7.3, г представлена схемка на|Пруже1н.и’я корпуса втулки
шарнирного НВ. Линия действия равнодействующей R центро-
бежной силы N и силы тяги лопасти Тл проходит через ось ГШ
(рис. 7.3, а). Ее вертикальная составляющая Ry (рис. 7.3,6), при-
мерно равная тяге лопасти Тл при малых углах взмаха, вызывает
изгиб рукавов корпуса втулки. Тяга НВ, равная Тн, В~2ТЛ, через
корпус втулки, вал редуктора и узлы его крепления передается
на фюзеляж (рис. 7.3, в). Центробежные силы лопастей N явля-
ются основной нагрузкой для шарниров втулки. Они взаимно
уравновешиваются на корпусе втулки, вызывая его растяжение.

В поступательном полете вследствие махового движения лопа-
стей величины и направления равнодействующих сил цикличе-
ски изменяются, появляются дополнительные инерционные силы
как в плоскости взмаха, так и в плоскости вращения НВ. В связи
с этим к деталям втулки, и особенно шарниров, предъявляются'
повышенные требования по прочности при переменных нагрузках.

Ось НВ

Рис. 7.2. Нагружение подшипников горизонтального шарнира:
а — при отсутствии смещения; б — при наличии смещения а

Элементы втулок НВ изготавливаются из высокопрочных ста-
лей и титановых сплавов. Весьма перспективным является приме-
нение композиционных материалов.

7.3.	Конструкция и работа шарниров втулки

Осевой шарнир (рис. 7.4) состоит из цапфы 1 и корпуса 8,
соединенных двумя опорными шариковыми подшипниками 3 и
упорным роликовым подшипником 5. Опорные подшипники пере-
дают поперечную силу и изгибающий момент лопасти. Центро-
бежная сила лопасти воспринимается проушинами корпуса 8.
Далее через гайку 2, распорную втулку 4, упорный подшипник 5,
упорное кольцо 6, внутреннюю обойму шарикового подшипника 3
и гайку 7 передается на цапфу. При этом корпус ОШ и цапфа
работают на растяжение, а остальные элементы — на сжатие.

Упорные подшипники ОШ роликовые. Гнезда сепаратора та-
кого подшипника располагаются под небольшим углом у к ра-
диальному направлению. Благодаря этому при циклическом изме-

Рис. 7.3. Схема нагружения втулки несущего винта:

а —> определение равнодействующей нагрузки логщсти; б — нагружение рукава втулки; в —-
передача тяги НВ на фюзеляж; г — общая картина нагружения втулки
нении угла установки лопасти сепаратор вместе с колебательными
вращательными движениями медленно поворачивается в сторону
наклона роликов (см. рис. 7.4, сечение А—А). Один оборот сепа-
ратора происходит за 50—80 мин работы НВ. При этом происхо-
дит равномерный износ дорожек качения и роликов, что сущест-
венно увеличивает долговечность подшипника.

Рис. 7.4. Осевой шарнир втулки НВ:

1 — цапфа; 2 — гайка корпуса осевого шарнира; 3 — радиальный шарикопод-
шипник; 4 —распорная втулка; 5 — упорный роликовый подшипник; 6 — упор-
ное кольцо; 7 — гайка; 8 — корпус

В последнее время в конструкции ОШ упорный роликовый
подшипник заменяют специальным силовым элементом — торсио-
ном. Торсион представляет собой пакет тонкой проволоки или
пластин, обладающий большой жесткостью на растяжение и од-
новременно значительной податливостью на кручение. Торсион
осевого шарнира втулки несущего винта вертолета Ми-26
(рис. 7.5) представляет собой пакет квадратного сечения, состоя-
щий из большого числа плотно уложенной на клею тонкой прово-
локи из высокопрочной стали диаметром 0,36 мм. Центробежная
сила лопасти с корпуса 5 срезом пальца 7 передается на торсион
€ и его растяжением и срезом пальца 8—на вкладыш 2, который
своим опорным фланцем нагружает цапфу 3. При этом основная
часть корпуса ОШ и цапфы разгружаются от растягивающих уси-
лий. Такая конструкция ОШ имеет меньшие габариты и массу,
проще в изготовлении и эксплуатации.

ВШ и ГШ по конструкции одинаковы (рис. 7.6). Как правило,
они имеют два опорных игольчатых подшипника 5, передающих
центробежную силу лопасти.

Рис. 7.5. Осевой шарнир втулки вертолета Ми-26:

/—проушина вертикального шарнира; 2—вкладыш; 3 —цапфа; 4 — игольчатый подшип»
нйк; 5 — корпус осевого шарнира; 6 — торсион; 7 и 8 — пальцы

Рис. 7.6. Горизонтальный шарнир втулки НВ:

/ — корпус втулки; 2 — палец; Зн-упорная шайба; 4 — гайка; 5 — игольчатый подшипник;

6 — упорный роликовый подшипник; 7 — скоба
Подшипники шарниров втулки работают в тяжелых условиях.
Так, например, центробежная сила лопасти вертолета Ми-24 до-
стигает 340 кН. Поэтому опорные подшипники ГШ и ВШ вы-
полняются игольчатыми, так как иголки имеют большую контакт-
ную поверхность при малых радиальных размерах.

Перспективным является применение металлофторопластовых
подшипников, не требующих смазки, в шарнирных сочленениях
втулки.

Совершенствование конструкции втулок идет по пути создания
бесшарнирных НВ. На рис. 7.7 представлена втулка с креплением
лопасти с помощью общего эластомерного подшипника, который
выполняет функции всех трех шарниров и представляет собой
набор чередующихся металлических 3 и резиновых 2 сферических

Рис. 7.7. Втулка НВ с эластомерными подшипниками:

1 — сферическое кольцо; 2 — резиновая прокладка; 3 — сферическая металлическая про-
кладка; 4 — опорная сфера; 5 — скоба крепления лопасти; 6 — демпфер
прокладок. Они не требуют смазки и работают на сжатие от
центробежной силы, на сдвиг при маховом движении и на круче-
ние при изменении угла установки лопастей.

Существуют и другие варианты использования упругих эле-
ментов в конструкции втулок. Примером может служить втулка
типа «Старфлекс» (рис. 7.8). Втулка имеет сферические подшип-
ники из слоистого эластомера 2, которые воспринимают центро-

Рис. 7.8. Втулка типа «Старфлекс»:

/—корпус втулки; 2— слоистый эластомер; 3 — шаровая опора; 4 — болт крепления
лопасти; 5 — лопасть; 6 — рукав втулки

бежные силы лопастей 5. Эти подшипники вместе с шаровыми
опорами 3 образуют ОШ. Маховые движения лопастей обеспе-
чиваются упругостью рукавов 6 стеклопластикового корпуса, втул-
ки /.

1А. Конструкция и работа ограничителя свеса лопасти

Для предотвращения ударов лопастей об элементы конструк-
ции вертолета необходимо ограничивать углы отклонения ГШ.
Это обеспечивается верхним и нижним 2 упорами-приливами
(рис. 7.9, а) на корпусе 3 втулки и на скобе 4. Упоры должны
обеспечивать достаточные углы поворота ГШ при наклоне конуса
НВ в процессе управления вертолетом. При этом лопасть не долж-
на касаться упоров. Однако при остановленном НВ лопасти имеют
значительный прогиб под действием собственного веса из-за от-
сутствия растягивающей центробежной силы. Поэтому для обес-

5 Зак. 6269

65
печения необходимого зазора между концом невращающейся ло-
пасти и хвостовой балкой нижние упоры выполняются подвижны-
ми. Их еще называют ограничителями свеса лопастей. По прин-
ципу действия они являются центробежными. При остановлен-
ном НВ собачка 1 под действием пружины 6 ограничивает угол
свеса лопасти. При достижении НВ определенных оборотов груз 5
(рис. 7.9, б) под действием центробежной силы Л/гр поворачива-
ется вокруг оси 7, растягивая пружину 6, и поворачивает собач-
ку освобождая упор. В этом случае лопасть имеет возможность
поворачиваться вниз на больший угол. При уменьшении частоты
вращения собачка / возвращается в исходное положение пружи-
ной 6. Возможны и другие конструктивные схемы ограничителей

свеса.

Рис. 7.9. Работа центробежного ограничителя свеса лопасти'

а — невращающийся НВ; б>—вращающийся НВ, 1 — собачка; 2 — нижний упор; 3— корпус
втулки; 4 — скоба; 5 — груз; 6 — пружина, 7 — ось груза

Частота вращения НВ, при которой происходит срабатывание
механизма ограничителя свеса при раскрутке, выше, чем при его
остановке, благодаря изменению плеча силы Лггр относительно оси
7 (а2>&1) при повороте груза 5. За счет этого же процесс сра-
батывания происходит почти мгновенно, исключая тем самым уда-
ры о подвижной упор при его промежуточных положениях.

7.5.	Демпфер вертикального шарнира

Демпфер ВШ служит для гашения колебаний лопасти в плос-
кости вращения в целях предотвращения земного резонанса, а так-
же для исключения ударных нагрузок лопасти, возникающих при
энергичной раскрутке НВ. Он поглощает энергию колебаний и
рассеивает ее в окружающую среду.

Применяются фрикционные и гидравлические демпферы ВШ.

7.5.1.	Фрикционный демпфер состоит из чередующихся сталь-
ных и металлокерамических фрикционных дисков (рис. 7.10, а).
Одна часть стальных дисков крепится к скобе 5, другая — к кор-
нусу 6. Между ними находятся фрикционные диски 7, предназна-
ченные для увеличения трения. Пакет дисков сжимается пружи-
ной 4, затяжка которой регулируется болтом 5.

При повороте лопасти относительно ВШ силы трения, воз-
никающие между дисками, создают момент трения Мгр. Его вели-
чина не зависит от угловой скорости £ колебаний (рис. 7.10, б)
и определяется усилием затяжки пружины из условия необхо-
димой эффективности демпфера.

б

Рис. 7.10. Фрикционный демпфер вертикального шарнира:

а — устройство демпфера; б— характеристика демпфера; 1 — фрикционные диски;

2 — стальные диски, 3 — регулировочный болт, 4 — пружина; 5 — скоба; 6 — кор-
пус
Однако фрикционный демпфер плохо гасит высокочастотные
колебания и колебания с большой амплитудой. Кроме того, он
требует частой проверки и регулировки затяжки пружины, его
характеристики сильно ухудшаются при попадании на диски воды
и масла. Поэтому фрикционные демпферы применяются только
на легких вертолетах.

7.5.2.	Гидравлический демпфер в определенной степени лишен
указанных недостатков. Он (рис. 7.11, а) состоит из цилиндра Л
штока 3 с поршнем 2, Цилиндр связан с лопастью и перемеща-

Из компенсационного 5аика

Рис. 7.11. Гидравлический демпфер:

а принципиальная схема демпфера; б— характеристика демпфера; 1—цилиндр;
2 поршень; 3 — шток; 4 — клапаны; 5 — кольцевые зазоры; 6 — конусные иглы;

7 — перепускные клапаны
ется при ее колебаниях. Шток закреплен на оси ГШ. Жидкость
(обычно масло АМГ-10) из одной полости цилиндра в другую
перетекает через регулируемые кольцевые зазоры 5 в конусных
иглах 6 с определенным сопротивлением.

Момент сопротивления гидродемпфера 7ИД изменяется пропор-
ционально угловой скорости (амплитуде) колебаний лопасти
(рис. 7.11, б).

При больших амплитудах момент Мд может стать опасным для
прочности лопасти. Поэтому в конструкции демпфера предусмот-
рены перепускные клапаны 7, которые открываются при дости-
жении определенного перепада давления жидкости в полостях
цилиндра. Открытие клапана соответствует точке А (рис. 7.11,6),
когда угловая скорость колебаний лопасти достигает значения £о,
а момент сопротивления — Л1До. При дальнейшем увеличении ам-
плитуды колебаний темп нарастания момента уменьшается, что
исключает недопустимый рост изгибных напряжений в комле ло-
пасти.

В целях пополнения возможных утечек жидкости из цилинд-
ров на втулке устанавливается компенсационный бачок. Обрат-
ное перетекание жидкости из полостей цилиндра в бачок пред-
отвращают клапаны 4.

Гидравлические демпферы применяются на многих вертолетах
(Ми-6, Ми-8, Ми-24). Главным их недостатком является зависи-
мость демпфирующих свойств от температуры жидкости. Кроме
того, их работа сильно ухудшается при попадании в жидкость
воздуха.

7.6.	Особенности конструкции несущей системы вертолетов
соосной схемы

Несущая система вертолета соосной схемы имеет два винта,
расположенных на одной оси и вращающихся с одинаковой ча-
стотой в противоположных направлениях. Расстояние между пло-
скостями вращения винтов выбирается из условий аэродинамики
и исключения столкновения лопастей верхнего и нижнего винтов
на всех режимах полета.

По конструкции несущие винты вертолетов соосной схемы прин-
ципиально не отличаются от рассмотренных выше винтов верто-
летов одновинтовой схемы. Принципиальные отличия, касающие-
ся систем управления обеих схем вертолетов, будут рассмотрены
ниже.

На палубных вертолетах соосной схемы для уменьшения га-
баритных размеров применяется складывание лопастей с помо-
щью специальных механизмов. В случае трехлопастного винта
одна из лопастей, не имеющая механизма для складывания, рас-
полагается вдоль хвостовой балки, остальные две лопасти пово-
рачиваются относительно вертикальных шарниров назад
(рис. 7.12).
у

Рис. 7.12. Механизм складывания лопастей НВ:

а — устройство механизма; б — НВ в сложенном состоянии; / — реверсивный элек-
тродвигатель; 2 — червяк; 3 — лопасть; 4 —- деталь с выступом; 5 — червячный сек-
тор; 6 — скоба; 7 — корпус втулки^-^

7.7.	Особенности эксплуатации несущих винтов

Техническая эксплуатация НВ включает комплекс мероприя-
тий в целях сохранения аэродинамических характеристик и проч-
ности в пределах установленного срока службы:

—	сохранение регулировочных данных винтов и балансировки
лопастей в заданных пределах;

—	своевременная смазка подшипников и трущихся поверх-
ностей;

—	сохранение защитных покрытий лопастей и втулок;

—	защита от повреждений при стоянке вертолета на земле;

—	периодические осмотры в целях обнаружения дефектов, по-
явившихся в процессе эксплуатации.

В эксплуатации проверяются установочные углы и соконус-
ность вращения лопастей, люфты во всех шарнирных соединениях,
70
производится удаление воздуха из полостей гидравлических
демпферов.

Следует помнить, что надежная, работа подшипников, втулки
•и трущихся поверхностей зависит не только от своевременной их
смазки, но и от соответствия типа смазки температуре окружаю-
щего воздуха.

Дефекты лопастей в основном связаны с абразивным износом
защитного покрытия и нарушением клеевых соединений хвосто-
вых отсеков. При проведении осмотра лопастей необходимо обра-
щать внимание на состояние герметика в стыках хвостовых, отсе-
ков с лонжероном. Не допускается выкрашивание герметика до
оголения лонжерона. При выполнении ремонта отсеков необходи-
мо помнить, что их утяжеление может привести к снижению запа-
сов НВ по флаттеру.

Основная причина возможного разрушения лонжерона — нали-
чие концентраторов напряжений, которые резко снижают его уста-
лостную прочность. Концентраторами являются боевые поврежде-
ния, а также различного рода эксплуатационные повреждения —
риски, царапины, очаги коррозии, забоины и т. д. Особенно опас-
ны повреждения проушин лопастей в процессе их замены при
постановке стыковых болтов.

При стоянке вертолета лопасти и втулка закрываются чехлами
для предотвращения вредного воздействия атмосферных факто-
ров. В целях исключения поломки лопастей при сильном ветре
они швартуются с помощью тросов к фюзеляжу или шасси.

Глава 8. РУЛЕВЫЕ ВИНТЫ ВЕРТОЛЕТОВ

8.1.	Общая характеристика рулевых винтов

Рулевой винт (РВ) предназначен для уравновешивания реак-
тивного момента НВ, а также для обеспечения путевой устой-
чивости п управления вертолетом. Он устанавливается на конце-
вой балке (киле) вне зоны вращения НВ.

РВ на основных моторных режимах может быть тянущим или
толкающим. Для обоих типов винтов характерны потери тяги,
вызванные аэродинамическим затенением концевой балкой, одна-
ко эффективность толкающего винта несколько выше, поэтому
он получил наибольшее распространение.

РВ состоит из двух — пяти лопастей и втулки. Лопасти РВ
имеют широкий диапазон углов установки (до 30°). На моторных
режимах полета углы установки положительные^ На режиме
самовращения реактивный момент отсутствует и НВ за счет сил
трения в редукторе увлекает вертолет в направлении своего вра-
щения. Для уравновешивания вертолета на режиме самовращения
необходимо изменить направление тяги РВ, поэтому углы уста-
новки его лопастей должны быть отрицательными.

Наибольшее распространение получили РВ с разнесенными
горизонтальными шарнирами (рис. 8.1) и на кардане (рис. 8.2).
ГШ в значительной степени уменьшают знакопеременные нагруз-
ки комля лопасти и изгибающий момент вала хвостового редук-
тора, вызванные маховым движением лопастей РВ при косой
обдувке. Винты с разнесенными ГШ применяются на тяжелых
вертолетах (Ми-6, Ми-26).

Лопасти РВ на кардане жестко связаны между собой и по-
этому нагружены значительными изгибающими моментами в пло-
скости тяги. Для уменьшения этих моментов втулка имеет конст-
руктивный угол конусности. Изгибающий момент вала такого
винта меньше благодаря совмещению центра кардана с осью вала.
РВ на кардане применяются на вертолетах Ми-2, Ми-8, Ми-24.

Направление вращения РВ выбирается из условий его эффек-

Рис. 8.1. Рулевой винт с разнесенными горизонтальными шарнирами:
1 — корпус; 2 — горизонтальный шарнир; 3 — осевой шарнир; 4 — крестовина; 5 —

лопасть

Рис. 8.2. Рулевой винт на кардане:

— кардан; 2 — осевой шарнир; 3— лопасть; 4—рычаг поворота лопасти
тивности, особенно на режиме висения, и исключения ударов ло-
пастей о концевую балку при косой обдувке. При встречном на-
правлении вращения РВ и концевого вихря лопасти НВ (рис. 8.3)
эффективность его растет. Выбор расположения РВ справа или
слева от концевой балки определяется направлением наклона пло-
скости его вращения при поступательном полете. При этом необ-
ходимо учитывать, что лопасти, движущиеся в направлении по-
лета вертолета, отклоняются в направлении силы тяги РВ.

Рис. 8.3. К выбору направления вращения рулевого винта



Разновидностью РВ является так называемый фенестрон
(рис. 8.4), который представляет собой многолопастный вентиля-

Рис. 8.4. Фенестрон:

1 — хвостовая балка; 2 — килевая поверхность; 3 — профилированный канал; 4—
многолопастный винт; 5 — редуктор

тор, помещенный в профилированный канал килевой поверхности.
Фенестрон имеет малые габариты, надежно защищен от повреж-
дений при грубой посадке и более безопасен для обслуживаю-
щего персонала. На крейсерских режимах полета фенестрон прак-
тически не потребляет мощности, так как уравновешивание реак-
тивного момента НВ обеспечивается килевой поверхностью.
Главный недостаток фенестрона состоит в том, что потребляемая
им мощность на режиме висения вертолета в 1,5—2 раза превы-
шает затраты на обычный РВ.

8.2.	Нагружение рулевого винта

Потребная величина тяги РВ для уравновешивания реактив-
ного момента определяется режимом работы силовой установки.
Наибольшие по величине нагрузки РВ имеют место на висении
и на малых скоростях, а также при полете с максимальной ско-
ростью.

При полете с поступательной скоростью величина и распреде-
ление воздушной нагрузки по лопасти РВ циклически изменяются»
т. е. нагрузки носят динамический характер. Поэтому, несмотря
на меньшую величину, они более опасны с точки зрения устало-
стной прочности РВ. Под действием этих нагрузок лопасти
РВ в полете совершают вынужденные колебания аналогично
лопастям НВ. Частота собственных колебаний лопастей силь-
но зависит от шага винта и изменяется в широком диапазоне.
С увеличением шага РВ частота собственных колебаний лопасти
в плоскости взмаха возрастает, а в плоскости вращения уменьша-
ется. В этом заключается основная трудность исключения резо-
нансных колебаний лопастей РВ.

Маховые движения лопастей РВ приводят к появлению' пере-
менных напряжений в комле лопасти от действия кориолисовых
сил. Однако применение в конструкции втулки РВ вертикальных
шарниров в целях снижения уровня напряжений оказывается не-
целесообразным в весовом отношении по сравнениюс усилением
комлевой части лопасти, особенно для РВ небольшого диаметра.
У винтов на кардане нагрузки от действия кориолисовых сил
отсутствуют.

Очень опасно для прочности РВ резкое перемещение педалей
управления, т. е. быстрое изменение шага. При этом вертолет в
силу своей инерционности не успевает также быстро изменить
угол скольжения в горизонтальном полете или угловую скорость
вращения на висении. Вследствие этого тяга винта возрастает в
несколько раз. Это может привести к разрушению винта или сры-
ву потока с лопастей и соответственно резкой разбалансировке
вертолета.

Для РВ одним из наиболее тяжелых случаев нагружения
является разворот на режиме висения, поэтому в инструкциях по
эксплуатации всегда имеется ограничение на темп разворота на
висении.

Для предотвращения этих опасных явлений и снижения дина-
мических нагрузок агрегатов хвостовой трансмиссии в системе
управления шагом РВ иногда устанавливают демпфер, ограничи- '
вающий скорость перекладки педалей.
8.3.	Особенности конструкции рулевых винтов

Лопасти РВ вертолетов первого поколения (Ми-1, Ми-4, Ми-6)
были деревянными с лонжероном из дельта-древесины. Они обла-
дали хорошими усталостными характеристиками. Однако высокая
гигроскопичность дерева приводила к скоплению влаги внутри
лопасти при повреждении ее защитного покрытия и разбаланси-
ровке РВ.

Позже были разработаны РВ с металлическими лопастями.
Ими оснащены вертолеты Ми-2, Ми-8, Ми-24. Основным силовым
элементом металлической лопасти (рис. 8.5) является прессован-
ный дуралюминовый лонжерон 2, Хвостовые отсеки состоят из
обшивки 3 и сотового заполнителя 4. Металлические лопасти обо-
рудуются противообледенительной системой электротеплового дей-
ствия. Нагревательная накладка 1 наклеена на носовую часть
лонжерона.

Рис. 8.5. Сечение металлической лопасти рулевого винта:
/—нагревательная накладка; 2 — лонжерон; 3 — обшивка; 4 — со-
товый заполнитель; 5 — задний стрингер

На вертолете Ми-26 применены лопасти РВ из композицион-
ных материалов. Такие лопасти обладают высокой прочностью,
коррозионной стойкостью, эксплуатационной надежностью и бое-
вой живучестью. Лопасть состоит из стеклопластикового лонжеро-
на, неразрезного хвостового отсека и дуралюминовой законцовки.
Все детали соединяются между собой высокопрочным клеем.

Втулка РВ с разнесенными ГШ (см. рис. 8.1) состоит из кор-
пуса 1 с проушинами, горизонтальных 2 и осевых 3 шарниров.
Как правило, ГШ имеют игольчатые подшипники, а осевой —
шариковые. Изменение углов установки лопастей РВ производит-
ся с помощью крестовины 4, которая связана с рычагами поворо-
та лопастей 5.

Втулка РВ вертолета Ми-2 (рис. 8.6) имеет один совмещенный
ГШ, который обеспечивает совместное маховое движение лопа-
стей. Втулка состоит из траверсы 1, коромысла 2, осевых шар-
ниров 3 с пластинчатыми торсионами 4, рычагов поворота лопа-
стей 6. Торсион воспринимает центробежную силу лопасти 5 и по-
зволяет ей изменять угол установки.

В целях снижения амплитуды маховых движений лопастей
ось ГШ расположена под углом %<90° к продольной оси лопа-
сти. При колебаниях лопасти точки 1' и 2' любого сечения пере-
мещаются по окружностям разного радиуса вокруг оси О—О.
Так как г2>гь то хвостик профиля при отклонении лопасти
проходит больший путь, что приводит к изменению углов установ-
ки сечений (при взмахе вверх по рис. 8.6 угол установки умень-
шится). Это аналогично действию компенсатора взмаха лопасти
НВ. Коэффициент компенсатора взмаха в этом случае

K=tg (90°-—%).

Для вертолета Ми-2 угол %=60° и соответственно К=0,58.

Для винтов на кардане характерна неравномерность угловой
скорости вращения при наклоне плоскости относительно вала при
косой обдувке. Степень неравномерности вращения РВ растет с
увеличением угла отклонения оси втулки от оси вращения вала.
При этом вследствие инерционности РВ возникают крутильные
колебания вала трансмиссии. Наличие в конструкции РВ ком-
пенсатора взмаха снижает диапазон наклона плоскости вращения
(менее 10°) и соответственно неравномерность вращения.

Рис. 8.6. Втулка рулевого винта с совмещенным горизонтальным шарниром:
1 — траверса; 2 — коромысло; 3— осевой шарнир; 4 — пластинчатый торсион; 5 — лопасть;

6 — рычаг поворота лопасти
РАЗДЕЛ III

ПЛАНЕР ВЕРТОЛЕТА

Глава 9. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА
КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ

9.1.	Назначение крыла, его влияние на летно-технические
характеристики вертолета

Крыло вертолета предназначено для создания подъемной силы
в целях разгрузки НВ. Помимо основного назначения крыло
может использоваться для подвески вооружения. На крыле так-
же могут размещаться тормозные щитки, закрылки для повыше-
ния маневренности вертолета.

При больших скоростях полета крыло существенно разгружает
несущий винт, что уменьшает потребное значение шага НВ. В ре-
зультате уменьшается влияние срывных и волновых явлений, сни-
жается уровень вибраций вертолета при полете на большой
скорости. Это позволяет повысить максимальную скорость
полета.

Углы установки крыла должны быть такими, чтобы на основ-
ных эксплуатационных режимах полета углы атаки не превышали
20°. Для современных одновинтовых вертолетов углы установки
крыла равны 14—19°. Однако на режимах снижения с большой
вертикальной скоростью углы атаки крыла становятся закритиче-
скими, на крыле возникает неравномерный срыв потока, затруд-
няющий поперечную балансировку вертолета.

9.2.	Нагрузки крыла

В общем случае на крыло вертолета действуют следующие
нагрузки:

—	воздушная (аэродинамическая) нагрузка, приложенная к
обшивке в виде распределенных по площади сил давления и раз-
режения;

—	массовые силы от конструкции крыла, распределенные по
его объему;

—	сосредоточенные массовые силы от подвесок.

Распределение воздушной нагрузки (рис. 9.1) по размаху и
хорде крыла выявляется из аэродинамического расчета или про-
дувок. В приближенных расчетах воздушную нагрузку вдоль раз-
маха распределяют пропорционально хордам:

*7в

^кр

где У^р — подъемная сила крыла на рассматриваемом режиме
полета;

b — хорда рассматриваемого сечения крыла.

Рис. 9.1. Нагрузки крыла

Приложена эта нагрузка вдоль линии центров давления и направ-
лена вверх.

Инерционная нагрузка массовых сил крыла распределяется
вдоль его размаха также пропорционально хордам:

Якр — п9Ь,

где GKp — сила веса крыла;

7гэ —перегрузка на рассматриваемом режиме полета.
Приложена погонная нагрузка ^кр по линии центров масс сечений
и направлена вниз.

Инерционные силы Рагр действуют на конструкцию со стороны
агрегатов 75 грузов, расположенных на крыле или в его внутрен-
них объемах:

* агр — Garp^9,
где Garp — сила веса агрегата или груза.

От внешней нагрузки крыло испытывает деформации изгиба,
сдвига и кручения. При этом в его сечениях действуют изгиба-
ющий момент 7Иизг, поперечная сила Q и крутящий момент Л4кр.

9.3.	Конструкция и работа под нагрузкой
лонжеронных и моноблочных крыльев

Крыло вертолета представляет собой тонкостенную конструк-
цию, состоящую из каркаса и обшивки (рис. 9.2). Каркас состоит
из продольного и поперечного силового набора. Продольный на-
бор включает лонжероны 2 и стрингеры 5, поперечный — нервю-
ры 5.

Обшивка 4 воспринимает воздушную нагрузку и передает ее
на стрингеры и нервюры. Выполняется обшивка обычно из листо-
вого дуралюмина и крепится к каркасу заклепками либо клее-
сваркой.

Рис. 9.2. Лонжеронное крыло:

1 — бортовая нервюра; 2— лонжерон; 3— нервюра, 4— обшивка; 5 — стрингер

Лонжероны — продольные балки, предназначенные для вое-,
приятия изгибающего момента и поперечной силы. Они состоят
из поясов и стенки (рис. 9.3). Выполняются лонжероны в виде
составных или монолитных конструкций из высокопрочных алю-
миниевых, титановых сплавов или сталей.

Стрингеры подкрепляют обшивку, повышая ее устойчивость
при сжатии и сдвиге, и уменьшают ее деформации от воздушной
нагрузки. Они представляют собой прессованные или гнутые тон-
костенные дуралюминовые стержни с различной формой попереч-
ного сечения. Совместно с обшивкой стрингеры образуют панели,
которые наряду с поясами лонжеронов воспринимают изгибающий
момент.

Нормальные нервюры обеспечивают необходимую форму про-
филя крыла и ее неизменность при действии внешней нагрузки.
Они штампуются из листового дуралюмина. Для облегчения в стен-
ках нервюр выполняются отверстия различной формы с Отборто-
ванными краями. Для прохода стрингеров в нервюрах Делаются
вырезы.	I

Усиленные нервюры, представляющие собой двухпояс^ные бал-
ки, устанавливаются в местах крепления различных агрегатов, у
разъемов и вырезов. Они воспринимают сосредоточенные силы и
моменты и передают их на лонжероны и обшивку, а также выпол-
няют функции нормальных нервюр.

В зависимости от степени участия панелей крыла и лонжеро-
нов в восприятии изгибающего момента различаются лонжерон-
ные и моноблочные крылья.

К лонжеронным относятся крылья, у которых основная доля
изгибающего момента воспринимается поясами лонжеронов. Та-
кие крылья характеризуются мощными поясами, сравнительно
слабыми стрингерами и тонкой обшивкой.

Рис. 9.3. Конструкция лонжерона

Элемент обшивки А (см. рис. 9.2), ограниченный смежными
нервюрами и стрингерами, нагружается распределенной по его
площади воздушной нагрузкой Рв (рис. 9.4), отрывающей либо
прижимающей его к каркасу. Уравновешивается обшивка погон-
ными реакциями нервюр qn и стрингеров дстр. При этом обшивка
работает на изгиб и растяжение.

Стрингер нагружается погонной нагрузкой дСтр со стороны об-
шивки и уравновешивается реакциями нервюр. При этом он испы-
тывает деформации изгиба и сдвига.

Нервюры представляют собой тонкостенные балки, опирающи-
еся на стенки лонжеронов и обшивку (рис. 9.5). Нагружаются нер-
вюры погонной нагрузкой q„ со стороны обшивки и сосредоточен-
ными усилиями /?стр от стрингеров. Равнодействующая нагрузки
нервюры Рп уравновешивается реакциями Р'ст и R"C1; на стенках
\

лонжеронов. Линия действия равнодействующей нагрузки Рп в
общем случае не проходит через центр жесткости сечения крыла.
Поэтому'р сечении возникает крутящий момент ДЛ4кр = Рпй, ко-
торый уравновешивается потоком касательных усилий Д^кр со сто-
роны замкнутого контура, образованного обшивкой и стенкой зад-
него лонжерона. Работает нервюра на изгиб и сдвиг. Таким об-
разом, воздушная нагрузка через стрингеры и нервюры переда-
ется на стенки лонжеронов в виде реакций 7?Ст, которые, сумми-
руясь, образуют поперечные силы. Под действием этих сил стен-
ки лонжеронов работают на сдвиг. Пояса лонжеронов работают
на растяжение и сжатие, воспринимая изгибающий момент.

Рис. 9*5. Схема нагружения нервюры
/ ;

Замкнутый контур крыла нагружается со стороны нерйюр мо- ;
ментами ДЛТкр. Суммируясь от нервюры к нервюре, они/создают
крутящий момент крыла Л4кр. В бортовом сечении крутящий мо-
мент воспринимается бортовой усиленной нервюрой и передается
на узлы крепления крыла.	<

Лонжеронные крылья достаточно просты и сравнительно лег-
ки, однако обладают меньшими жесткостями на изгиб и кручение
по сравнению с моноблочными.

Моноблочные крылья (рис. 9.6) характеризуются толстой об-
шивкой /, мощными стрингерами 2 и сравнительно слабыми поя-
сами 3 лонжеронов. Площади сечений поясов и стрингеров соиз-
меримы. Средняя часть крыла, образованная стенками лонжеро-
нов и панелями обшивки, называется моноблоком. Он восприни-
мает все силовые факторы крыла.

Рис. 9.6. Моноблочное крыло:

I — оби?ивка; 2 —- стрингеры; 3 — пояс лонжерона; 4 — нервюра; 5 — стыковочный фитинг;

6 — стыковочный болт

Изгибающий момент Мизг воспринимается растяжением-сжати-
ем панелей моноблока. Поперечная сила в сечении, как и у лон-
жеронного крыла, воспринимается сдвигом стенок лонжеронов.
Крутящий момент воспринимается замкнутым контуром, образо-
ванным обшивкой панелей и стенками лонжеронов.

Крепление моноблочного крыла к фюзеляжу осуществляется
по контуру моноблока. Наиболее распространенным является фи- ।
\

тинговоё. соединение 5. В таком соединении растягивающие уси-
лия панелей передаются растяжением стыковочных болтов 6, сжи-
мающие -V контактными усилиями по торцам фитингов. Касатель-
ные потоки передаются срезом стыковочных болтов стенок лон-
жеронов и панелей.

Моноблочные крылья обладают высокой жесткостью, повы-
шенной боевой живучестью, однако они сложнее в производстве.

Крыло вертолета поперечной схемы используется для размеще-
ния несущих винтов. Ввиду значительной упругости конструкции
такая схема склонна к автоколебаниям несущих винтов на упру-
гом основании — крыле (воздушный резонанс). Необходимая же-
сткость крепления НВ обеспечивается применением подкосов.

Расчет крыла на прочность сводится к построению эпюр внут-
ренних силовых факторов (Q, Мизг и Л4кр), определению напряже-
ний в его силовых элементах при действии на крыло расчетной
нагрузки и сравнению их с разрушающими значениями.

При построении эпюр каждая консоль крыла рассматривает-
ся как балка, жестко защемленная на фюзеляже. Порядок по-
строения эпюр такой же, как и для лопасти. Особенность связана
с учетом сосредоточенных сил и моментов, дающих на соответст-
вующих эпюрах скачки, переломы.

Расчеты крыла на изгиб и кручение аналогичны соответству-
ющим расчетам лонжерона лопасти.

Поперечная сила в крыле воспринимается сдвигом стенок лон-
жеронов (рис. 9.7) пропорционально их жесткости на изгиб. Каса-
тельные напряжения при сдвиге

где Q—поперечная сила, воспринимаемая лонжероном;

Н — высота стенки;

6—толщина стенки лонжерона.

Рис. 9.7. Поперечная сила в сечении крыла

Разрушающими напряжениями растянутых элементов сечения
крыла является предел прочности материала ов, сжатых — кри-
тические напряжения потери устойчивости окр. Разрушающими
касательными напряжениями для стенок и обшивки являются
критические напряжения потери устойчивости при сдвиге ткр.
9.4.	Особенности конструкции и нагружения оперения

Оперение вертолета делится на горизонтальное (стабилиза-
тор) и вертикальное (киль, шайбы). Стабилизатор предназначен
для улучшения характеристик продольной устойчивости верто-
лета.

На одновинтовых вертолетах вертикальное оперение может от-
сутствовать, поскольку путевая устойчивость обеспечивается РВ.
Однако на некоторых вертолетах (Ми-6, Ми-24, Ми-26 и др.) кон-
цевая балка выполняется в виде киля с несимметричным профи-
лем, отклоненным на угол 5—6° для создания аэродинамической
силы, частично уравновешивающей реактивный момент НВ.

У двухвинтовых вертолетов вертикальное оперение является
единственным средством обеспечения путевой устойчивости. Для
обеспечения требуемой площади вертикального оперения на вер-
толетах поперечной схемы кроме киля устанавливаются шайбы
на концах стабилизатора. На вертолетах продольной схемы роль
киля может выполнять обтекатель силовой установки, располо-
женный под задним НВ.

Рис. 9.8. Оперение вертолета соосной схемы:
/—стабилизатор; 2— киль; 3 — руль направления; 4 — предкрылок
Оперение вертолета соосной схемы (рис. 9.8) включает стаби-
лизатор 1 и кили 2 с рулями направления 3. Для повышения эф-
фективности килей при больших углах скольжения они отклонены
относительно плоскости симметрии фюзеляжа (носками к фюзеля-
жу) и имеют фиксированные предкрылки 4.

На оперение, как и на крыло, действуют аэродинамические и
массовые нагрузки. Аэродинамическая нагрузка оперения состоит
из уравновешивающей и дополнительной. Уравновешивающая на-
грузка служит для балансировки вертолета на заданном устано-
вившемся режиме полета. Дополнительная нагрузка возникает
при маневре или при полете в болтанку. В первом случае она
называется маневренной и зависит от интенсивности маневра. До-
полнительная нагрузка при полете в болтанку определяется ин-
тенсивностью порывов.

Стабилизаторы, кили, шайбы выполняются обычно по лонже-
ронной схеме. Особенности их конструкции можно рассмотреть на
примере стабилизатора одновинтового вертолета.

Силовой набор каждой консоли (рис. 9.9) включает лонже-
рон 2, нервюры 4 и обшивку. Лобовая обшивка 5 выполняется из
листового дуралюмина и крепится к каркасу клееклепкой или
клеесваркой. Хвостовая обшивка 9 выполняется из полотна (пер-
каль) .

И

Рис. 9.9. Стабилизатор одновинтового вертолета:

/ — ось; 2 — лонжерон; 3 — фланец; 4 —"нервюра; 5 — лобовая обшивка; 6 — противо-
флаттерный груз; 7 — концевой обтекатель; 8 — дренажное отверстие; 9 — хвостовая
обшивка; 10 — хвостовой стрингер; 11 — фитинг; 12 — скоба
В корневой части лонжерона установлен фитинг И с осью 1
для установки стабилизатора на хвостовую балку. Стыковка кон-
солей стабилизатора производится с помощью фланца 3 болтами.
Фиксируется стабилизатор на хвостовой балке с помощью ско-
бы 12, Такая конструкция позволяет изменять угол установки
стабилизатора на земле. В стыке консолей управляемого стабили-
затора устанавливается качалка управления.

Назначение и работа элементов стабилизатора аналогичны со-
ответствующим элементам крыла. Хвостовая обшивка стабилиза-
тора воспринимает только воздушную нагрузку и через нервюры
передает ее на лонжерон. В работе на кручение она не участвует.

Глава 10. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА
ФЮЗЕЛЯЖА

10.1.	Назначение фюзеляжа и основные
требования к нему

Фюзеляж предназначен для размещения экипажа, пассажиров,
грузов, топлива, оборудования вертолета. Он объединяет в единое
целое другие части вертолета: НВ, крыло, оперение, шасси и др:,
воспринимает и уравновешивает все действующие на них на-
грузки.

Аэродинамические требования к фюзеляжу сводятся к обеспе-
чению наименьшего лобового сопротивления в широком диапазоне
углов атаки, а также возможно меньшего сопротивления при об-
дувке сверху потоком НВ на висении. Достигается это рациональ-
ным выбором внешних форм фюзеляжа, плавным сопряжением
его частей. Для уменьшения лобового сопротивления фюзеляжа
ось вала НВ наклоняется вперед на угол 4—6°. Благодаря этому
на крейсерской скорости полета фюзеляж располагается почти по
потоку. С этой же целью шасси иногда выполняются убираю-
щимися.

Конструкция фюзеляжа должна обеспечивать необходимые ус-
ловия для работы экипажа, перевозки пассажиров и грузов, пол-
ное использование внутренних объемов, быструю погрузку и вы-
грузку техники и грузов.

Важным требованием является обеспечение свободного досту-
па ко всем элементам конструкции, требующим систематического
осмотра, регулировки, смазки и замены. Для обеспечения авто-
номного базирования вертолета конструкция фюзеляжа должна
включать встроенные элементы для передвижения по вертолету
при его обслуживании без применения наземных средств.

10.2.	Нагрузки фюзеляжа одновинтового вертолета

Основными нагрузками фюзеляжа являются:

—	сосредоточенные силы и моменты, передающиеся на него от
НВ, шасси, крыла, РВ, оперения и др.;
—	сосредоточенные массовые силы от размещенных в нем гру-
зов и агрегатов;

—	распределенные массовые силы собственной конструкции
фюзеляжа.

' Наиболее опасные нагружения фюзеляжа в полете и на земле
задаются нормами прочности. Он должен быть рассчитан на все
расчетные случаи прикрепленных к нему агрегатов (НВ, крыла,
шасси, оперения и др.).

Особенностью нагружения фюзеляжа одновинтового вертолета
является действие силы тяги РВ, вызывающей поперечный изгиб
в горизонтальной плоскости и кручение. От указанных нагрузок
фюзеляж работает на поперечный изгиб в вертикальной и гори-
зонтальной плоскостях и кручение.

Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих мо-
ментов фюзеляжа выполняется по методике, изложенной в гл. 6
(разд. 6.3). Наиболее нагруженным участком фюзеляжа вертоле-
та является центральная часть в районе крепления главного ре-
дуктора.

Аэродинамические силы и силы избыточного давления на об-
щую прочность фюзеляжа влияют слабо. Они учитываются при
расчете местной прочности обшивки, остекления, крышек люков и
дверей. .

10.3.	Конструкция фюзеляжа и его основных частей

В целях повышения технологичности, ремонтопригодности,
удобства эксплуатации и транспортировки фюзеляжи одновинто-
вых вертолетов имеют, как правило, несколько разъемов. Так, фю-
зеляж одновинтового вертолета (рис. 10.1) состоит из носовой 1
и центральной 2 частей, хвостовой 3 и килевой (концевой) 4
балок.

Рис. 10.1. Фюзеляж одновинтового вертолета:

1’—носовая часть фюзеляжа; 2— центральная часть фюзеляжа; 3 — хвостовая балка; 4 —
килевая балка; 5 — капоты силовой установки; 6 — створки грузовой кабины; 7 — трапы
Носовая часть является кабиной экипажа. Для быстрого поки-
дания вертолета в аварийных ситуациях сдвижные блистеры, две-
ри и люки кабины снабжаются механизмами аварийного сброса.
На боевых вертолетах кресла членов экипажа располагаются
одно за другим в линию полета с превышением заднего кресла
над передним. Это обеспечивает хороший обзор членам экипажа
и уменьшение аэродинамического сопротивления. Для защиты от
стрелкового оружия применяется бронирование кабины. Броня
может быть съемной.

Внутренний объем центральной части фюзеляжа используется
в качестве грузовой кабины. Для ее загрузки служат боковая
дверь или грузовой люк в задней части кабины, закрываемый
створками 6. Для погрузки техники и грузов используются тра-
пы 7, которые могут быть съемными. В хвостовой и концевой бал-
ках располагаются элементы трансмиссии, системы управления и
оборудование вертолета.

По силовой схеме фюзеляжи подразделяются на ферменные и
балочные. Ферменный фюзеляж представляет собой пространст-
венную ферму, закрытую ддя уменьшения аэродинамического со-
противления тонкой обшивкой. Стержни фермы работают в ос-
новном на растяжение и сжатие, она хорошо воспринимает сосре-
доточенные силы, приложенные в узлах, имеет малую массу, но
недостаточную жесткость на кручение и низкую усталостную
прочность. Поэтому ферменные фюзеляжи используются на лег-
ких вертолетах.

Фюзеляжи большинства современных одновинтовых вертолетов
выполнены по балочной схеме. Такой фюзеляж (рис. 10.2) состоит
из работающей обшивки и каркаса, включающего продольный и
поперечный силовой набор. К продольному набору относятся
стрингеры, лонжероны и балки, к поперечному — шпангоуты.

Назначение, работа обшивки и стрингеров фюзеляжа анало-
гичны работе элементов моноблочного крыла. Лонжероны и бал-
ки (бимсы) устанавливаются в районах больших вырезов для ком-
пенсации ослабления конструкции, в местах приложения продоль-
ных сосредоточенных сил, в конструкции силового пола.

Шпангоуты поддерживают заданную форму поперечного сече-
ния фюзеляжа, подкрепляют стрингеры и обшивку. Нормальные
шпангоуты выполняются штамповкой из листового дуралю-
мина или клепаными. Усиленные шпангоуты выполняются в ви-
де замкнутых сборноклепаных или монолитных прессован-
ных рам.

Конструкция фюзеляжей двухвинтовых вертолетов определяет-
ся размещением несущих винтов и назначением вертолета. Фю-
зеляж вертолета соосной схемы типа Ка-32 (рис. 10.3) отличается
аэродинамической симметрией, компактностью и малым удлине-
нием. В передней части фюзеляжа размещаются кабина экипажа,
грузовая кабина, контейнеры топливных баков и оборудование.
Задняя часть предназначена для крепления хвостового оперения и
размещения оборудования.
Рис. 10.2. Фюзеляж балочной конструкции
Фюзеляжи вертолетов продольной и поперечной схем имеют
большие габариты грузовых кабин. Их загрузка и выгрузка осу-
ществляются через люки в хвостовой части фюзеляжа.

Рис. 10.3. Фюзеляж вертолета соосной
схемы

10.4.	Работа элементов фюзеляжа под нагрузкой

От внешней нагрузки фюзеляж одновинтового вертолета рабо-
тает на изгиб и сдвиг в вертикальной и горизонтальной плоско-
стях и на кручение.

Для наиболее нагруженных средних участков фюзеляжа ха-
рактерна близкая к прямоугольной (рис. 10.4) форма поперечно-
го сечения. Для такого сечения можно приближенно считать, что
изгибающий момент М2 в вертикальной плоскости воспринимается
растяжением и сжатием верхнего и нижнего сводов (рис. 10.4, а).
Силовой пол грузовой кабины включается в площадь поперечного
сечения нижнего свода.

Изгибающий момент в горизонтальной плоскости воспринима-
ется растяжением и сжатием панелей боковин фюзеляжа.

Поперечная сила Qy в вертикальной плоскости воспринимается
сдвигом обшивки боковин фюзеляжа (рис. 10.4, б).

Рис. 10.4. Поперечный изгиб и кручение фюзеляжа:

а — действие изгибающего момента в вертикальной плоскости; б — действие поперечной
силы Qy; в — действие крутящего момента
Поперечная сила в горизонтальной плоскости воспринимается
сдвигом обшивки верхнего и нижнего сводов.

Крутящий момент Л4кр воспринимается замкнутым контуром
обшивки фюзеляжа, в которой возникают касательные напряже-
ния (рис. 10.4, е).

Условия прочности элементов фюзеляжа аналогичны соответ-
ствующим выражениям для элементов крыла, лонжерона лопасти.

Основной нагрузкой нормальных шпангоутов являются погон-
ные сжимающие усилия qm (рис. 10.5), вызванные стремлением
фюзеляжа сплюснуться при изгибе. От этой нагрузки нормальные
шпангоуты работают на изгиб.

Рис. 10.5. Нагружение шпангоутов при изгибе фюзеляжа

Усиленные шпангоуты, кроме того, нагружаются сосредоточен-
ными силами от агрегатов Рагр, действующими в плоскости шпан-
гоута. Они распределяют эти нагрузки по обшивке в виде каса-
тельных напряжений (рис. 10.6). В сечениях шпангоута при этом
возникают изгибающий момент, нормальная и поперечная силы.

В местах приложения к фюзеляжу осевых сосредоточенных сил
устанавливаются продольные усиленные элементы (стрингеры,
балки и т. д.).

Рис. 10.6. Уравновешивание усилен-
ного шпангоута, нагруженного сосре-
доточенной силой
10.5.	Особенности конструкции и работы
фюзеляжа в районе вырезов

Фюзеляж современного вертолета имеет много различных вы-
резов: люков, ниш, дверей и т. д. Эти вырезы закрываются створ-
ками, крышками, остеклением. Для включения крышек в работу
общей силовой схемы они по всему контуру соединяются винтами
или специальными замками с конструкцией фюзеляжа. Такие вы-
резы практически не влияют на работу фюзеляжа.

Однако некоторые вырезы (бомболюки, ниши шасси, грузовые
люки и т. д.) должны открываться в полете, поэтому их створки
невозможно включить в работу конструкции.

Небольшие вырезы под смотровые люки, не пересекающие си-
ловой набор, не влияют на работу силовой схемы фюзеляжа.
Местное ослабление обшивки компенсируется окантовкой
выреза.

Большие вырезы оказывают существенное влияние на работу
конструкции. Для компенсации снижения прочности конструкции
вырез окантовывается продольными балками (бимсами) 3
(рис. 10.7) и усиленными шпангоутами 2. Бимсы продолжаются в
замкнутые части фюзеляжа на длину, на которой сказывается
влияние выреза, и могут соединяться с дополнительными усилен-
ными шпангоутами 1.

Рис. 10.7. Конструкция фюзеляжа в районе выреза:

1,2 — усиленные шпангоуты; 3 — бимсы; 4 — силовой пол

Бимсы компенсируют ослабление изгибной жесткости фюзеля-
жа на участке выреза, поэтому работа его открытого участка при
изгибе не имеет особенностей.

С точки зрения кручения фюзеляж на участке выреза пред-
ставляет собой открытую (незамкнутую) оболочку, которая, как
известно, практически не сопротивляется действию крутящего мо-
мента. Поэтому на участке выреза крутящий момент воспринима-
ется сдвигом боковин фюзеляжа в противоположных направле-
ниях. При этом каждая боковина работает на изгиб как балка,
защемленная по торцам в замкнутых участках фюзеляжа. Воз-
никающие при этом нормальные и касательные напряжения сум-
мируются с напряжениями от общего изгиба и сдвига.
10.6.	Возможные неисправности планера и особенности
эксплуатации

Фюзеляж, крыло и оперение вертолета подвержены вибраци-
ям, поэтому в их элементах могут развиваться усталостные тре-
щины. Наиболее опасными являются трещины в узловых соеди-
нениях, поскольку они ведут к разрушению узла. Зарождаются
трещины, как правило, у лючков, на краях вырезов и отверстий
в элементах конструкции. При обнаружении трещин на внешней
поверхности обшивки обязателен осмотр силового набора, по-
скольку возможны и его повреждения.

Другой возможной неисправностью планера является ослаб-
ление заклепочных соединений, разрушение клеесварных и кле-
еклепаных соединений. Эта неисправность обнаруживается визу-
ально и простукиванием, при котором слышен характерный дре-
безжащий звук.

Весьма распространенной неисправностью является коррозия
элементов конструкции. Вероятность развития коррозии резко воз-
растает в промышленных и приморских районах из-за наличия в
воздухе ионов хлора и сернистых соединений. Общий признак
возникновения коррозии — изменение цвета обшивки, потускнение,
образование отдельных язв, темных точек, рыхлого налета, вспу-
чивание краски. Развитию коррозии способствуют царапины и
вмятины на обшивке, вносимые в процессе эксплуатации, наруша-
ющие защитные лакокрасочные покрытия. Кроме того, они явля-
ются концентраторами напряжений и способствуют зарождению
усталостных трещин.

Вопрос о возможности эксплуатации планера с повреждения-
ми или целесообразности их ремонта решается в каждом кон-
кретном случае в зависимости от характера и размеров повреж-
дения.

ГлДва И. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА ВЗЛЕТНО-
ПОСАДОЧНЫХ УСТРОЙСТВ

11.1.	Назначение взлетно-посадочных устройств
вертолета и требования к ним

Взлетно-посадочными устройствами (ВПУ) ЛА называют уст-
ройства, используемые только при взлете, посадке и рулении по
аэродрому.

ВПУ вертолета включают шасси, состоящее из опорных эле-
ментов, непосредственно соприкасающихся с поверхностью аэро-
дрома, и стоек, соединяющих их с конструкцией фюзеляжа или
крыла.

v Шасси вертолета должно обеспечивать:

—	устойчивость и управляемость при рулении, разбеге и про-
беге;
—	уменьшение нагрузок в момент приземления и при движе-
нии по неровной площадке;

—	демпфирование колебаний вертолета на шасси;

—	эффективное торможение вертолета на пробеге, удержание
его на месте при раскрутке и остановке НВ, а также на наклон-
ной площадке.

11.2.	Классификация шасси. Основные параметры
колесного шасси

В зависимости от типа опорных элементов различают колесное,
полозковое (лыжное) и поплавковое шасси, а также шасси типа
«лодка». Возможны комбинации различных опорных элементов.

У полозкового (лыжного) шасси опорами являются полозья
или лыжи, закрепленные в нижней части фюзеляжа. Его достоин-
ствами являются: простота конструкции, сравнительно малые аэ-
родинамическое сопротивление и масса. Однако применение по-
лозкового шасси исключает возможность руления, взлета с раз-
бегом и посадки с пробегом. Поэтому шасси такого типа исполь-
зуется на легких вертолетах (Ми-34).

Поплавковое шасси выполняется в виде жестких поплавков,
расположенных по бортам фюзеляжа и обеспечивающих вертоле-
ту плавучесть. Разновидностью поплавкового шасси являются
надувные баллоны, используемые для аварийной посадки на воду.
Они крепятся в свернутом состоянии по бортам фюзеляжа либо
на опорах колесного шасси и при необходимости наполняются
сжатым воздухом.

Шасси типа «лодка» используется на вертолетах-амфибиях в
комбинации с колесным шасси. Для обеспечения эксплуатации
вертолета с воды нижнюю часть его фюзеляжа выполняют водо-
непроницаемой в виде лодки. Для повышения поперечной устойчи-
вости по бортам фюзеляжа могут устанавливаться поплавки.

Наибольшее распространение получило колесное шасси. На
большинстве отечественных вертолетов применяется трехопорное
(рис. 11.1) или четырехопорное шасси. Состоит оно из двух основ-
ных опор, расположенных позади центра масс вертолета, и од-
ной (двух) носовой опоры. Дополнительная, хвостовая опо^а
предохраняет рулевой винт от удара о землю при посадке верто-
лета.

Обычно колесное шасси выполняют неубирающимся в полете.
Для уменьшения его аэродинамического сопротивления могут
устанавливаться обтекатели колес и других элементов шасси.
Однако при скоростях полета свыше 300—350 км/ч целесообразно
применение убирающегося шасси.

* Параметры шасси выбираются с учетом положения центра
масс вертолета. Основные параметры трехопорного шасси с носо-
вой опорой показаны на рис. 11.1. Величина базы b определяет
продольную устойчивость вертолета. При малой базе вертолет
склонен к продольной раскачке при рулении. Отношение е/b ха-
рактеризует распределение стояночной нагрузки на стойки шасси.
Численно это отношение равно доле веса, приходящейся на пе-
реднюю опору. Обычно е/Ь=О,1—0,2.

При расположении основных стоек впереди центра масс верто-
лета и небольшой величине их выноса е возможно опрокидыва-
ние вертолета на нос (капот) при энергичном торможении.

Рис. 11.1. Основные параметры шасси трехопорной схемы с . носовой опорой

Колея вертолета В определяет его поперечную устойчивость.
При небольшой колее возможно опрокидывание вертолета через
одну из основных стоек при энергичных разворотах на рулении
или посадке со сносом. Разворот на рулении с рдновременным
торможением может привести также к опрокидыванию вертолета
относительно линии, соединяющей переднее и одно из основных
колес.

Посадочный угол @ выбирается из условий посадки вертолета
на режиме самовращения НВ. Стояночный угол % (угол между
строительной горизонталью и поверхностью площадки) состав-
ляет —2------3°.
11.3.	Конструкция и работа авиационных колес

Авиационные колеса обеспечивают движение вертолета по
земле, восприятие ударных нагрузок при посадке и рулении и их
передачу на другие элементы шасси.

Основными параметрами колеса являются: наружный диа-
метр £), ширина пневматика В и давление воздуха в пневмати-
ке pQ. Эти параметры определяют проходимость вертолета по
грунту. Для обеспечения проходимости по мягкому и мокрому
грунту давление в пневматиках не должно превышать 0,3—
0,5 МПа (3—5 кгс/см2). Однако колеса низкого давления имеют
большие размеры и массу, поэтому на современных вертолетах
применяются пневматики с давлением зарядки 0,5—0,7 МПа
(5—7 кгс/см2).

Авиационные колеса делятся на нетормозные и тормозные. Не-
тормозное колесо (рис. 11.2) состоит из барабана 1 и пневмати-
ка. Колесо устанавливается на ось 4 на двух конических ролико-
вых подшипниках 3 и 6. Между подшипниками устанавливается
регулируемая распорная втулка 5, обеспечивающая необходимый
зазор в подшипниках. Гайка 16 при установке колеса затягивается
до отказа и контрится. Если в конструкции колеса распорная
втулка отсутствует, гайка затягивается так, чтобы колесо свобод-
но вращалось, но не имело люфта.

Для фиксации пневматика барабан имеет несъемную ребор-
ду 13 и съемную реборду 10, которая позволяет производить уста-

Рис. 11.2. Нетормозное авиационное
колесо:

/ — барабан; 2 — покрышка; 3 и 6 — роли-
ковые подшипники; 4 — ось; 5 — распорная
втулка; 7 — втулка; 8 и 15 — уплотнение;
9 — полукольцо; 10 — съемная реборда;
11 — металлическое кольцо; 12 — камера;
13 — несъемная реборда; 14 — вентиль; 16 —
гайка
товку и снятие пневматика. Она фиксируется на барабане двумя
полукольцами Я проходящими через отверстия втулок 7. Полу-
кольца удерживают реборду от осевых перемещений, а втулки —
от поворота на барабане.

Пневматик состоит из камеры 12 и покрышки 2. Камера изго-
товляется из высококачественной резины и имеет зарядный вен-
тиль 14 с обратным клапаном. Покрышка предохраняет камеру от
механических повреждений, придает пневматику необходимые
форму и жесткость. Она выполняется из нескольких слоев прочной
капроновой ткани — корда, покрытых слоями специальной резины.
В борта покрышки завулканизированы металлические кольца 11,
придающие им требуемую жесткость. Для улучшения сцепления
-с грунтом на покрышке выполняется рельефный рисунок — про-
тектор.

Тормоз предназначен для создания тормозной силы колеса.
Он характеризуется энергоемкостью и величиной тормозного мо-
мента. Под энергоемкостью тормоза понимается величина кинети-
ческой энергии, которую он способен преобразовать в тепло в пре-
делах допустимого нагрева его элементов. Тормозной момент
определяется величиной сил трения во фрикционных парах, кото-
рые зависят от коэффициента трения, площади контакта и усилия
сжатия их элементов.

По конструкции тормоза могут быть камерными и дисковыми.

Камерный тормоз (рис. 11.3) состоит из корпуса 1, который
крепится болтами на фланце оси колеса. Между бортами корпуса
устанавливаются тормозные камеры 4, представляющие собой
плоские замкнутые резиновые трубки с вентилями 3 для подачи
сжатого воздуха (жидкости) от тормозной системы через шту-
цер 2. По окружности корпуса устанавливаются тормозные ко-
лодки 5, покрытые фрикционной пластмассой. Каждая колодка
по торцам имеет выступы, которые фиксируют ее в пазах бортов
от поворота, не препятствуя радиальным перемещениям. Колодки
имеют возвратные пластинчатые пружины 6.

При подаче в тормозные камеры воздуха под давлением они
расширяются и прижимают тормозные колодки к рубашке 7 тор-
моза, создавая тормозной момент. При растормаживании колеса
колодки возвращаются пружинами 6 в исходное положение.

Камерные тормоза просты в изготовлении и эксплуатации,
обеспечивают плавное торможение, имеют малую массу. Недо-
статком их являются малая энергоемкость из-за плохого теплоот-
вода и большое время срабатывания. Кроме того, эластичность
резиновой камеры при низких температурах уменьшается и воз-
можны ее механические повреждения, ведущие к отказу тормоза.

Дисковый тормоз (рис. 11.4) состоит из чередующихся подвиж-
ных и неподвижных фрикционных дисков. Подвижные металлоке-
рамические диски 5 своими прямоугольными наружными выступа-
ми входят в направляющие 7 барабана колеса. Неподвижные би-
металлические диски 6 внутренними выступами входят в пазы
корпуса тормоза 2. Металлокерамические диски имеют стальной
каркас, покрытый фрикционной керамикой. На каркасе биметалл
лических дисков установлены секторы из фрикционного чугуна^
Такие же секторы закреплены на фланце корпуса тормоза и на^.
нажимном диске 4, При подаче сжатого воздуха в цилиндры 1 их;
штоки, перемещая нажимной диск, сжимают весь пакет тормозные'
дисков. За счет сил трения между подвижными и неподвижными
дисками колесо тормозится. После стравливания воздуха из щЦ
линдров нажимной диск возвращается в исходное положение пру^
жинными узлами растормаживания 3.

- Для контроля износа тормозного пакета на нажимном диске',
устанавливается штырь-сигнализатор. Степень износа опреде-
ляется по его перемещению в процессе затормаживания колеса?

Дисковый тормоз обладает большой энергоемкостью и позво-1
ляет получить большой тормозной момент. Недостатком его явля-
ются остаточное трение и износ дисков при вращении незатормо-
женного колеса.

На легких вертолетах может применяться колодочный тормоз^
(рис. 11.5). Он состоит из колодок 5 с тормозными накладка-,
ми 6 из фрикционной пластмассы, прикрепленных шарнирно на
осях 4 к корпусу тормоза. Свободный конец каждой колодки свя-^

Рис. 11.3. Камерный тормоз:

1 — корпус; 2 — штуцер; 3 — вентиль; 4 —
тормозная камера; 5 — тормозная колодка;

6 — возвратная пружина; 7 — рубашка тор-
моза
зан со штоком цилиндра 3. Зазор между колодками и рубашкой
тормоза 7 в расторможенном состоянии регулируется винтами 2.

При подаче в цилиндры давления колодки поворачиваются от-
носительно осей, растягивая возвратные пружины /, и прижима-
ются тормозными накладками к рубашке тормоза. При расторма-
живании возвратные пружины перемещают колодки в исходное
положение.

Колодочный тормоз проще камерного по конструкции и на-
дежнее, но тормозной момент у него меньше. Недостатком коло-
дочного тормоза являются также сложность обеспечения равно-
мерного прилегания тормозных накладок к рубашке и запаздыва-
ние в срабатывании при больших зазорах, что требует системати-
ческого их контроля и регулировки.

Рис. 11.4. Дисковый тормоз:

J—тормозной цилиндр; 2— корпус тормоза; 3— узел растормаживания; 4 — на-
жимной диск; 5 — металлокерамический диск; 6 — биметаллический диск; 7 — на-
правляющая подвижных дисков; 8 — прижимной диск

Рис. 11.5. Колодочный

1 — пружина; 2 — регулиро-
вочный винт. 3 — цилиндр;
4 — ось колодки; 5 — колод-
ка; 6—тормозная накладка;

7 — рубашка тормоза

тормоз:
11.4. Конструкция и работа амортизационных устройств

Амортизационные устройства шасси предназначены для погло-
щения и рассеивания энергии ударов при посадке и рулении вер^
толета.

Принцип действия любого амортизационного устройства осно-
ван на его способности деформироваться (обжиматься) под дей-
ствием нагрузки. Кинетическая энергия вертолета расходуется
при этом на совершение работы по обжатию амортизации, а йе-
на деформацию конструкции. Величина обжатия амортизации вы-
бирается такой, чтобы перегрузки вертолета при посадке и руле-
нии не превысили допустимых значений.

Амортизационное устройство любого типа должно включать
упругий и демпфирующий элементы. Упругий элемент аккумули-
рует часть кинетической энергии вертикального перемещения вер-
толета при обжатии амортизационного устройства для последую-
щего возвращения его в исходное положение. Демпфирующий
элемент поглощает и рассеивает оставшуюся часть кинетической
энергии. На современных вертолетах в качестве амортизационных
устройств используются пневматики колес и жидкостно-газовые-
амортизаторы.

Под действием силы реакции грунта пневматик обжимается..
Величина обжатия, вплоть до максимально допустимого, пример-
но пропорциональна действующей нагрузке. При обжатии пнев-
матика часть кинетической энергии вертолета расходуется на
сжатие воздуха и деформацию резины. Большая часть этой энер-
гии возвращается вертолету при распрямлении пневматика и
только 5—6% ее рассеивается в тепло. Таким образом, пневматик.
обладает хорошими упругими и плохими демпфирующими свой-
ствами.

Основная часть кинетической энергии вертолета поглощается
и рассеивается жидкостно-газовыми амортизаторами стоек шасси.
Принципиальная схема такого амортизатора представлена на
рис. 11.6. Он состоит из цилиндра 1, в котором перемещается-
шток 4. Опорами штока являются подвижная 2 и неподвижная 3
буксы. Неподвижная букса выполнена заодно с уплотнением, гер-
метизирующим внутренние полости амортизатора. В цилиндре
установлена профилированная игла 10, а в центральном отверстии
штока — диффузор 9. На штоке снаружи устанавливается свобод-
ноплавающий клапан 7 торможения на обратном ходе. Полость
цилиндра А и полость штока Б сообщаются через отверстие в
диффузоре 9, Полости А и В сообщаются через отверстия 8 в-
буксе.

Амортизатор заправляется определенным количеством масла’
АМГ-10 и заряжается техническим азотом до заданного началь-
ного давления. Применение воздуха запрещено, поскольку при*
высоких давлениях, возникающих при работе амортизатора, кон-
такт масла с кислородом воздуха взрывоопасен.
В полете шток давлением газа выдвинут из цилиндра до упора
в буксу 3. При ударе колес о землю цилиндр начинает надви-
гаться на шток (прямой ход), объем полости А уменьшается и
жидкость из нее через диффузор 9 перетекает в полость 5, сжи-
мая газ. Одновременно часть жидкости, отжимая клапан 7 вверх,
свободно перетекает из полости А в увеличивающуюся полость В
через отверстия 8 в буксе и кольцевой зазор между клапаном и
цилиндром.

Рис. 11.6. Жидкостно-газовый
амортизатор:

1 — цилиндр; 2 — подвижная букса;
3 — неподвижная букса; 4 — шток; 5 —
зарядное устройство; 6 — дроссельное
отверстие; 7 —клапан обратного тор-
можения; 8 — отверстие; 9 — диффузор;

J0 — профилированная игла

Часть энергии удара при прямом ходе аккумулируется в виде
потенциальной энергии сжатия газа. Остальная часть энергии
преобразуется в тепло и рассеивается при движении жидкости
через диффузор и при преодолении сил трения в буксах и уплот-
нении.

По мере уменьшения вертикальной скорости вертолета в про-
цессе посадки уменьшается и скорость движения штока. Профи*
лированная игла постепенно уменьшает проходное отверстие диф-
фузора по мере движения штока вниз. За счет этого скорость те*
чения жидкости в отверстии, а значит, и сила сопротивления ока-
вываются примерно постоянными по ходу штока, несмотря на
уменьшение его скорости.

Обратный ход амортизатора совершается под действием сжа-
того газа. При этом жидкость из полости В, прижав клапан 7
вниз, перетекает через дроссельные отверстия 6 в полость А.
Этим увеличивается сопротивление перетеканию жидкости на об-
ратном ходе. Из полости Б жидкость также перетекает в по-
лость А.

Энергия газа на обратном ходе расходуется на преодоление
сопротивления перетеканию жидкости, на преодоление сил трения
и на подъем вертолета. Увеличение сопротивления жидкости уско-
ряет затухание колебаний вертолета, но приводит к росту пере-
грузки при посадке. Поэтому обычно увеличивают торможение
только на обратном ходе.

Диаграммой работы жидкостно-газового амортизатора
(рис. 11.7) называют графическую зависимость усилия Рам, дейст-
вующего на амортизатор, от хода S его штока.

Усилие Рам , которое необходимо приложить к амортизатору
для того, чтобы он начал обжиматься, называют усилием предва-
рительной затяжки. Величина его определяется начальным дав-
лением газа и трением в буксах и уплотнении.

Рис. 11.7. Диаграмма работы амортиза-
тора

Наибольшее усилие Рэам достигается в конце обжатия аморти-
затора и соответствует эксплуатационному ходу 5Э его штока.
Величина S9 обычно на 10—15% меньше полного обжатия амор-
тизатора, что исключает жесткие удары в упоры при грубой по-
садке.

Сила давления газа на шток Рг на прямом и обратном ходе
изменяется по линии bf.

Силы механического трения Ртр пропорциональны давлению
газа и всегда направлены навстречу движению штока, т. е. на
прямом ходе они суммируются с силой Рг (кривая се), а на об-
ратном— вычитаются (линия ка).
Сила сопротивления жидкости Рж пропорциональна квадрату'
скорости движения штока и направлена также всегда навстречу
его движению. Поэтому на прямом ходе суммарное усилие на
штоке /)ам=/)г+^)тр+^ж изменяется по линии cde. На обратном'
ходе — Рам = ^г — Ртр — Рж (кривая к1а). Силы Рж достигают
максимальных значений в средней части хода, штока, где его
скорость максимальна.

На диаграмме можно выделить ряд характерных площадей.
Площадь диаграммы ocdemo в масштабе равна энергии, воспри-
нимаемой амортизатором на прямом ходе. Площадь oalkmo экви-
валентна энергии, возвращенной вертолету сжатым газом на об-
ратном ходе. Площадь acdekla соответствует энергии, превращен-
ной в тепло за один цикл работы амортизатора.

11.5.	Нагрузки шасси

Основными нагрузками шасси являются реакции земли, дей-
ствующие на опорные элементы при посадке и движении верто-
лета по аэродрому. Их величина и направление зависят от спосо-
ба посадки и техники пилотирования вертолета, жесткости амор-
тизации, состояния посадочной площадки. При посадках по-вер-
толетному на шасси действуют в основном вертикальные усилия
Ру. В случае посадки с поступательной скоростью возникают и
лобовые силы а при посадке со сносом или при резком разво-
роте на рулении появляются также боковые силы \PZ.

Эксплуатационная вертикальная нагрузка на опоры

Ру = РсХ >

где Рст — стояночная нагрузка опоры при посадочной массе;
п?у—перегрузка при посадке.

Величина пРу задается в пределах 2—2,5.

11.6.	Конструктивные схемы стоек шасси

По конструктивной схеме стойки шасси могут быть балочными
и ферменными. Балочные стойки (рис. 11.8) выполняются в виде
консольных или подкосных балок. Преимуществом балочных
стоек, в особенности консольных, является их компактность, од-
нако при действии лобовых или боковых нагрузок их элементы
работают на изгиб, поэтому имеют сравнительно большую массу.
Амортизатор, расположенный внутри стойки, также нагружается
боковыми силами и изгибающими моментами. Это усиливает из-
нос его деталей и усложняет работу уплотнений. По этой при-
чине в таких стойках используются амортизаторы с невысоким
давлением газа, имеющие увеличенные габариты. Для уменьше-
ния изгибающих моментов балочных стоек их подкрепляют под-
косами в одной или двух плоскостях.

Балочные стойки обычно применяются в качестве передних
опор вертолетов, поскольку их наиболее просто выполнить само-
ориентирующимися. Для самоориентации в направлении руле-
ния вертолета ось колеса смещается назад относительно оси
стойки (вынос t на рис. 11.8). После взлета колесо (колеса) само-
ориентирующейся стойки должно устанавливаться в линию полета
для уменьшения лобового сопротивления.

С этой целью на штоке и цилиндре амортизатора устанавли-
вается кулачковый механизм. Верхний профилированный кула-
чок 6 крепится на штоке амортизатора, а нижний 7 — в цилиндре.
При обжатом амортизаторе кулачки выходят из соприкосновения
друг с другом и шток может свободно поворачиваться в цилинд-
ре, обеспечивая разворот колеса. При выходе штока кулачки
скользят друг по другу своими наклонными торцами, при этом шток
поворачивается так, чтобы его кулачок 6 занял крайнее нижнее
положение. В результате колесо устанавливается в линию полета.

Самоориентирующиеся стойки шасси склонны к самовозбуж-
дающимся колебаниям, получившим название шимми. Колебания
сопровождаются значительными деформациями изгиба и закру-
чивания пневматика, поворотами колеса относительно оси стойки
и интенсивным изгибом стойки в поперечном направлении. В ре-
зультате может произойти срыв пневматика и даже разрушение
стойки.

Простейшим способом демпфирования колебаний является
применение спаренных колес, жестко соединенных между собой
общей осью. При колебаниях стойки колеса движутся по траек-
ториям различной длины, поэтому одно из них обязательно про-
скальзывает. За счет работы сил трения при проскальзывании
Происходит рассеивание энергии колебаний. Такие стойки приме-
няются на вертолетах Ми-6, Ми-26. Их недостатком является по-
вышенный износ пнёвматиков. Поэтому для предотвращения
шимми часто используются специальные гидравлические гаси-
тели колебаний (демпферы шимми). Принцип действия их та-
кой же, как и у гидравлического демпфера ВШ втулки НВ.

Ферменные стойки (рис. 11.9) состоят из стержней, работаю-
щих в основном на растяжение или сжатие, что способствует
снижению массы конструкции. Простейшая ферменная (пирами-
дальная) стойка (рис. 11.9, а) состоит из минимально необходи-
мого числа (трех) стержней, один из которых (/) является амор-
тизатором. Ферменные стойки позволяют легко получить необхо*
димую колею шасси, поэтому используются в качестве основных.

На рис. 11.9, в показана наиболее сложная ферменная стойка
вертолета Ми-26. У таких стоек рычаги 1 подвески колес при об-
жатии амортизаторов 2 поворачиваются в продольной плоскости,
поэтому колея шасси остается постоянной и пневматики не полу-
чают боковых нагрузок. Амортизаторы ферменных стоек закреп-
ляются шарнирно, поэтому нагружаются только осевыми силами,
что облегчает условия работы уплотнений и уменьшает износ по-
движных деталей.

По способу крепления колес различают телескопические и ры-
чажные (рис. 11.8; 11.9) стойки. У телескопической стойки колеса
устанавливаются на оси, закрепленной непосредственно на штоке
амортизатора. Такая стойка наиболее проста по конструкции,
однако не амортизирует лобовых ударов. Рычажная подвеска
колеса вследствие наклона рычага к горизонту амортизирует
не только вертикальные, но и лобовые удары.

11.7.	Земной резонанс вертолета

Земным резонансом называют самовозбуждающиеся колеба-
ния вертолета на шасси, сопровождающиеся колебаниями лопа-
стей НВ в плоскости его вращения. Они происходят с возрастаю-
щей амплитудой и могут вызвать поломку вертолета. Колебания
вертолета возбуждаются неуравновешенной центробежной силой
лопастей НВ. Начальное смещение лопастей может быть
вызвано резким порывом ветра, грубой посадкой, наездом одного
из основных колес на неровность и т. д.

Земной резонанс представляет собой преимущественно попе-
речные колебания вертолета. Для одновинтового вертолета харак-
терны две формы поперечных колебаний на шасси:

—	колебания вокруг продольной оси, расположенной на зна-
чительном расстоянии под центром масс вертолета (рис. 11.10, а),
которые называются колебаниями первой формы;

—	колебания вокруг продольной оси, проходящей около цент-
ра масс вертолета (рис. 11.10, б), или колебания второй формы.

Различие форм колебаний объясняется разной жесткостью
шасси при обжатой и необжатой амортизации.

При малой тяге НВ, когда нагрузка на стойки значительна, их
упругость определяется совместными деформациями амортиза-
торов и пневматиков. При этом наблюдаются колебания вертолета
первой формы. Частота таких колебаний обычно невелика. Так,

Рис. 11.9. Ферменные стойки:

а — пирамидальная стойка: 1 — амортизатор; 2 — полуось; 3 — подкос; б — стойка
вертолета соосной схемы: J — амортизатор; 2 — стойка; 3—параллелограммный ме-
ханизм; в — стойка вертолета Ми-26: / — рычаг; 2 — амортизатор
для вертолета Ми-6 она равна примерно 55 колебаний в минуту.
При колебаниях по первой форме вертолет раскачивается на
шасси, перемещаясь почти параллельно земной поверхности.

Когда тяга НВ почти равна весу вертолета, штоки амортиза-
торов выходят до упора. При этом амортизатор ведет себя как
жесткая тяга и упругость шасси определяется только пневма-
тиками.

Рис. 11.10. Земной резонанс вертолета:

а — колебания по первой форме; б — колебания по второй форме

В этом случае вертолет может колебаться только за счет обжа-
тия пневматиков, поворачиваясь относительно центра масс, т. е.
по второй форме колебаний. Поскольку жесткость шасси при не-
работающих амортизаторах гораздо больше, то частота колеба-
ний второй формы существенно выше. Так, например, для верто-
лета Ми-6 она составляет около 160 колебаний в минуту.

Рассмотрим подробнее процесс возникновения и развития
колебаний типа «земной резонанс».

Предположим, что вследствие наезда на кочку вертолет резко
накренился влево и втулка НВ сместилась на величину е
(рис. 11.11, а). Для наглядности рассуждений будем считать, что
в этот момент лопасти /, 2, 3 и 4 находились соответственно в
азимутах 0, 90, 180 и 270°. В силу инерции при резком отклонении
втулки лопасти 1 ц 3 повернутся относительно ВШ (рис. 11.11,6),
угол взмаха лопасти 2 увеличится, а лопасти 4 уменьшится
(рис. 11.11, а). В результате центр масс НВ окажется смещенным
от оси вращения в некоторую точку п, что приведет к появлению
неуравновешенной центробежной силы. Вследствие вращения НВ
и колебаний лопастей под воздействием центробежных й корио-
лисовых сил общий центр масс лопастей перемещается по окруж-
ности вокруг оси вала НВ (рис. 11.11, виг).

При этом вращающаяся неуравновешенная центробежная сила
начинает раскачивать вертолет. При совпадении частоты ее вра-
щения с частотой собственных колебаний вертолета на шасси на-
ступает резонанс. Амплитуда колебаний вертолета возрастает, что
приводит к увеличению амплитуды колебаний лопастей относи-
тельно ВШ и соответствующему увеличению центробежной силы.
Это, в свою очередь, приводит к дальнейшему увеличению рас-
качки вертолета и т. д., т. е. возникают самовозбуждающиеся ко-
лебания, которые и получили название земного резонанса. Источ-
ником энергии, обеспечивающим развитие колебаний, являются
силовая установка вертолета и вращающийся НВ.

Рис. 11.11. Колебания лопастей при земном резонансе:

а — изменение угла взмаха лопастей; б — положение лопастей в мо-
мент накренения вертолета; в—положение лопастей через 1/4 пе-
риода их колебаний относительно ВШ; г — положение лопастей через
1/2 периода их колебаний относительно ВШ: л; т; k — положения
центра масс НВ

Для предотвращения земного резонанса необходимо вывести
частоты собственных колебаний вертолета на шасси за пределы
рабочего диапазона частоты вращения НВ. Исходя из этого амор-
тизация вертолетов проектируется таким образом, чтобы частота
колебаний вертолета на шасси по второй форме была выше часто-
ты вращения НВ, а по первой форме ниже.
Первая задача решается путем применения более жестких
пневматиков, особенно на сопротивление боковым смещениям.
Снижение частоты колебаний вертолета по первой форме воз-
можно за счет уменьшения жесткости амортизаторов. На неко-
торых вертолетах (Ми-6) для снижения частоты поперечных ко-
лебаний применяется пружинный демпфер, соединяющий жид-
костные полости амортизаторов основных стоек шасси. За счет
этого жесткость амортизаторов при колебаниях вертолета оказы-
вается меньше, чем при посадочном ударе. В результате снижа-
ется частота колебаний вертолета на шасси по первой форме.
Однако в процессе раскрутки НВ при определенной частоте его
вращения создаются условия для земного резонанса по первой
форме. В случае возникновения нарастающих колебаний верто-
лета необходимо быстро уменьшить шаг и частоту вращения НВ.
Если колебания при этом не прекращаются, следует выключить
двигатели.

Земной резонанс по второй форме может возникнуть при пре-
вышении максимальной частоты вращения НВ или же при сниже-
нии собственной частоты колебаний вертолета по второй форме
вследствие повышенной скорости руления и неправильной заряд-
ки пневматиков и амортизаторов.

Для устранения земного резонанса кроме разведения частот
необходимо соответствующее демпфирование колебаний лопастей
в плоскости вращения и колебаний вертолета на шасси. Демпфи-
рование колебаний лопастей осуществляется с помощью гидрав-
лических или фрикционных демпферов. Рассеивание энергии ко-
лебаний вертолета происходит в амортизаторах основных стоек
шасси.

Для рассеивания энергии колебаний по первой форме исполь-
зуются амортизаторы с увеличенным торможением жидкости на
обратном ходе (см. рис. 11.6). Площадь отверстия для жидкости
на прямом ходе выбирается из условий посадочного удара, а на
обратном — из условий предотвращения земного резонанса.

В амортизаторах современных вертолетов, например Ми-24,
Ми-26, используются специальные противорезонансные клапаны,
которые устанавливаются в диафрагме штока. При колебаниях
типа «земной резонанс» обжатие амортизаторов совершается с
небольшими скоростями. При этом перепад давлений жидкости
между полостями цилиндра и штока недостаточен для открытия
клапанов, поэтому жидкость дросселируется только через неболь-
шие отверстия в них, обеспечивая высокую степень демпфирова-
ния. При посадочном ударе клапаны открываются, обеспечивая
необходимое рассеивание энергии на прямом ходе.

Таким образом, применение противорезонансных клапанов
обеспечивает большую степень демпфирования колебаний вер-
толета и в то же время приемлемый уровень нагрузок при посадке.

Заемной резонанс по второй форме происходит при малой на-
грузке на стойки, недостаточной для обжатия амортизаторов,
Поэтому они не рассеивают энергию колебаний. Для демпфиро-
вания этих колебаний необходимы дополнительные амортизаторы
низкого давления, работающие при малых нагрузках на стойки.
По этой причине на вертолетах широко используются двухкамер-
ные амортизаторы. Конструктивно двухкамерный амортизатор
может быть выполнен в виде двух отдельных амортизаторов
(Ми-6, Ми-8) или единого амортизатора с двумя газовыми каме-
рами разного давления (Ми-26).

Начальное давление газа и площадь сечения штока аморти-
затора низкого давления выбираются такими, чтобы он полностью
обжимался до начала обжатия амортизатора высокого давления.
Благодаря этому при малых нагрузках на шасси будет работать
только амортизатор низкого давления. При больших нагрузках
он полностью обжимается и колебания демпфируются амортиза-
тором высокого давления.

Рассмотренные выше конструктивные мероприятия при пра-
вильной эксплуатации вертолета гарантируют подавление коле-
баний типа «земной резонанс». Однако нарушение правил экс-
плуатации шасси, несущей системы и ошибки в пилотировании
могут вызвать эти опасные колебания.

Наиболее опасны неисправности демпферов ВШ лопастей:
воздушные пробки в гидродемпферах, а также различия харак-
теристик демпферов отдельных лопастей. К возникновению зем-
ного резонанса может привести также неправильная зарядка
пневматиков и амортизаторов шасси.

Наиболее опасными ошибками в пилотировании являются
случаи грубой посадки на одну основную стойку или отрыв од-
ного колеса при взлете с разбегом, руление при сильном боковом
ветре.

У двухвинтовых вертолетов возможны колебания, аналогич-
ные по физической сути земному резонансу, и в полете (воздуш-
ный резонанс). Причиной таких колебаний может явиться совпа-
дение частоты колебаний лопастей НВ относительно ВШ с часто-
той собственных колебаний упругих агрегатов конструкции (валов,,
крыла, фюзеляжа и т. д.).

11.8. Возможные неисправности шасси
и особенности эксплуатации

Стойки шасси подвержены значительным ударным нагрузкам,,
поэтому их необходимо тщательно осматривать с точки зрения
появления трещин, износа подвижных соединений. Трещины наи-
более вероятны по сварным швам, узлам соединения элементов.
Износ подвижных соединений приводит к появлению люфтов, чта
вызывает ударные нагрузки в соединениях и может вызвать
шимми самоориентирующихся стоек.

В процессе эксплуатации вертолетов необходимо следить за
правильностью зарядки и герметичностью амортизаторов. При
подтекании жидкости через уплотнение Амортизатор подлежит
замене. Правильность заправки жидкостью амортизаторов обес-
печивается определенным расположением зарядного штуцера.
Для этого вертолет устанавливается на подъемники, стравлива-
ется давление азота, амортизатор обжимается на определенную
величину, оговоренную в инструкции, и жидкость заливается
шприцем до начала ее вытекания.

Технология зарядки некоторых амортизаторов предусматри-
вает заливку избыточного количества жидкости, определенную
♦выдержку для выхода пузырей воздуха и обжатие на определен-
ную величину (часто до упора) для слива избытка жидкости.

Зарядка азотом производится при необжатых амортизаторах
после заправки жидкостью. Вначале амортизатор заряжается до
давления, превышающего расчетную величину, и выдерживается в
течение определенного времени в целях опрессовки уплотнений.
После этого давление доводится до расчетной величины.

В ходе эксплуатации давление зарядки может быть проверено
по величине выхода штока. Зависимость величины выхода штока
от давления газа в амортизаторе при разном весе вертолета при-
водится в виде графиков в инструкции по эксплуатации вертолета.

Неправильная зарядка амортизаторов жидкостью или газом
приводит к изменению их жесткости. При повышении жесткости
возможны повреждения конструкции вертолета вследствие воз-
растания перегрузок при посадке, а при снижении — поломки
амортизаторов вследствие ударов в упоры. Кроме того, непра-
вильная зарядка амортизаторов основных стоек может привести
к земному резонансу.

Проверка давления зарядки пневматиков колес производится
с помощью манометра или по величине стояночного обжатия.
При пониженном давлении возможно полное обжатие и разру-
шение пневматика ребордами колеса в случае грубой посадки.
Для передней стойки это еще опасно с точки зрения возможности
возникновения шимми. Увеличение давления сверх нормы ухуд-
шает амортизирующие свойства пневматика и ухудшает проходи-
мость по грунту. Необходимо избегать попадания керосина и
масел на поверхность пневматиков, так как они разрушают
резину.

Не допускается эксплуатация пневматиков, имеющих расслое-
ния, вспучивания, износ протектора до оголения корда, проколы
и порезы протектора с повреждением корда, сдвиг покрышки
относительно барабана колеса.
РАЗДЕЛ IV

ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВ

Энергетические (силовые) системы вертолетов предназначены:
для обеспечения энергией исполнительных устройств объектов
управления. В зависимости от типа применяемого рабочего тела
на вертолетах используются гидравлические, пневматические^,
электрические и смешанные системы. Рабочим телом гидравличе-
ских систем является жидкость, пневматических — воздух.

Энергетическая система может быть разделена на два кон-
тура: контур питания и исполнительный контур. Контур питания
подает энергию в исполнительный контур, а последний передает
энергию к объектам управления.

Контуры питания систем состоят из источников энер-
гии (насосы, компрессоры, электрогенераторы и др.), коммуни-
каций (трубопроводы, электропроводка), регулирующих и конт-
ролирующих устройств. В контур питания входят и накопители;
рабочего тела (баки, баллоны и др.).

Исполнительные контуры включают в себя распре-
делители поступающей энергии (краны, золотники, заслонки, пе-
реключатели и др.), коммуникации энергии, исполнительные уст-
ройства (силовые цилиндры, моторы и др.), являющиеся потре-
бителями энергии.

Важнейшими специальными требованиями, предъявляемыми!
к энергетическим системам, являются:

—	обеспечение необходимой мощности, гарантирующей нор-
мальную работоспособность системы при самой неблагоприят-
ной комбинации одновременно работающих агрегатов;

—	обеспечение надежной работы систем на всех высотах и'
скоростях полета, при любых перегрузках в диапазоне температур»
окружающей среды (±60°С);

—	высокая точность отслеживания управляющего сигнала и
заданное быстродействие системы;

\ — удобство и легкость управления распределительными уст-
ройствами, исполнительными механизмами.

Для определения рациональных областей применения и сте-
пени удовлетворения предъявляемым требованиям рассмотрим
преимущества и недостатки энергетических систем.

Достоинствами гидравлической системы являются: болцщая
мощность агрегатов при незначительных габаритах и массе, высо-
кое быстродействие агрегатов, плавность движения и возможность
фиксации их в промежуточных положениях, обильная смазка,
трущихся пар рабочим телом.
К.недостаткам гидравлической системы относятся: пожаро-
опасность, возможность возникновения кавитационных течений и
гидравлических ударов, большая трудоемкость обслуживания и
возможность загрязнения рабочей жидкости.

Достоинствами пневматической системы являются: незначи-
тельная масса рабочего тела и трубопроводов, пожаробезопас-
ность, незначительная зависимость работы системы от темпера-
туры окружающей среды.

Недостатками пневматической системы являются: сравнитель-
но небольшая энергоемкость, сложность фиксации исполнитель-
ных устройств в промежуточных положениях, трудность выполне-
ния системы следящей.

Достоинствами электрической системы являются: отсутствие-
запаздывания в передаче энергии, простота автоматизации про-
цесса управления, удобство выполнения в качестве следящей,
высокая живучесть.

Недостатками электрической системы являются: большие мас-
са и габариты источников энергии и исполнительных устройств,
сложность технологии производства и высокая стоимость элемен-
тов системы.

Достоинства и недостатки энергетических систем определяют
области их применения. Гидравлические системы применяются
там, где требуется плавное движение управляемых агрегатов,
фиксация исполнительных устройств в промежуточных положе-
ниях и следящий принцип действия. Пневматические системы?
применяются для управления агрегатами кратковременного дей-
ствия.

Глава 12. ПНЕВМАТИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ

12.1.	Типы пневматических систем
и их принципиальные схемы
1

Пневматические системы современных вертолетов подразде-
ляются на основные и аварийные. Основные пневмосистемы при-
меняются для управления агрегатами, требующими небольших
усилий, но быстрого срабатывания. Кроме того, пневмосистемы
применяются там, где использование жидкости нежелательно по-
соображениям безопасности.

Пневматическая система состоит из контура питания и испол-
нительного контура.

12.1.1.	Контуры питания пневмосистем

В пневмосистемах вертолетов нашли применение два типа'
контуров питания: баллонный и баллонно-компрессорный.

Принципиальная схема контура питания баллонного типа-
приведена на рис. 12.1.

8 Зак. 6269	.	11$:
При зарядке системы на земле аэродромный источник сжа-
того воздуха подсоединяется к бортовому зарядному штуцеру 7.
Сжатый воздух через фильтр 6, обратный клапан 5 и редуктор 4
поступает в бортовой воздушный баллон 2, в котором накапли-
вается запас сжатого воздуха. Давление зарядки баллона контро-
лируется по манометру 3. Основным преимуществом данного типа
контура питания является простота конструкции. Главный недо-
статок— большая масса баллонов, так как они должны содер-
жать запас воздуха на весь полет. После каждого полета пневмо-
система с таким контуром питания требует дозарядки.

2 ' з

4	. s з

—zzzz

> в магистраль

Рис. 12.1. Принципиальная схема
контура питания пневматической
системы балочного типа:

1 — магистраль подачи воздуха к ис-
полнительным агрегатам: 2 — воздуш-
ный баллон; 3 — манометр; 4 — редук-
тор; 5 — обратный клапан; 6 — фильтр;

7 — бортовой зарядный штуцер

На рис. 12.2 представлена принципиальная схема контура пи-
тания баллонно-компрессорного типа.

В полете зарядка бортовых баллонов 1 сжатым воздухом про-
изводится от компрессора 6 через фильтр-отстойник 5 и обратный
клапан 4. Для разгрузки компрессора установлен автомат давле-
ния 3, который переключает компрессор на холостой ход при до-
стижении расчетного давления воздуха в баллонах и переклю-
чает компрессор на зарядку баллонов при падении давления в них

Рис. 12.2. Принципиальная схема контура питания пневмосистемы баллон-
но-компрессорного типа:

1 — бортовые баллоны; 2—манометр; 3 — автомат давления; 4 и 9 — обратные кла-
паны; 5 — фильтр-отстойник; 6 — воздушный компрессор; 7 — бортовой зарядный шту-
цер; 8 — фильтр
ниже расчетного значения. При зарядке баллонов от аэродром-
ного источника через штуцер 7 автомат давления выполняет роль
предохранительного клапана. При достижении расчетного давле-
ния в баллонах автомат давления соединяет магистраль подвода
воздуха с атмосферой.

Основное преимущество такого контура — неограниченный,
расход сжатого воздуха, так как система постоянно дозаряжается
компрессором. Недостатком является более сложная конструкция.

Бортовые воздушные баллоны являются основ-
ными источниками энергии сжатого воздуха. Они могут быть ци-
линдрической или сферической формы. В качестве воздушных
баллонов могут быть использованы внутренние полости стоек,,
подкосы шасси и другие массивные элементы конструкции. Ци-
линдрические баллоны изготовляются из бесшовных стальных
труб с приваренными днищами. Сферические баллоны изготовля-
ются сварными из стали. Снизу к баллону приварен прилив, в
который на конической резьбе вворачивается штуцер. В верхней
части баллона имеется этикетка, на которой указаны его номер,
масса, емкость, рабочее давление и дата проверки.

Воздушный компрессор предназначен для пополнения
бортовых баллонов сжатым воздухом в полете. На современных
вертолетах применяются двухступенчатые компрессоры с приво-
дом от редуктора. Они обеспечивают давление воздуха до 5 МПа
(50 кгс/см2) .

Устройство и работа двухступенчатого компрессора типа
АК-50 показаны на рис. 12.3. При движении поршня 4 вниа
(рис. 12.3, а) в полости А первой ступени компрессора создается
разрежение, клапан всасывания 2 открывается и воздух через
войлочный фильтр 1 и открытый клапан 2 заполняет полость Л.
Одновременно происходит сжатие воздуха, находящегося в поло-
сти Б второй ступени компрессора. Клапан нагнетания 6 откры-
вается, и воздух из полости Б вытесняется в магистраль зарядки
бортовых баллонов.

При движении поршня вверх (рис. 12.3, б) клапан всасыва-
ния 2 и клапан нагнетания 6 закрываются пружинами и происхо-
дит сжатие воздуха в полости Л. Сжатый воздух из полости Л
первой ступени, открывая клапан 5, поступает в полость Б второй
ступени компрессора. При последующем движении поршня 4
вниз воздух из атмосферы засасывается в полость Л, а из поло-
сти Б нагнетается в магистраль зарядки баллонов.

Размещение двух ступеней в одном цилиндре делает компрес-
сор компактным. Двухступенчатое сжатие воздуха облегчает теп-
ловой режим компрессора, так как потребная степень сжатия
каждой ступени ниже. Это приводит к меньшему выделению1
тепла.

Давление, создаваемое компрессором, зависит от противодав-
ления ена выходе. Клапан нагнетания 6 открывается только тогда,
когда сила давления воздуха, действующая на клапан со сто-
роны полости 5, будет больше усилия пружины и силы давления
воздуха, действующих со стороны магистрали. Если магистраль
нагнетания за клапаном 6 соединить с атмосферой, то компрессор
будет создавать давление, необходимое только для сжатия сла-
бой пружины клапана. Это свойство используется для разгрузки
компрессора, когда давление в бортовых баллонах достигнет
расчетного значения.

Автомат давления предназначен для автоматического
перевода компрессора на холостой ход при достижении давления
воздуха в бортовых баллонах максимального расчетного значения
и для подключения компрессора к магистрали при понижении
давления в них до минимального расчетного значения.

На рис. 12.4 показана схема работы автомата давления. Если
давление в системе меньше максимального, то канал А закрыт
запорной иглой 4 и воздух от компрессора через открытый кла-
пан 7 и канал В поступает на зарядку бортовых баллонов
(рис. 12.4, а).

Рис. 12.3. Воздушный компрессор:

« — движение поршня вниз; б— движение поршня вверх; / — войлочный фильтр; 2 — кла-
пан всасывдния; 3 — клапан перепуска; 4 — поошепь; 5 — цилиндр; 6 — клапан нагнетания;

7 — шатун; 8 — картер
у—,. , . , ..Г . Г	•отммжм9н«ем«мааммн4	'  5, rf-ЛиЛ	—- *-
к к к	
0 CxczZ	
w Krtd к	/	jU-~	"!
Когда давление воздуха в баллонах, канале В и камере Г до-
стигнет максимального расчетного значения (5 МПа), поршень 8У
преодолев усилие пружины 9 и пружины фиксатора /, перемес-
тится влево и повернет коленчатый рычаг 10 (рис. 12.4, б). При
этом запорная игла 4 отходит от седла и сообщает канал А
через камеру Б с атмосферой. Давление в канале А падает, кла-
пан 7 закрывается и компрессор переводится на холостой ход.
При повороте рычага 10 ролик 2 фиксатора 1 перекатывается на
нижний скос кулачка 3 и фиксирует запорную иглу 4 в открытом
положении. При снижении давления в баллонах до минимального
расчетного значения (4 МПа) поршень д под действием пружины 9
перемещается вправо, запорная игла 4 перекрывает канал А и
фиксатор 1 фиксирует ее в закрытом положении. Стравливание
воздуха из канала А прекращается, и воздух, отжимая клапан 7,
поступает на зарядку бортовых баллонов, т. е. компрессор пере-
водится на рабочий режим.

Воздушные фильтры подразделяются на фильтры-от-
стойники и прямоточные фильтры.

Фильтры-отстойники предназначены для очистки воздуха от
масла и влаги и слива конденсата. Они устанавливаются в маги-
страли нагнетания воздуха за компрессором.

Прямоточные фильтры (рис. 12.5) предназначены для очистки
воздуха от механических примесей. Они устанавливаются в маги-
страли за бортовым зарядным штуцером. Для правильной уста-
новки фильтра на его корпусе имеется стрелка, указывающая на-
правление движения воздуха.

1 — корпус; 2 — пружина; 3 — фильтроэлемент; 4 — втулка;

5 — головка

Воздушный редуктор предназначен для понижения
давления сжатого воздуха и поддержания его постоянным в ис-
полнительном контуре.

Схема работы редуктора представлена на рис. 12.6. В исход^
ном положении редукционная пружина 6 воздействует на гибкую
мембрану 5 и далее через толкатель 4 отжимает перекрывной
клапан 3 от седла. При подаче давления рвх на вход редуктора
воздух через открытый клапан 3 проходит в полость низкого дав-
ления А и далее через выходной штуцер в систему. По мере рос-
та давления в системе (и полости А) увеличивается усилие дав-
ления воздуха на мембрану. Когда это усилие превысит силу за-
тяжки пружины 6, мембрана прогнется вниз, освободит толка-
тель и перекрывной клапан под действием пружины 2 перекроет
подачу воздуха. При этом в магистрали низкого давления зафик-
сируется постоянное расчетное давление рВыХ. Таким образом,
при любом расходе воздуха клапан всегда пропускает такое его
количество, при котором давление в полости А будет равно рВыХ.

Рис. 12.6. Схема работы воздушного редуктора:

а — давление на выходе соответствует расчетному; б — давление на выходе ниже
расчетного; 1 — входной штуцер; 21— пружина клапана; 3 — перекрывной клапан;

4 — толкатель; 5 — мембрана; 6 — редукционная пружина

Давление на выходе редуктора не зависит от давления в бал-
лонах и в основном определяется затяжкой редукционной пружи-
ны 6. Степень затяжки пружины при тарировке редуктора осуще-
ствляется специальным винтом.

Обратные клапаны (рис. 12.7) предназначены для про-
пускания воздуха в одном направлении, указанном на корпусе
стрелкой, и перекрытия магистрали при обратном движении воз-
духа.

12. h2. Исполнительные контуры
пневмосистем

Исполнительный контур — часть общей системы, предназначен-
ная для подачи сжатого воздуха через распределитель к пневмо-
двигателю, приводящему в движение объект управления. Все аг-
регаты и устройства исполнительных контуров пневмосистем мож-
но разделить на следующие группы: распределительные устрой-
ства (вентили, электропневмоклапаны); регулирующие устройства
(редукционные клапаны, редукторы, редукционные ускорители
и др.); исполнительные устройства (пневмоцилиндры).

Исполнительный контур торможения колес. На рис. 12.8 приве-
дены принципиальные схемы исполнительных контуров торможе-
ния колес. Если объем воздушных камер тормозов небольшой, то
применяется простейшая схема (рис. 12.8, а). В этой схеме ис-
пользуется редукционный клапан 1, пропускающий к тормозам 2

Рис. 12.7. Обратный клапан:

1 — крышка; 2 — седло; 3 — корпус; 4 —
колпачок; 5 — пружина

Рис. 12.8. Принципиальные схемы исполнительных кентуров
торможения колес:

а — простейший контур; б — контур торможения с ускорителем; 1 —
редукционный клапан; 2 — пневматический тормоз колеса: 3 ~~ фильтр;
4 — магистраль командного давления; 5 — пневматический агрегат уп-
равления (ускоритель)



воздух с давлением, пропорциональным величине усилия на тол-
катель клапана. При снятии усилия с толкателя воздух из камер,
колес через клапан 1 стравливается в атмосферу.

При больших объемах камер для повышения быстродействия
тормозов в исполнительном контуре устанавливается пневматиче-
ский агрегат управления 5 (рис. 12.8, б). Воздух от баллона через-
фильтр 3 поступает к редукционному клапану торможения /, ко-
торым управляет летчик, нажимая на его толкатель. Командное
давление воздуха после клапана 1, пропорциональное величине
усилия на его толкателе, воздействует на пневматический агрегат
управления 5, который пропускает воздух от баллонов к: тормо-
зам колес с давлением и расходом в два-три раза большим, чем
задано клапаном. При снятии усилия с толкателя воздух из ко-
мандной линии 4 стравливается через редукционный клапан /, а
из камер тормозов — через пневматический агрегат управления 5.

Редукционный клапан (рис. 12.9) представляет собой редуктор
переменного давления, у которого давление на выходе (полость
Л) определяется усилием обжатия редукционной пружины 1.
В исходном положении при необжатой пружине клапан впуска 9
закрыт усилием пружины S, а жестко связанный с ним толкате-
лем 6 клапан выпуска 5 открыт. При этом тормоза колес через
полость А, клапан выпуска и сверление в толкателе 2 сообщены
с атмосферой.

При нажатии летчиком на рычаг торможения толкатель сжи-
мает редукционную пружину и прижимает седло мембранного
поршня 4 к клапану выпуска, перекрывая сообщение тормозов с
атмосферой. При дальнейшем перемещении поршня 4 вниз через
толкатель 6 открывается клапан впуска 9 и сжатый воздух из ма-
гистрали В поступает в тормоза. По мере роста давления в поло-
сти А сильфон 3 поршня 4 сжимается, обжимая редукционную
пружину, и при определенной величине давления перекрывает
клапан впуска. В этом положении клапаны 9 и 5 оказываются
закрытыми и в тормозах сохраняется давление. Чем сильнее об-
жата редукционная пружина толкателем, тем при большем дав-
лении в полости А перекрывается клапан впуска. Таким образом,
давление в тормозах зависит от степени нажатия на толкатель.
Редуцированное давление, обеспечиваемое такими клапанами
(ПУ-7, УП-25/2 и др.), может меняться в пределах 0,1 —1,2 МПа
(1 —12 кгс/см2). При снятии усилия с толкателя редукционная
пружина расслабляется, давление воздуха в полости А сжимает
сильфон, поднимая поршень 4, который отходит от клапана 5 и
сообщает тормоза с атмосферой.

В целях повышения чувствительности и быстродействия тор-
мозов некоторые типы" редукционных клапанов (ПУ-7, УП-39
и др.) выполняются со сдвоенными клапанами впуска и выпуска.
Принцип действия таких клапанов аналогичен рассмотренному
выше.

Пневматический агрегат управления (редук-
ционный ускоритель), рис. 12.10, обеспечивает высокие скорости
затормаживания и растормаживания колес благодаря большим
проходным сечениям и установке в непосредственной близости от
тормозов. Это обеспечивает большее расходы воздуха через уско-
ритель при малых гидравлических потерях.

В исходном положении, при отсутствии давления в командной
полости над резиновой мембраной 5, ступенчатый поршень 2 за-
нимает верхнее положение под действием пружины 6, клапан вы-
пуска 7 открыт, а полость, соединенная через штуцер 1'1 с тормоз-
ной камерой, сообщается через ступенчатый поршень и канал 12
с атмосферой. Колесо расторможено. Клапан впуска 8 закрыт под
Рис. 12.9. Редукционный клапан:

1 — редукционная пружина; 2 толкатель; 3 — сильфон; 4 — пор-
шень; 5 — клапан выпуска; 6 — толкатель; 7 и 8 — пружины, 9 —
клапан впуска
действием усилий со стороны пружины 9 и давления воздуха, по-
ступающего от штуцера 10.

Работа ускорителя при подаче давления от редукционного
клапана в командную, полость аналогична работе самого редук-
ционного клапана. 'При этом сила давления воздуха на мембра-
ну 3 выполняет роль усилия редукционной пружины. Так как пло-
щадь мембраны 3 в три раза больше площади мембраны 5, то
давление в тормозных камерах (штуцер 11) примерно в три ра-
за больше командного давления, подводимого к штуцеру 1.

Исполнительный контур герметизации кабины экипажа и ство-
рок грузового отсека. Для герметизации двери летчика, люка
оператора и створок дверей грузовой кабины по их контуру про-
кладываются специальные шланги, наддуваемые воздухом и гер-
метизирующие щели. При открывании вентиля 12 (рис. 12.11) воз-
дух из баллона И через влагопоглотитель 13 и сетчатый фильтр

Рис. 12.10. Пневматический агрегат управления:

/ — штуцер подвода воздуха от редукционного клапана; 2 — поршень; 3 и
•5 —мембраны; 4 — корпус; 6 — возвратная пружина; 7 — клапан выпуска;
8 — клапан впуска; 9 — пружина; 10г— штуцер подвода воздуха от баллонов;
11—штуцер подвода воздуха к тормозам; 12— канал для стравливания
воздуха в атмосферу
15 поступает в редуктор 16, в котором его давление снижается до
0,21 МПа. При закрытых двери летчика, люке оператора и две-
рях грузовой кабины воздух через клапаны герметизации 6 и 7,
5 и 4, 14 и 24 поступает в шланги герметизации.

При открытии створок дверей грузовой кабины, двери летчи-
ка или люка оператора происходит нажатие на штоки клапанов
герметизации 4, 7, 14 и 24. При этом доступ воздуха от редуктора
к шлангам герметизации прекращается, а воздух из них стравли-
вается в атмосферу через эти же клапаны.

При аварийном сбросе двери летчика и люка оператора проис-
ходит нажатие на штоки клапанов и 4 которые стравливают
воздух из шлангов герметизации через обратные клапаны 3 и 8.

Рис. 12.11. Принципиальная схема контура герметизации кабины экипажа:

1 — шланг герметизации люка оператора; 2. 9, 18 и 23 — сигнализаторы давления;

3 и 8 — обратные клапаны; 4, 5, 6, 7, 14 и 24 — клапаны герметизации; 10 — Гпланг
герметизации люка летчика; 11 — воздушный баллон; /2 — вентиль; 13 — влагопогло-
титель; 15 — сетчатый фильтр: 16 — редуктор; 17 — предохранительный клапан; 19 и</
22 — гермошарниры; 20 и 21—шланги герметизации дверей грузовой кабины
Силовые приводы являются устройствами, в которых энергия
сжатого воздуха преобразуется в механическую работу. По виду
движения различают приводы линейного, углового и вращатель-
ного перемещения. Наибольшее применение находят силовые при-
воды линейного щеремещения — силовые пневмоцилиндры. Ци-
линдры могут быть одностороннего или двустороннего действия.
В первом случае (рис. 12.12, а) усилие может быть развито
только в одном направлении, а в исходное положение поршень со
штоком возвращается под действием внешней нагрузки или пру-
жины. В цилиндре двустороннего действия (рис. 12.12, б) усилие
может быть создано в обоих направлениях в зависимости от
направления подачи воздуха. Такой цилиндр может быть симмет-
ричным (рис. 12.12, в) или несимметричным (рис. 12.12, б). Ци-
линдр симметричной схемы развивает одинаковые усилия и ско-
рости в обоих направлениях.

Рис. 12.12. Схемы силовых цилиндров:

а — одностороннего действия; б, в — двустороннего действия; 1 и 3 — штуцера; 2 —
цилиндр; 4 — шток; 5 — поршень

Цилиндры, как правило, изготовляются из бесшовных горяче-
катаных стальных труб. Для обеспечения герметичности цилиндры
имеют уплотнительные устройства. Для фиксации штоков в край-
них положениях применяются механические замки.

12.2.	Возможные неисправности
и эксплуатационные особенности пневмосистем

Основными эксплуатационными факторами, влияющими на
работоспособность пневмосистем, являются:

—	для трубопроводов и их соединений — статическое и дина-
мическое нагружение от давления воздуха, вибраций и темпера-
турные деформации;

—	для распределительных и регулирующих устройств — за-
грязнение воздуха и высокая влажность;
—	для компрессоров — давление и температурный режим ра-
боты.

Характерными неисправностями пневмосистем являются, глав-
ным образом, внешняя негерметичность, заклинивание распреде-
лительных устройств.

Причинами негерметичности являются усталостные разруше-
ния трубопроводов и соединений, постоянное ослабление их в про-
цессе эксплуатации вследствие вибраций.

Пневматическая система вертолета периодически подзаряжа-
ется сжатым воздухом от аэродромных баллонов или от воздуш-
ного компрессора. При этом в систему попадает влага, которая
может вызвать закупорку магистралей ледовыми пробками и
коррозию агрегатов. Поэтому перед зарядкой необходимо принять
все меры, предупреждающие попадание влаги в систему. Перед
подсоединением зарядного шланга к бфртовому штуцеру шланг
необходимо продуть для удаления влаги, пыли или кристаллов
льда. Подсоединение зарядного шланга к бортовому зарядному
штуцеру должно быть тщательным, так как небрежность может
привести к самопроизвольному рассоединению с нанесением травм
обслуживающему персоналу и вертолету.

3(арядка системы воздухом контролируется по манометру.
После зарядки системы необходимо проверить по манометру,
нет ли утечки воздуха.

Периодически, в установленные инструкцией по эксплуатации
сроки, все воздушные баллоны подвергаются проверке инспекций
Котлонадзора и клеймлению. По истечении срока, указанного на
клейме, баллоны эксплуатировать категорически запрещается.

После каждого полета необходимо сливать конденсат из
фильтров-отстойников, следить за герметичностью соединений, от-
бортовкой трубопроводов.

Глава 13. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ

13.1. Общие сведения о гидравлических
системах вертолетов

Гидравлические системы широко используются на современ-
ных вертолетах для управления положением лопастей несущих и
рулевых винтов, трапов и створок грузовых люков, стоек и ство-
рок убирающегося шасси, механизмов замков внешней подвески,
а также рядом других агрегатов и устройств.

Основное отличие гидравлической системы от пневматической
заключается в том. что в качестве рабочего тела используется не
газ, а жидкость. Кроме того, гидравлическая система является
замкнутой, т. е. жидкость после перемещения исполнительных
устройств возвращается в бак.

Принцип действия гидравлической системы рассмотрим на
примере простейшей системы, состоящей из насоса 1 (рис. 13.1Ъ
124
и исполнительного устройства (силового цилиндра) 4, предназна-
ченного для перемещения какого-либо агрегата вертолета с уси-
лием Рагр И скоростью Varp.

Рис. 13.1. Схема простейшей гидросис-
темы:

1 — насос; 2 — плунжер; 3 — поршень; 4 — ис-
полнительное устройство

При приложении к плунжеру 2 силы Рпл в насосе создается
давление

где Зпл — площадь плунжера.

По закону Паскаля это давление будет действовать и на пор-
шень 3 площадью Snop. На управляемый агрегат будет действовать
сила

ПЛ’-’ПОр

пл

При перемещении плунжера на расстояние йПл из насоса вы-
тесняется объем жидкости У=3ПлЛпл, который по трубопроводу
поступает в цилиндр и перемещает агрегат на величину

пор

Если плунжер проходит расстояние Лпл за время /, т. е. дви-
жется со скоростью ^пл = —, то скорость движения управляе-
мого агрегата

^агр	V	Q

^агр

L	tonop ° пор

Величина Q = —, представляющая собой объем жидкости,
t

вытесняемой насосом в единицу времени, называется производи-
тельностью насоса.

Таким образом, в гидравлических системах вследствие несжи-
маемости жидкости существует жесткая связь (как в механиче-
ских рычажных системах) между параметрами насоса Рпл, ^пл
И исполнительного устройства Рагр, ^агр-

Так как гидравлические насосы приводятся в действие обычно
от главного редуктора, то сила ;РПл, а значит, и давление р могут
быть очень велики. Поэтому при отсутствии расхода жидкости
необходимо прекратить ее подачу в систему. Это осуществляется
различными способами, которые будут рассмотрены ниже.

Наиболее важными параметрами гидросистемы являются мощ-
ность, рабочее давление и расход жидкости. Для определения
мощности, потребляемой гидросистемой, рассмотрим простейший
гидронасос (см. рис. 13.1).

Сила РПл, необходимая для перемещения плунжера, определя-
ется его площадью 5ПЛ и давлением р на выходе из насоса:

РПЛ pSnj[.

За полный ход /гПл плунжер вытесняет объем жидкости

1/"	aSПЛ^ПЛ

и совершает работу

A :==z РПЛ^ПЛ ^^Р^ПЛ^ПЛ :==z рУ•

Как известно из механики, мощность N равна работе, совер-
шаемой в единицу времени. Следовательно,

ДГ = — = — =
t t

Очевидно, чем больше потребляемая насосом мощность, тем
больше нагружаются его детали, интенсивнее идет их износ.
Поэтому в те моменты времени, когда исполнительные устройства
не потребляют жидкость, насосы целесообразно разгрузить, т. е.
перевести их на работу с минимально возможной мощностью.
Разгрузку HaiciOica можно осуществить тремя |опююо<бам.и:

1)	не изменяя производительности насоса (Q = const), умень-
шить давление на выходе из него до минимальной величины
<Р~0);

2)	поддерживая давление за насосом постоянным const),
уменьшить производительность до минимальной (Q^O);

3)	выключением насоса одновременно уменьшить до нуля и
давление, и производительность (р=0; Q=0).

Первые два способа применяются в случаях, когда насосы
приводятся в действие от двигателей или главного редуктора
трансмиссии вертолета. Третий способ разгрузки используется
тогда, когда насос имеет автономный привод, например, от элек-
тродвигателя.

С увеличением рабочего давления поперечные размеры испол-
нительных устройств (5П0р) уменьшаются. Это приводит и к умень-
шению массы гидросистемы в целом, несмотря на увеличение по-
128
требной толщины стенок трубопроводов и агрегатов. Однако при
высоком давлении затрудняется обеспечение надежной работы сое-
динений и уплотнительных устройств. Поэтому на современных
вертолетах рабочее давление в гидросистемах обычно не превы-
шает 25 МПа (250 кгс/см2).

Производительность насосов выбирается исходя из объемов
одновременно работающих исполнительных устройств и требуе-
мого времени их срабатывания.

Надежность гидравлических систем в значительной мере оп-
ределяется типом применяемой жидкости. Рабочая жидкость не-
обходима для передачи энергии от насоса к исполнительным
устройствам, а также для смазки трущихся поверхностей в агре-
гатах и отвода тепла от нагретых деталей.

К жидкостям гидросистем предъявляются следующие основ-
ные требования:

—	хорошие смазывающие свойства;

—	минимальная зависимость вязкости от температуры (уве-
личение вязкости приводит к росту гидравлических потерь и
снижению быстродействия системы, уменьшение — к увеличению
утечек);

—	высокая устойчивость к окислению в процессе эксплуатации
(при окислении жидкости выделяются смолы, способствующие
заклиниванию подвижных элементов агрегатов);

—	нейтральность по отношению к применяемым в системе ма-
териалам (особенно важно, чтобы рабочая жидкость не вызывала
разрушение материалов уплотнительных устройств);

—	малая упругость насыщенных паров и высокая температура
кипения (для повышения высотности гидросистемы);

—	минимальная плотность;

—	жидкость должна быть не токсичной и огнестойкой.

Перечисленные требования противоречивы и удовлетворить их
полностью практически не удается.

В настоящее время в гидросистемах вертолетов используется
жидкость АМГ-10 — авиационное масло гидравлическое с вяз-
костью 10 сантистоксов при температуре 50° С. Это нефтяное мас-
ло с добавкой загустителя и противоокислительной присадки. Для
лучшего обнаружения течи масла в него добавляется краситель
красного цвета.

Следует отметить, что масло АМГ-10 не полностью удовлет-
воряет перечисленным требованиям. Оно огнеопасно и вызывает
разрушение уплотнений из кожи и обычной резины. При темпера-
туре более 90—100° С масло АМГ-10 начинает интенсивно окис-
ляться с выделением смолистых веществ. Кроме того, при контак-
те со сжатым воздухом (при степени сжатия более семи) оно
может самовоспламеняться, вызывая взрыв. Поэтому уплотнения
агрегатов выполняются из маслостойкой резины; в системах уста-
навливаются устройства для охлаждения жидкости; в качестве
сжатого газа, контактирующего с АМГ-10, применяется азот или
другой нейтральный газ.
Гидравлическая система вертолета может быть условно разде*
лена на контур питания и исполнительный контур.

13.2.	Типовые схемы контуров питания

Контуры питания предназначены для подачи требуемого коли-
чества рабочей жидкости с заданным давлением к потребителям!
К ним предъявляются следующие специальные требования:

—	достаточная мощность источников энергии, обеспечиваю-
щая при управлении механизмами заданные усилия и быстродей-
ствие;

—	надежная очистка рабочей жидкости от загрязнений;

—	надежное ограничение рабочего давления жидкости в сит
стеме;

—	поддержание температуры жидкости в заданных пределах;

—	обеспечение разгрузки насосов при выключении по-
требителей.

В зависимости от способов разгрузки насосов применяются
следующие схемы контуров питания:

—	с насосом постоянной производительности и автоматом
разгрузки;

—	с насосом переменной производительности;

—	с насосом постоянной производительности и выключателем
насоса.

Принципиальная схема контура питания с насосом постоянной
производительности и автоматом разгрузки показана на рис. 13.2.

Рис. 13.2. Принципиальная схема контура питания с насосом по-
стоянной производительности и автоматом разгрузки:

/ — бортовые штуцера; 2 — насос; 3 — бак; 4—предохранительный клапан;

5 — охладитель; 6>— автомат разгрузки; 7 — гидроаккумулятор; 8 и 11 —
фильтры; 9 — датчик давления; 10 и 12 — обратные клапаны

Гидронасос 2 забирает жидкость из бака 3 и подает ее под давле-
нием через обратный клапан 12, фильтр 11, автомат разгрузки 6
и обратный клапан 10 в исполнительный контур (к потребителям).
Жидкость, вытесняемая из исполнительных устройств при их ра-
боте, через фильтр 8 и охладитель (радиатор) 5 сливается в бак.
Кроме упомянутых агрегатов контур питания обычно включает
штуцера 1 подключения наземной гидроустановки для проверки
системы при неработающих двигателях, гидроаккумулятор 7 и
предохранительный клапан 4.

По достижении в системе давления рмаКс автомат разгрузки 6
соединяет магистраль за насосом с магистралью слива. Давление
на выходе из насоса в этом случае определяется гидравлическим
сопротивлением магистрали слива и, как правило, составляет
0,5—1,0 МПа (5—10 кгс/см2). Потребляемая насосом мощность
и износ его деталей при этом незначительны. Обратный клапан 10
служит для предотвращения перетекания жидкости из гидроакку-
мулятора через открытый автомат разгрузки на слив.

При уменьшении давления в системе до величины рмин в ре-
зультате работы потребителей и утечек жидкости автомат раз-
грузки переключает насос на подачу жидкости к исполнительному
контуру. Обычно величина рмин меньше рМакс на 15—20%.

В целях предотвращения чрезмерного повышения давления при
отказе автомата разгрузки устанавливается предохранительный
клапан 4, Он срабатывает при превышении давления рмаКс на
15—20% и соединяет магистрали высокого давления и слива,
благодаря чему дальнейший рост давления прекращается. В этом
случае насос не разгружается, а, напротив, потребляет наиболь-
шую мощность.

Давление жидкости в магистрали измеряется с помощью дат-
чика давления 9. Для контроля за работой контура в нем могут
устанавливаться и другие датчики или сигнализаторы (расхода,
температуры и т. д.).

Контур питания с насосом переменной производительности
(рис. 13.3) отличается от рассмотренного выше отсутствием авто-
мата разгрузки. Разгрузка насоса здесь осуществляется регуля*
тором производительности, размещенным в самом насосе.

Рис. 13.3. Принципиальная схема контура питания с насосом пере-
менной производительности:

1 — бортовые штуцера; 2 — насос; 3 — бак; 4 — охладитель; 5 — дроссель; 6 —
предохранительный клапан; 7 — гидроаккумулятор; 8 и 10 — фильтры; 9 —
датчик давления; 11 — обратные клапаны
При отсутствии расхода жидкости давление за насосом под-
держивается равным рабочему, а производительность автомати-
чески уменьшается до минимально допустимой из условий надеж-
ного охлаждения и смазки насоса. В результате потребляемая
мощность уменьшается, т. е. происходит разгрузка насоса. Мини-
мально необходимый расход жидкости через насос обеспечивается
за счет дросселя 5, который может устанавливаться и непосред-
ственно в насосе.

Охладитель (радиатор) 4 обеспечивает охлаждение рабочей
жидкости. На вертолетах обычно применяются воздушно-масля-
ные радиаторы, в которых масло охлаждается воздухом, нагне-
таемым вентилятором.

Контур питания с насосом постоянной производительности и
выключателем насоса имеет некоторый преимущества перед ос-
тальными контурами, так как при выключении электродвигателя
насос полностью разгружается. Однако при большой мощности на-
соса масса электродвигателя становится неприемлемо большой.
Поэтому такие контуры имеют небольшую мощность и обычна
используются в качестве аварийных.

Контуры питания с насосом постоянной производительности
достаточно надежны, однако принципиально не могут обеспечи-
вать стабильное рабочее давление. Поэтому на современных вер-
толетах наиболее широко применяются контуры питания с насо*
сами регулируемой производительности.

13.3.	Агрегаты контуров питания

Гидробаки предназначены для размещения запаса рабочей
жидкости, необходимого для нормальной работы гидросистемы.
В баке также происходит охлаждение жидкости и частичная ее
очистка от механических примесей и пузырьков воздуха.

Емкость бака и объем жидкости в-нем должны быть достаточ-
ными для компенсации изменения емкости гидросистемы в про-
цессе ее работы, обусловленного зарядкой гидроаккумуляторов,
изменением объема жидкости в гидроцилиндрах при их работе,
температурными расширениями агрегатов и трубопроводов, а так-
же утечками жидкости.

Гидробаки (рис. 13.4) обычно изготовляются сваркой из ли-
стового материала АМц-М толщиной 1—2 мм. Для повышения
жесткости внутри бака устанавливают перегородки 6 с отвер-
стиями для перетекания жидкости. На современных вертолетах
жидкость часто размещают в полостях гидроблоков — литых аг-
регатов, объединяющих основные элементы контура питания (гид-
роаккумуляторы, фильтры, предохранительные клапаны и др.).

Бак имеет заливную горловину 1 с пробкой 2 и сетчатым
фильтром 5. Контроль за уровнем жидкости в баке осуществля-
ется с помощью мерной линейки 4 или специального мерного»
стекла. В нижней части бака устанавливается штуцер 7 всасыва-
ющей магистрали, сбоку или сверху монтируется штуцер 9 маги-
страли слива. Чтобы жидкость, сливаемая в бак, не вспенивалась»
за штуцером слива устанавливается сетчатый фильтр для дроб-
ления струи. Для сообщения бака с атмосферой в верхней его
части имеется дренажный штуцер 10, к которому присоединяется
дренажная трубка с воздушным фильтром.

В гидробаках могут устанавливаться датчики уровня и темпе-
ратуры жидкости. Гидробаки на вертолетах размещаются выше
гидронасосов для повышения давления на входе в насос за счет
высоты столба жидкости, что увеличивает высотность гидросис-
темы.

Рис. 13.4. Гидробак:

1 — заливная горловина; 2 — пробка; 3 — чашка; 4 — мерная ли-
нейка; 5 — фильтр; 6 — перегородка; 7 — штуцер всасывающей ма-
гистрали; 8 — фильтр; 9 — штуцер магистрали слива; 10 — дренаж-
ный штуцер

Гидравлические насосы являются основными источниками энер-
гии в гидросистемах. Они используют механическую энергию ос-
новных двигателей вертолета, вспомогательной силовой установки
или специальных электродвигателей.

К гидравлическим насосам предъявляются следующие основ-
ные требования:

—	обеспечение на всех возможных режимах работы гидросис-
темы заданного давления и расхода жидкости;

—	надежная работа в широком диапазоне температур окру-
жающего воздуха и рабочей жидкости;

—	минимальная пульсация давления жидкости в магистрали
контура питания;

—	хорошие кавитационные характеристики, т. е. надежная ра-
бота при пониженном давлении жидкости на входе в насос;

—	высокий коэффициент полезного действия;

—	минимальный нагрев жидкости при работе с любой допус-
тимой производительностью.

В вертолетных гидросистемах наибольшее распространение
получили шестеренчатые и плунжерные насосы.
Шестеренчатый насос (рис. 13.5) имеет нерегулируемую про-
изводительность. Он состоит из корпуса 1, в котором с минималь-
ными зазорами устанавливаются ведущая 2 и ведомая 4 шестер-
ни. При вращении шестерен в направлении, указанном стрелками,
за счет выхода зубьев из сопряженных с ними впадин в полости
всасывания (слева от шестерен) создается область пониженного
давления, благодаря чему впадины заполняются жидкостью из,
бака через входной штуцер 5. Заключенная во впадины жид-
кость переносится шестернями в полость нагнетания, где за счет
входа зубьев одной шестерни во впадины другой вытесняется под
давлением через выходной штуцер 5 в магистраль нагнетания.

Шестеренчатые насосы, как и другие насосы объемного типа,
подают жидкость в систему неравномерно. Объясняется это непо-
стоянной скоростью вытеснения жидкости при входе зубьев во
впадины. С увеличением числа зубьев на шестернях неравномер-
ность подачи уменьшается, однако частота пульсаций при этом
растет. Неравномерность подачи вызывает пульсации давления
жидкости, которые могут привести к усталостному разрушению
агрегатов гидросистемы, а также к вибрациям трубопроводов,
клапанов, золотников и других элементов.

Рис. 13.5. Шестеренчатый
насос:

1 — корпус; 2 — ведущая шестер-
ня; 3 — входной штуцер; 4 — ве-
домая шестерня; 5 — выходной
штуцер

Средняя теоретическая производительность шестеренчатого на-
соса определяется по формуле

QT = 2z V3n,
где z — число зубьев на одной шестерне;

V» — объем одного зуба;

п — частота вращения вала насоса.

Действительная производительность Q меньше теоретической
на величину внутренних утечек QyT, которые с ростом давления
на выходе из насоса увеличиваются. Поэтому характеристика на-
соса— зависимость производительности от давления на выходе —
при постоянной частоте вращения имеет вид, показанный на
рис. 13.6.

< Шестеренчатые насосы применяются в системах с рабочим
давлением не более 8—10 МПа (80—100 кгс/см2). При более вы-
соком давлении обратное перетекание жидкости через зазоры
увеличивается настолько, что КПД насоса становится недопусти-
мо низким.	5

Плунжерные насосы при достаточно высоком КПД обеспечи-
вают рабочее давление до 25—30 МПа (250—300 кгс/см2). Это
достигается за счет установки плунжеров в цилиндрах с мини-
мальным зазором (до 5 мкм), благодаря чему утечки жидкости
получаются незначительными. Плунжерные насосы могут иметь
как постоянную, так и переменную (регулируемую) производи-
тельность.

Рис. 13.6. Характеристика шесте-
ренчатого насоса

Одна из схем плунжерного насоса постоянной производитель-
ности показана на рис. 13.7. В корпусе 4 на подшипниках уста-
новлены вал 5 и блок цилиндров 7, связаннее между собой рес-
сорой 3 и карданами. В гильзах блока цилиндров размещаются
плунжеры 2, связанные шатунами 6 с валом. Торец вращающегося
блока цилиндров упирается в неподвижный распределительный
золотник 1 с дугообразными окнами (сеченне А—А), одно из
которых соединено со штуцером всасывания, другое — нагнетания.
Так как оси блока цилиндров и вала расположены под углом у,
то при вращении ротора (вала и блока цилиндров) плунжеры
совершают в гильзах возвратно-поступательные движения. Окна
золотника 1 расположены так (сечение А — Л), что в той поло-
вине окружности, где плунжеры выходят из гильз, их выходные
отверстия сообщаются с окном всасывания и подплунжерные
полости заполняются жидкостью из бака. Когда плунжеры захо-
дят в гильзы, их выходные отверстия оказываются у окна нагне-
тания и жидкость из подплунжерных полостей вытесняется в
систему.

Теоретическая производительность плунжерного насоса зависит
от площади поперечного сечения плунжера 5пл, величины его
рабочего хода АПл, числа плунжеров z и частоты вращения
вала п:,

QT ПЛ^ПЛ^^-’
Характеристика плунжерного насоса постоянной производи-
тельности аналогична характеристике шестеренчатого насоса (см.
рис. 13.6), однако из-за меньших утечек проходит более круто.

Ход плунжеров и, следовательно, производительность насоса
тем больше, чем больше угол у между осями блока цилиндров и
вала. Величина угла у в современных насосах составляет 20—25°.

Плунжерные насосы обладают существенно меньшей неравно-
мерностью подачи жидкости. Очевидно, что чем больше число
плунжеров, тем меньше неравномерность подачи. При нечетном
числе плунжеров неравномерность подачи значительно меньше,
чем при четном. В связи с этим насосы имеют нечетное число
плунжеров (обычно 7, 9 или 11).

/ — распределительный

Рис. 13.7. Аксиально-плунжерный насос:

золотник; 2 — плунжер; 3 — рессора; 4 — корпус; 5 — вал; 6 —
шатун; 7 — блок цилиндров

Плунжерные насосы переменной производительности изменяют
подачу жидкости в зависимости от давления в магистрали нагне-
тания за счет изменения величины рабочего хода плунжеров. Это
осуществляется изменением угла у (см. рис. 13.7) или примене-
нием специальных перепускных втулок.

Плунжерные насосы с изменяемым углом у имеют много под-
вижных деталей. Это усложняет конструкцию, затрудняет обеспе-
чение высокого КПД, снижает надежность и долговечность, при-
водит к необходимости ограничивать рабочее давление. Указанных
недостатков частично лишены плунжерные насосы регулируемой
производительности с неподвижным блоком цилиндров и перепуск-
ными втулками.

Насос с перепускными втулками (рис. 13.8) состоит из качаю-
щего узла и регулятора производительности. Качающий узел вклю-
чает ряд плунжеров 4 с башмаками 11, которые через сепаратор 3
постоянно прижимаются пружиной к наклонной опорной поверх-
ности вала-пяты 2. Благодаря наклону опорной поверхности вра-
щение вала вызывает возвратно-поступательные движения плун-
жеров. Когда плунжер движется влево, в полости В возникает
разрежение и она через канал Б заполняется жидкостью из ма-
гистрали всасывания. Во время прямого хода жидкость из по-
лости В через обратный клапан 6 вытесняется в кольцевую по-
лость Г и оттуда — в магистраль нагнетания. Осевые отверстия в
плунжерах обеспечивают подачу жидкости под башмаки 11, зна-
чительно уменьшая силы трения и износ трущихся поверхностей.

Производительность насоса определяется положением пере-
пускных втулок 5 и радиальных отверстий А и К плунжеров.
Рабочий ход плунжера всегда меньше фактического хода. Он
начинается после замыкания полости В торцом плунжера, пере-
крытия перепускных отверстий А втулкой 5 и перекрытия сливных
отверстий К корпусом. Заканчивается рабочий ход плунжера в
момент соединения сливных отверстий К с кольцевой полостью Ж
в корпусе насоса.

Регулятор производительности состоит из перепускных вту-
лок 5, надетых на плунжеры 4 и связанных с помощью поводка 10
с золотником! 9, а также из пружины 8 и регулировочного винта 7.
Когда давление на выходе из насоса и, следовательно, в полос-
тях Д и Е меньше величины pi (рис. 13.9), золотник 9, поводок 10
и перепускные втулки 5 под действием пружины 8 занимают
крайнее левое положение. В этом случае перепускные отверстия А
плунжеров перекрываются втулками 5 в начале прямого хода и
практически весь объем жидкости из камеры В вытесняется в сис-
тему. Производительность насоса при этом максимальна. По мере
роста давления в магистрали нагнетания растет давление и в
камере Е. При давлении в системе р>р\ сила давления жидко-
сти на золотник превышает усилие пружины S, золотник вместе
с втулками 5 начинает перемещаться вправо. В этом случае от-
верстия А плунжеров перекрываются не в начале прямого хода,
а несколько позже. Рабочий ход плунжера и, следовательно, про-
изводительность насоса уменьшаются. При давлении в системе
р=рмакс золотник и перепускные втулки смещаются вправо на-
столько, что отверстия А перекрываются только в момент соеди-
нения сливных отверстий К с полостью Ж, т. е. рабочий ход
плунжера и производительность насоса равны нулю, насос пол-
ностью разгружается.

Соединение отверстий К с полостью Ж в конце хода плунжера
обеспечивает постоянную прокачку жидкости в бак. Расход жид-
кости по этой магистрали Qo (положение отверстий К) выбира-
05
00

Рис. 13.8. Плунжерный насос с перепускными втулками:

« — давление нагнетания; б — редуцированное давление; в —давление всасывания; г — дренаж; д — слив; /.— корпус; 5 —вал-пята; 3 — сепа-
ратор; 4— плунжер; 5 — перепускная втулка; 6 — обратный клапан; 7 — регулировочный винт; 8 — пружина- 9 — золотник; 10 — поводок; 11 —
башмак; 12 — опорное кольцо; 13 — проставка; 14 — опора
ется из условия надежного охлаждения насоса при его работе
на холостом режиме и обычно составляет 1—2 л/мин. '

Винт 7 служит для регулирования давления, при котором на-
сос начинает уменьшать производительность. Дроссель, установ-
ленный между камерами Д и Е (на рис.'13.8 условно'' показав
сужением канала), исключает влияние на работу регулятора вы-
сокочастотных пульсаций давления жидкости.

Характеристика насоса с регулируемой производительность^
показана на рис. 13.9. При давлении в системе p<^Pi насос ра-
ботает с постоянной (максимальной) производительностью, его
характеристика (участок 1—2) идет так же, как и у шестеренча-
того насоса (см. рис. 13.6). На участке 2—3 производительность
насоса изменяется таким образом, что давление в системе поддер-
живается примерно постоянным (изменяется в сравнительно
узком диапазоне от рмаКс Д° Pi)-

Рис. 13.9. Характеристика насоса перемен-
ной производительности

Гидравлические фильтры предназначены для очистки рабочей
жидкости от загрязнений, состоящих из продуктов окисления
жидкости, частиц пыли и грязи, а также продуктов износа гид-
роагрегатов.

Наличие примесей в жидкости увеличивает силы трения и
износ агрегатов. Попадая в зазоры между подвижными деталями,
они могут вызвать их заклинивание. Посторонние частицы могут
также засорять калиброванные отверстия различных регулирую-
щих устройств и нарушать их нормальную работу. Поэтому ка-
чество очистки жидкости во многом определяет надежность
гидросистемы.

Принципиальная схема фильтра показана на рис. 13.10. Жид-
кость через входной штуцер 1 поступает к фильтрующему эле-
менту 2 и, проходя через него, оставляет на поверхности посто-
ронние частицы, размеры которых больше ячеек фильтрующего
элемента. Очищенная жидкость выходит из фильтра через шту-
цер 3. В целях повышения надежности гидросистемы в конструк-
ции фильтров обычно предусматривается перепускной (предохра-
нительный) клапан 5. В случае засорения фильтра перепад
давлений на фильтрующем элементе возрастает, клапан отжима-
ется от седла и жидкость поступает к выходному штуцеру 3,
минуя фильтр.

В зависимости от размеров задерживаемых частиц различают
фильтры:

—	грубой очистки (до 100 мкм);

—	нормальной очистки (до 20 мкм);

—	тонкой очистки (до 5 мкм);

—	особо тонкой очистки, (до 2 мкм).

Степень очистки (тонкость фильтрации) жидкости определяет-
ся типом фильтрующего элемента.

В фильтрах грубой и нормальной очистки устанавливаются ще-
левые или сетчатые (простого плетения) фильтроэлементы. Фильт-
;роэлемент щелевого типа (рис. 13.11) изготовляется из проволо-
ки 2, которая наматывается на цилиндрический перфорированный
каркас 1. обеспечения требуемого зазора между витками
(фильтрующей щели) на проволоке выполняются местные утол-
щения. Фильтроэлементы такой конструкции обеспечивают тон-
кость фильтрации до 40—50 мкм.

Рис. 13.10. Схема гидравличе-
ского фильтра:

1 —- входной штуцер; 2 — фильтрую-
щий элемент; 3 — выходной шту-
цер; 4 — пружина; 5 — перепускной
клапан

Рис. 13.11. Щелевой фильтро-
элемент:

1 — каркас; 2 — проволока

О,о4 - Q05hh
Сетчатые фильтроэлементы изготовляются из металлической
сетки квадратного (простого) плетения. Требуемая форма и жест-
кость обеспечиваются соответствующим каркасом. К каркасу сет-
ка крепится, как правило, пайкой. Фильтроэлементы из сеток про-
стого плетения выпускаются с тонкостью фильтрации от 20 до
200 мкм.

В фильтрах тонкой очистки фильтроэлементы выполняются из
никелевых сеток сложного, саржевого плетения или пористой не-
ржавеющей ленты. Они способны задерживать частицы размерами
до 5 мкм. Для уменьшения гидравлического сопротивления фильт-
роэлементы выполняются в виде цилиндров с гофрированной по-
верхностью или в виде набора дисков.

В фильтрах особо тонкой очистки фильтроэлементы изготов-
ляются из спрессованного текстиля, пористого металла, керамики,
а также из различных волокнистых материалов.

В сроки, установленные регламентами по технической эксплуа-
тации вертолета, производится очистка фильтрующих элементов.
Для того чтобы исключить вытекание жидкости из системы при
демонтаже и монтаже фильтроэлементов, в конструкции фильтров
предусмотрены специальные клапаны.

Предохранительные клапаны предназначены для защиты гид-
равлических магистралей от чрезмерного роста давления, которое
может иметь место, например, при отказе регулятора производи-
тельности насоса или автомата разгрузки.

При небольших расходах жидкости через защищаемые маги-
страли обычно применяется предохранительный клапан прямого
действия. Он представляет собой (рис. 13.12) клапан 3, который
за счет усилия пружины 1 перекрывает канал, соединяющий
магистрали нагнетания и слива. Когда давление в защищаемой
магистрали превышает рабочее на 15—25%, клапан усилием дав-
ления жидкости отжимается от седла и перепускает жидкость в
магистраль слива. Дальнейший рост давления при этом прекра-
щается.

Гидроаккумуляторы обеспечивают:

—	кратковременное повышение мощности системы;

—	уменьшение пульсаций давления жидкости, вызываемых ра-
ботой насосов или гидравлическими ударами;

—	увеличение времени работы насосов на холостом режиме в
системах с насосами постоянной производительности и уменьше-
ние частоты срабатывания регулятора производительности в си-
стемах с насосом переменной производительности;

—	работу отдельных потребителей при отказах насосов.

В бак

Рис. 13.12. Предохрани-
тельный клапан прямого
действия:

1 — пружина; 2 — регулиро-
вочный винт; 3 — клапан
Гидроаккумуляторы бывают двух типов: цилиндрические и
сферические.

Цилиндрический гидроаккумулятор (рис. 13.13) представляет
собой герметическую емкость, разделенную поршнем 4 на две
полости: газовую и жидкостную. Газовая полость через зарядный
клапан 1 заряжается азотом с давлением ро- Жидкостная полость
через штуцер 7 сообщается с магистралью нагнетания. Когда дав-
ление в магистрали нагнетания превышает давление ро, жидкость
перемещает поршень вниз и заполняет гидроаккумулятор. При
этом давление в газовой полости возрастает. Заполнение (заряд-
ка) происходит до тех пор, пока давление газа не достигнет ве-
личины рабочего давления жидкости в системе.
i

Заряженный гидроаккумулятор является источником энергии.
Если расход жидкости при включении потребителей превышает
производительность насоса, то давление в магистрали нагнетания
уменьшается и жидкость сжатым газом выталкивается из гидро-
аккумулятора в магистраль нагнетания, повышая мощность сис-
темы.

Рис. 13.13. Цилин-
дрический гидроак-
кумулятор:

1 — зарядный клапан;
2 и 6 — крышки; 3 —
корпус; 4 — поршень;

5 — уплотнение; 7 —
рабочий штуцер
Величина начального давления газа р0 выбирается из условия
отдачи максимальной работы при разрядке. Это имеет место при
ро=(О,35—0,4) рМакс- Величина давления зарядки гидроаккумуля-
тора указывается в инструкции по эксплуатации. Отклонение от
этого значения в любую сторону приводит к уменьшению энерго-
емкости гидроаккумулятора.

Цилиндрические гидроаккумуляторы просты по конструкции,
достаточно надежны в эксплуатации и удобны с точки зрения их
размещения на вертолете. Однако из-за значительной массы порш-
ня и сил трения при его перемещениях они недостаточно эффек-
тивно гасят высокочастотные пульсации давления.

У сферических гидроаккумуляторов (рис. 13.14) газовая и
жидкостная полости разделяются резиновой или капроновой
диафрагмой 4, зажатой между корпусом 3 и крышкой 2. Вкла-
дыш 5 с большим числом отверстий малого диаметра исключает
продавливание диафрагмы в отверстие выходного штуцера. Бла-
годаря малой массе и высокой гибкости диафрагмы сферические
гидроаккумуляторы эффективно уменьшают высокочастотные
пульсации давления. Сферические гидроаккумуляторы легче

Рис. 13.14. Сферический гидроаккумулятор:

/ — зарядный клапан; 2 —кряшк»; 3 —корпус; 4(— диа-
фрагма; 5 — вкладыш; 6 — штуцер
цилиндрических, однако при больших емкостях их трудно размес-
тить на вертолете.

Автоматы разгрузки насосов устанавливаются в контурах пи-
тания с насосами постоянной производительности. Они служат
для поддержания давления жидкости в заданном диапазоне и
разгрузки насосов при отключенных потребителях.

Принципиальная схема типового автомата разгрузки показана
на рис. 13.15. Когда давление в системе меньше заданного
(рис. 13.15, а), управляющий золотник 7 под действием пружи-
ны 8 занимает крайнее правое положение, обеспечивая подвод
жидкости от насоса в полость Б и слив из полости А. За счет
разности давления на торцах промежуточный золотник 9 занимает
крайнее левое положение и, в свою очередь, обеспечивает подвод
жидкости от насоса в полость В и слив из полости Г. Усилием
разности давлений и пружины 10 исполнительный золотник 11
перемещается вправо и перекрывает канал, соединяющий выход
насоса с магистралью слива. При этом насос нагнетает жидкость
через обратный клапан 4 в систему. По мере роста давления в
системе усилие, действующее на плунжер 6, превышает усилие
пружины 8, управляющий золотник начинает перемещаться влево.
По достижении давления рМакс он смещается настолько
(рис. 13.15, б), что жидкость от насоса начинает поступать в
полость А, а полость Б сообщается со сливом. Промежуточный
, золотник, перемещаясь вправо, соединяет левую полость исполни-
тельного золотника со штуцером слива, а правую — с насосом.
Благодаря этому исполнительный золотник перемещается влево,
соединяет входной штуцер с линией слива в бак и насос начинает
работать на холостом режиме. Для предотвращения разрядки
гидроаккумулятора через автомат разгрузки при отключенном
насосе служит обратный клапан 4, При уменьшении давления
перед потребителями до величины рмин автомат разгрузки снова
переключает насос на рабочий режим.

Наличие промежуточного золотника позволяет уменьшить га-
бариты управляющего золотника, чем обеспечивается более высо-
кая чувствительность автомата разгрузки.

В корпусе автомата разгрузки обычно устанавливается предо-
хранительный клапан, состоящий из клапана-датчика 5 и запор-
ного клапана 3 с пружинами. При возрастании давления сверх
допустимого клапан 5 стравливает давление из-под запорного
клапана и он открывается.

13.4.	Дублирование контуров питания

Для обеспечения высокой надежности и боевой живучести гид-'
росистем вертолетов в них широко применяется дублирование (ре-
зервирование) как контуров питания в целом, так и отдельных их
агрегатов. Главное требование, предъявляемое к любому дубли-
рующему контуру (агрегату), — его независимость от основного.
Рис. 13.15. Работа автомата разгрузки:

а — подача жидкости в систему; б — работа насоса на холостом
режиме; 1 — корпус; 2 — дроссель; 3 — запорный клапан; 4 — об-
ратный клапан; 5 — клапан-датчик; 6 — плунжер; 7 — управляющий
золотник; 8 и 10 — пружины; 9 — промежуточный золотник; 11
исполнительный золотник
Поэтому дублирующие контуры питания выполняются автоном-
ными, т. е. имеют свой гидробак, насос и другие, агрегаты.

Дублирующие контуры питания используются для подачи жид-
кости к наиболее важным исполнительным устройствам, в частно-
сти к гидроусилителям системы управления вертолетом. При этом
применяются два способа их совместной работы:

—	дублирующий контур включается в работу только при от-
казе основного («холодное» резервирование);

—	дублирующий контур создает рабочее давление постоянно
(«горячее» резервирование).

При первом способе в случае нормальной работы основного
контура магистраль нагнетания 3 (рис. 13.16, а) дублирующего
контура через автомат переключения 5 сообщается с магист-
ралью слива 4, чем обеспечивается разгрузка насоса и других
агрегатов дублирующего контура. При падении давления в ма-
гистрали нагнетания 1 основного контура ниже заданной вели-
чины автомат переключения 5 разобщает магистрали нагнетания 3
и слива 4, насос дублирующего контура начинает подавать жид-
кость к гидроусилителю 6. Однако рабочее давление в дублирую-
щем контуре создается не мгновенно ввиду необходимости заряд-
ки гидроаккумуляторов. Это приводит к кратковременному отказу
системы управления. Для исключения этого явления на некоторых
вертолетах в момент переключения систем к дублирующему кон-
туру подключается заряженный гидроаккумулятор третьего (вспо-
могательного) контура питания.

Рис. 13.16. Схемы дублирования контуров питания:

а — с разгрузкой дублирующего контура; б — без разгрузки дублирующего кон-
тура, / — нагнетание основного контура; 2 — слив основного контура; 3 — нагне-
тание дублирующего контура; 4 — слив дублирующего контура; 5 — автомат пе-
реключения; 6 — гидроусилитель

Принцип работы автомата переключения систем 5 при «холод-
ном» резервировании аналогичен принципу работы автомата раз-
грузки насосов, но управление его работой происходит давлением
не в дублирующем, а в основном контуре питания.

При втором способе резервирования рабочее давление поддер-
живается в обоих контурах питания. Управление потоком жидко-
сти к гидроусилителю осуществляется автоматом (рис. 13.16, б)
переключения систем 5. Магистрали нагнетания основного и дуб-
лирующего контуров подключаются соответственно к каналам 1
и 3 автомата, магистрали слива — к каналам 2 и 4.

Наряду с дублированием контуров питания в целом применя-
ется дублирование отдельных агрегатов, в частности гидронасосов.

13.5.	Типовые схемы исполнительных контуров

Исполнительные контуры служат для управления положением
различных агрегатов вертолета. Обязательными элементами лю-
бого исполнительного контура являются: распределительное
устройство (кран), исполнительное устройство (силовой цилиндр,
гидромотор) и соединительные трубопроводы.

Кроме указанных обязательных устройств исполнительные кон-
туры могут включать и ряд других агрегатов, предназначенных
для фиксации исполнительных устройств, повышения надежности
и живучести гидросистемы, синхронизации движения некоторых
объектов, обеспечения требуемой последовательности срабатыва-
ния агрегатов и др. Состав конкретного исполнительного контура
определяется требованиями, предъявляемыми к характеру движе-
ния управляемых им объектов.

На рис. 13.17, а показан исполнительный контур с двумя си-
ловыми цилиндрами 5, штоки которых должны перемещаться
синхронно, фиксироваться в любом промежуточном положении,
кроме того, при уборке их скорость должна быть значительно

Рис. 13.17. Типы исполнительных контуров:

а — исполнительный контур с синхронным перемещением агрегатов:
1 — трехпозиционный электрогидрокран; 2 — односторонний дроссель;

3 — порционер; 4 — гидрозамок; 5 — цилиндр с механическими зам-
ками; б — исполнительный контур повышенной живучести:/ — двухпо-
зиционный электрогидрокран; 2 — дозатор; 3 — цилиндр с двусторон-
ним штоком
больше, чем при выпуске. Различная скорость движения штоков
обеспечивается установкой одностороннего дросселя 2. Синхрон-
ность перемещений достигается применением порционера 3, кото-
рый делит поток жидкости на две одинаковые по объему части.
Гидрозамки 4 при среднем положении трехпозиционного крана 1
запирают жидкость в полостях цилиндров, чем обеспечивается
•фиксация штоков в любом промежуточном положении. В крайних
положениях штоки, кроме того, фиксируются механическими зам-
ками, встроенными в цилиндрах 5.

Штоки некоторых силовых цилиндров должны занимать толь-
ко крайние положения и удерживаются в них давлением жидкости.
Управление таким цилиндром осуществляется с помощью двухпо-
зиционного крана 1 (рис. 13.17, б). Так как одна из магистралей
постоянно находится под рабочим давлением, ее повреждение при-
водит к полному выбросу жидкости из гидросистемы и ее отказу.
Для повышения боевой живучести гидросистемы непосредственно
за краном 1 могут устанавливаться дозаторы 2. Дозатор, пропус-
тив определенное количество жидкости, необходимое для полного
перемещения штока, перекрывает магистраль.

Для нормальной работы некоторых исполнительных устройств
требуется пониженное (по сравнению с давлением в контуре пи-
тания) или переменное (управляемое) давление. В таких конту-
рах устанавливаются гидравлические редукторы с постоянным или
переменным выходным давлением. На рис. 13.18 показан испол-
нительный контур с редуктором 1 постоянного давления, двухпо-
зиционным краном 2 и односторонним цилиндром 3. В таких ци-
линдрах перемещение штока за счет энергии контура питания
происходит только в одном направлении. Обратный ход происхо-
дит под действием пружины или сил веса, аэродинамических и др.

Заданная последовательность работы исполнительных устройств
обеспечивается их управлением от отдельных кранов, которые
включаются в требуемой последовательности с помощью концевых
выключателей или с помощью согласующих клапанов.

Рис. 13.18. Исполнительный
контур с пониженным рабо-
чим давлением:

1 — редуктор; 2 — двухпозицион-
ный электрокран; 3 — цилиндр
одностороннего действия

13.6.	Агрегаты исполнительных контуров

Гидравлические краны осуществляют управление потоком жид-
кости, подводимой к исполнительным устройствам из контура
питания. Их принято классифицировать по следующим признакам:
— по типу распределителя: золотниковые и клапанные;
—	по количеству фиксированных положений: двухпозиционные
я трехпозиционные;’

—	по типу привода: с электрическим и механическим (руч-
ным) приводом;

—	по способу действия: прямого и непрямого действия (с про-
межуточным усилением).

Наиболее широкое применение в гидросистемах вертолетов на-
ходят краны с электрическим приводом (электрогидрокраны) как
прямого, так и непрямого действия.

Для управления односторонним силовым цилиндром или пода-
чей жидкости к какому-либо агрегату при небольших расходах
применяются двухпозиционные электрогидрокраны прямого дей-
ствия типа ГА-192 (рис. 13.19). При обесточенной обмотке элект-
ромагнита 2 золотник 4 под действием пружины 5 занимает
крайнее правое положение, перекрывая магистраль нагнетания и
сообщая рабочую полость цилиндра с магистралью слива
(рис. 13.19, а). При включении крана усилием якоря 3 золотник
перемещается влево и соединяет магистраль нагнетания с агрега-
том (рис. 13.19, б).

Рис. 13.19. Электрогидрокран

ГА-192:

а — кран закрыт; б — кран открыт; 1 —
корпус; 2 — обмотка электромагнита;

3 — якорь; 4 — золотник; 5 — пружина

В исполнительных контурах с большими расходами жидкости
применяются электрогидрокраны непрямого действия. В них пере-
мещение золотника осуществляется давлением жидкости. Требуе-
мое давление на торцах золотника обеспечивается соответствую-
щим положением клапанов, управляемых электромагнитами.
Такие краны обладают повышенной надежностью, так как за счет
больших управляющих усилий уменьшается вероятность заклини-
вания золотншга.

Трехпозиционный кран типа ГА-142 (рис. 13.20) имеет два
шариковых клапана, управляемых с помощью электромагнитов.
При выключенных электромагнитах клапаны 1 и 4 усилием пру-
жин прижимаются к внешним седлам, в полости слева и справа
от золотника 8 поступает жидкость из магистрали нагнетания.
Гильзы 10 под действием разности давления на их торцах пере-
мещаются к центру до упора в корпус и тем самым устанавливают
золотник в среднее положение. Магистраль нагнетания (штуцер 2)
при этом перекрывается (рис. 13.20, а), штуцера 6 и 7 подвода
жидкости к агрегату сообщаются с магистралью слива (штуцер 3).

При включении левого электромагнита клапан 1 прижимается
к внутреннему седлу, сообщая полость слева от золотника со
сливом. Усилием давления жидкости на правый поршень И золот-
ник перемещается влево до тех пор, пока гильза 10 не прижима-
ется к корпусу. В этом положении золотника магистраль нагне-
тания сообщается со штуцером 7, штуцер 6 остается соединенным
с магистралью слива (рис. 13.20, б).

В случае подачи питания на правый электромагнит жидкость
под давлением подается к штуцеру 6, а с магистралью слива

Ри». 13.20. Электрогидрокран ГА-142:

а — электромагниты обесточены; б — левый электромагнит включен; 1 и
4 — клапаны; 2, 3, 6 и 7 — штуцера; 5 — электро>вагнит; 8 — золотник; 9 —
корпус; 10 — гильза; 11 — поршень; 12 — пружина; 13 кнопка
соединяется штуцер 7. Кнопки 13 обеспечивают механическое уп-
равление краном.

Исполнительные устройства вертолетных гидросистем выпол-
няются, как правило, в виде цилиндров. Силовой цилиндр
(рис. 13.21) состоит из корпуса (цилиндра) /, закрытого по тор-
цам крышками 2 и 3, в котором размещен шток 4 с поршнем 5.
Регулировка длины штока осуществляется путем ввертывания или
вывертывания его наконечника 9. Для очистки поверхности што-
ка в крышке 3 устанавливается сальник 8. В целях разгрузки от
поперечного изгиба шток и цилиндр обычно крепятся с помощью
карданов 10. Такой цилиндр при уборке и выпуске штока разви-
вает неодинаковое усилие, так как при подводе жидкости в левую
полость рабочая площадь поршня меньше на величину площади
штока. В случае необходимости обеспечения строго одинакового
усилия при прямом и обратном перемещении управляемого объ-
екта применяются цилиндры с двусторонним штоком (см.
рис. 13.17, б).

Рис. 13.21. Силовой гидроцилиндр:

J—цилиндр; 2 и 3 — крышки; 4 —шток; 5—поршень; 6 и 7 — уплотнения; 8 —
сальник; 9 — регулируемый наконечник; 10 — кардан '

Для получения вращательного движения в качестве исполни-
тельных устройств используются гидромоторы. Гидромотор по
конструкции аналогичен плунжерному насосу постоянной произ-
водительности. Если к одному из его штуцеров подводить жид-
кость под давлением, а другой соединить с магистралью слива, то
ротор будет вращаться. Развиваемый при этом момент зависит
от давления жидкости и параметров гидромотора. Для изменения
направления вращения вала жидкость необходимо подавать
к другому штуцеру. Скорость вращения вала можно регулировать
изменением расхода жидкости.

Фиксация штоков силовых цилиндров в требуемом положении
осуществляется с помощью механических или гидравлических
замков. Конструкция силового цилиндра с двусторонним механи-
ческим замком показана на рис. 13.22. В закрытом положении
замка плунжер 5 находится под шариками 2 и удерживает их
в кольцевой проточке цилиндра 8. Шток 7 при этом зафиксиро-
ван в крайнем левом положении шариками 2, работающими на
срез. При подаче давления жидкости через штуцер 9 плунжер 5,
.сжимая пружину 6, перемещается влево и выходит из-под шари-
Рис. 13.22. Цилиндр с двусторонним шариковым замком:

1 поршень; 2 и 3— шарики; 4 и 5 — плунжеры; 6 — пружина; 7 — шток; 8 — цилиндр; 9—штуцер
ков, которые утапливаются внутрь поршня 1 и он начинает пе-
ремещаться вправо. При подходе поршня к крайнему правому по-
ложению шарики 3 нажимают на торец плунжера 4 и перемещают
его вправо. Когда шарики 3 оказываются под кольцевой канавкой
цилиндра, плунжер 4 усилием своей пружины заходит под шарики
и шток с поршнем фиксируется.

Недостатком шарикового замка является большое удельное
давление шариков на канавки цилиндра. Поэтому в силовых ци-
линдрах, воспринимающих большие нагрузки, применяются цан-
говые замки. В цанговом замке (рис. 13.23) роль шариков выпол-
няет разрезная втулка (цанга) 1, закрепленная на поршне 5. В
закрытом положении замка лепестки цанги раздвигаются плун-
жером 3 и заходят своими выступами в проточку опорной втул-
ки 2, закрепленной в цилиндре. При подаче жидкости плунжер 3
перемещается вправо. Лепестки цанги, оставшиеся без опоры, за
счет скоса контактной поверхности прогибаются внутрь и выходят
из зацепления с втулкой, поршень освобождается. Приемлемое
удельное давление в цанговых замках достигается за счет увели-
чения площади контакта между цангой и опорной втулкой.

Рис. 13.23. Цанговый замок:

1 — разрезная втулка (цанга); 2 — опорная втулка; 3 —
плунжер; 4 — пружина; 5 — поршень

Недостатком механических замков является то, что они обес-
печивают фиксацию штоков только в крайних положениях. Если
же шток необходимо фиксировать в любом промежуточном поло-
жении, то применяются гидравлические замки. Гидравлические
замки представляют собой управляемые обратные клапаны и мо-
гут быть двусторонними (запирают обе полости цилиндра) и одно-
сторонними (запирают только одну полость).

Принципиальная схема двустороннего замка показана на
рис. 13.24. Если соединить штуцер 3 с магистралью нагнетания,
а штуцер 5 — со сливом, то жидкость отжимает клапан 2 и посту-
пает в левую полость цилиндра. Одновременно поршень 4 давле-
нием жидкости смещается вправо и своим толкателем открывает
клапан 6 (рис. 13.24, а), обеспечивая слив из правой полости и
перемещение штока цилиндра вправо. При подаче жидкости к
штуцеру 5 шток силового цилиндра перемещается влево.

После прекращения подачи жидкости, когда штуцера 3 и 5
сообщаются со сливом, поршень 4 усилием сжатой пружины воз-
вращается в среднее положение, обратные клапаны 2 и 6 запи-
рают жидкость в обеих полостях цилиндра (рис. 13.24, б). Так
как жидкость практически несжимаема, то шток надежно фикси-
руется в том положении, которое он занимал в момент прекраще-
ния подачи жидкости. Односторонний замок запирает жидкость
только в одной полости цилиндра.

Недостатком гидравлических замков является то, что даже
незначительные утечки через обратные клапаны, избежать кото-
рых практически невозможно, с течением времени приводят к пе-
ремещению фиксируемого агрегата.

Заданная последовательность перемещения нескольких агрега-
тов, управляемых с помощью одного гидравлического крана, обес-
печивается согласующими клапанами.

Рис. 13.24. Двусторонний гидрозамок:

а — гидрозамок открыт; б — гидрозамок закрыт; /—кор-
пус; 2 и 6 — клапаны; 3, 5, 7 и 8 — штуцера; 4 — пор-
шень
Согласующий клапан 1 (рис. 13.25) представляет собой обрат-
ный клапан, управляемый толкателем 2. При ненажатом толкате-
ле он пропускает жидкость только в одном направлении (от ци-
линдра 7 к крану 6), при нажатом — в любом направлении.

Подача жидкости в правую полость цилиндра 7 возможна
только после того, как выпущенный шток цилиндра 8 нажмет на
толкатель согласующего клапана. Уборка штоков в рассматри-
ваемом контуре происходит одновременно.

Рис. 13.25. Согласующий клапан и схема его включения:

/ — согласующий клапан; 2 — толкатель; 3 и 5—пружины; 4 — клапан; 6 двухпо-
зиционный электрогидрокран; 7 и 8 — цилиндры

Редуктор постоянного давления (рис. 13.26) состоит из кор-
пуса 5 с тремя штуцерами, золотника 4 и редукционной пружи-
ны 1.

Когда давление на выходе из редуктора мало, золотник 4 под
действием редукционной пружины находится в крайнем правом

Рис. 13.26. Редуктор постоянного давления:

а — работа в режиме редуктора; б — работа в режиме
предохранительного клапана; 1 — пружина; 2 — входной шту-
цер; 3 — выходной штуцер; 4 — золотник; 5 — корпус; 6 —
штуцер слива
положении. При этом жидкость из магистрали нагнетания через;
штуцер 2, кольцевой зазор А и выходной штуцер 3 поступает к
потребителю. По мере роста давления на выходе золотник 4 под
действием разности давлений на его торцах перемещается влево,,
площадь канала А и расход жидкости уменьшаются. При расчет-
ном давлении на выходе золотник полностью перекрывает путь
жидкости.

Если по каким-либо причинам (негерметичность золотника,
температурное расширение жидкости) давление на выходе превы-
шает расчетное на 10—20%, золотник перемещается влево на-
столько, что сообщает штуцер 3 со штуцером слива 6 (рис. 13.26, б),
т. е. служит и предохранительным клапаном.

Редукторы переменного давления обычно используются в ка-
честве тормозных клапанов, которые обеспечивают подачу жидко-
сти под необходимым давлением в гидравлические тормоза колес.
Устройство и работа такого редуктора аналогичны рассмотренно-
му, но усилие затяжки редукционной пружины может изменяться
летчиком с помощью специального толкателя.

Дроссели предназначены для создания повышенного гидравли-
ческого сопротивления в каком-либо участке магистрали в целях
ограничения расхода жидкости. В исполнительных контурах этим
обеспечивается требуемая скорость перемещения управляемых
устройств.

Простейшие дроссели представляют собой калиброванные от-
верстия в поршнях, клапанах, диафрагмах или других деталях
гидравлических агрегатов. Для создания большого сопротивления
потребное отверстие может оказаться настолько малым, что воз-
никает опасность его засорения. В этих случаях дроссели выполня-
ются в виде последовательного соединения нескольких шайб
с отверстиями. Так как перепад давлений на каждой из шайб
получается небольшим, пютреб1ная площадь отверстий возвра-
стает.

В тех случаях, когда требуется замедлить движение исполни-
тельного устройства только в одном направлении, применяется
односторонний дроссель, выполненный в обратном клапане.

13.7.	Трубопроводы и уплотнительные устройства

Агрегаты гидросистемы соединяются между собой трубопрово-
дами, которые выполняются в виде жестких металлических труб
либо в виде гибких рукавов.

Жесткие трубопроводы магистралей нагнетания обычно изго-
товляются из сталей 1Х18Н9Т или 12Х18Н10Т, магистралей сли-
ва— из алюминиевого сплава АМг2Н. Диаметр трубопроводов,
определяется расходом жидкости.

Наиболее распространенным является соединение трубопрово-
дов развальцовкой (рис. 13.27), включающее переходник 1 с дву-
мя штуцерами, накидные гайки 2 и втулки (ниппеля) 3, в которых
развальцовываются трубопроводы 4. Такое соединение отличается
156
простотой и применяется в системах с рабочим давлением до
30 МПа (300 кге/см2).

Трубопроводы по возможности собираются в пакеты и кре-
пятся к каркасу вертолета с помощью колодок iwiih хомутов с
прокладками (рис. 13.28). Расстояние между колодками выбира-
ется таким образом, чтобы исключить совпадение частот собствен-
ных колебаний участков трубопроводов с частотами вибраций
точек крепления.

Рис. 13.27. Соединение трубопроводов раз-
вальцовкой:

1 — переходник; 2 — гайки; 3 — втулки; 4 — трубопро-
воды

Рис. 13.28. Крепление трубопроводов:

1 — прокладка; 2 — колодка; 3 — гайка; 4 — хомут; 5 — болт

Гибкие рукава обычно применяются в тех случаях, когда необ-
ходимо обеспечить взаимное перемещение соединяемых агрегатов.
Они изготовляются в виде трубок из специальной резины с
завулканизированным в нее кордом и металлической спиралью.
Для обеспечения требуемой прочности и предохранения от меха-
нических повреждений трубки защищаются металлической (про-
волочной) оплеткой. На обоих концах рукава устанавливаются
наконечники (рис. 13.29), состоящие из втулки 3, ниппеля 5 с
накидной гайкой 6 и муфты 4. Герметичность и прочность соеди-
нения обеспечивается тем, что трубка и оплетка зажимаются меж-
ду элементами наконечника при его обвальцовке.

Уплотнения предотвращают утечки жидкости, находящейся
под избыточным давлением, через зазоры в соединениях. Уплот-
нение взаимно неподвижных поверхностей осуществляется, как
правило, с помощью легкодеформируемых металлических прокла-
док (из свинца, меди) или резиновых колец. Иногда герметизация
соединений, не подвергающихся разборке в эксплуатации, произ-
водится сваркой или пайкой.

Для обеспечения герметичности подвижных соединений приме-
няются следующие типы уплотнений:

—	уплотнение резиновыми кольцами;

—	щелевое уплотнение;

—	манжетное уплотнение.

Рис. 13.29. Наконечник гибкого трубопровода:

1 — металлическая оплетка; 2 —фторопластовая трубка; 3 — втулка; 4 — муфта; 5 —
ниппель; 6 — гайка

Наиболее широкое применение в агрегатах гидросистемы име-
ют уплотнения с помощью колец из маслостойкой резины. Герме-
тизация в таком уплотнении обеспечивается за счет сжимающего
усилия, создаваемого в материале кольца при сборке уплотнения,
которое затем повышается под действием давления жидкости.
Материал кольца при этом находится в условиях всестороннего
сжатия и поэтому может выдержать большие давления. Исклю-
чение составляет место К (рис. 13.30, а), где кольцо выдавлива-
ется в зазор между деталями. Материал в этом месте испытывает
растяжение, что может привести к его разрушению. Для предот-
вращения выдавливания кольца в зазор устанавливаются защит-
ные кольца из более твердого материала — фторопласта. При одно-
стороннем подводе давления ставится одно кольцо (рис. 13.30, б),
при двустороннем — два (рис. 13.30, в).

Для повышения срока службы уплотнений в крышках силовых
цилиндров устанавливаются фетровые кольца (сальники), кото-
рые очищают шток от пыли и грязи (см. рис. 13.21).

Щелевое уплотнение состоит в том, что между уплотняемыми
поверхностями создается такой зазор, через который утечка жид-
кости практически исключается. Данный тип уплотнения применя-
ется в распределительных золотниках, плунжерных насосах и дру-
гих агрегатах, где установка резиновых колец неприемлема из-за
возможности их среза при проходе мимо боковых отверстий гиль-
зы или блока цилиндров. Величина зазора в щелевом уплотнении
выбирается из условия обеспечения требуемой герметичности и
приемлемых сил трения.

Для уплотнения вращающихся деталей (валов насосов и гид-
ромоторов) применяются резиновые фигурные манжеты, которые
прижимаются к валу с помощью спиральных пружин.
к

нис. 13.30. Уплотнения с резиновыми кольцами:

а — принцип действия уплотнения; б —уплотнение при одностороннем подво-
де жидкости; в — уплотнение при двустороннем подводе жидкости

13.8.	Возможные неисправности гидросистем
и особенности их эксплуатации

Неисправности в гидросистемах появляются, как правило, ча-
ще, чем в других системах. Это объясняется тяжелыми условиями
работы ее агрегатов и трубопроводов: вибрации мест их крепле-
ния, высокое рабочее давление и значительные его колебания,,
минимальные зазоры между подвижными деталями, широкий
диапазон температур рабочей жидкости и окружающего воздуха
и др.

К типичным неисправностям гидросистем относятся:

.< — разрушение трубопроводов;

—	внешняя и внутренняя негерметичность агрегатов;

—	отказы агрегатов вследствие заклинивания подвижных
элементов;

—	разрушение диафрагм сферических гидроаккумуляторов.

Разрушение трубопроводов происходит чаще всего в местах
изгиба и вблизи мест их крепления к агрегатам или элементам
планера. Одной из причин разрушения являются значительные
переменные напряжения, возникающие при вибрациях трубопро-
водов или вследствие высокочастотных пульсаций давления.

Другой причиной появления трещин является наличие в тру-
бопроводах значительных монтажных напряжений. Поэтому при
монтаже трубопроводов нельзя допускать перекосов и натяга.
Признаком правильного подсоединения трубопровода являются
плотная стыковка развальцованной части с конической поверх-
ностью штуцера и возможность навернуть гайку от руки не менее
чем на 2/3 ее резьбы.

Для предотвращения разрушения гибких рукавов необходимо
избегать их скручивания при заворачивании гаек. Нельзя допус-
кать и резкие перегибы рукавов: радиус кривизны резиновых и
фторопластовых шлангов должен быть не менее 10 наружных
диаметров.
Одной из основных причин негерметичности уплотнений явля-
ются старение или повреждения резиновых колец. В ниппельных
соединениях течь может иметь место вследствие неправильной
развальцовки труб, недостаточной или чрезмерной затяжки на-
кидных гаек. В последнем случае возможно повреждение раз-
вальцованной части трубопровода.

Внутренняя негерметичность гидросистемы возникает в ре-
зультате износа деталей распределительных или уплотнительных
устройств, а также нарушения герметичности обратных или пре-
дохранительных клапанов, которая обусловлена чаще всего попа-
данием под клапаны механических частиц. Контроль внутренней
герметичности осуществляется по темпу падения давления в сис-
теме после выключения насоса. Если время падения давления до
заданной величины не соответствует требованиям инструкции по
эксплуатации, необходимо выявить причину и заменить неисправ-
ный агрегат.

Безотказность ряда агрегатов, имеющих трущиеся пары с ма-
лыми зазорами, в значительной мере зависит от чистоты рабочей
жидкости. Поэтому в процессе эксплуатации необходимо прини-
мать все меры для исключения попадания в гидросистему из
атмосферы песка, пыли и влаги. Периодически необходимо конт-
ролировать кондиционность рабочей жидкости, проверять чистоту
и промывать гидравлические фильтры.

К отказу насосов, гидроусилителей и гидрозамков может при-
вести наличие в жидкости воздушных пробок. Воздух в систему
может попасть при замене агрегатов и рабочей жидкости, а также
через уплотнения поршневых гидроаккумуляторов. Для предотвра-
щения этих отказов необходимо строго соблюдать технологию за-
мены агрегатов. После выполнения монтажных работ необходимо
обязательно производить стравливание воздушных пробок. Для
этого на ряде агрегатов могут устанавливаться специальные кла-
паны или заглушки.

При осмотрах гидросистемы проверяются крепление и состоя-
ние агрегатов и трубопроводов, их герметичность, уровень жид-
кости в гидробаке, величина давления зарядки гидроаккумуля-
торов.
РАЗДЕЛ V

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОВ

Глава 14. ПРИНЦИПЫ БАЛАНСИРОВКИ
И УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОМ

14.1.	Назначение и основные требования
к системе управления

Процесс изменения сил и моментов, необходимых для полета
вертолета по заданной траектории, называется управлением, а
совокупность устройств, обеспечивающих процесс управления,
составляет систему управления (СУ).

Успешное решение задач управления и обеспечения бе&опасно-
сти полета предъявляет к СУ следующие требования:

1.	СУ должна обеспечивать заданные характеристики устойчи-
вости, управляемости и маневренности вертолета на всех эксплуа-
тационных режимах полета в пределах заданных ограничений.

2.	СУ должна обеспечивать безопасность полета, а также воз-
можность посадки вертолета с неработающими двигателями.

3.	Конструкция и исполнение устройств СУ должны обеспечи-
вать плавное, без заеданий перемещение управляемых агрегатов
вертолета и исключать возникновение значительных деформаций
и недопустимых люфтов, автоколебаний и опасных видов виб-
раций.

4.	Система питания усилительных механизмов должна быть
резервированной с самостоятельными источниками питания у
каждой подсистемы.

14.2.	Балансировка одновинтового вертолета

Под балансировкой понимают управление силами и момента-
ми, действующими на вертолет, в целях обеспечения его равно-
весия.

Равновесием вертолета называется такое состояние, при ко-
тором его центр масс неподвижен или движется с постоянной
скоростью и вертолет не вращается вокруг своих осей или враща-
ется с постоянной угловой скоростью (разворот на висении, ви-
раж).

Для того чтобь$ центр масс вертолета двигался равномерно и
прямолинейно, сумма всех сил, действующих на вертолет, долж-
на быть равна нулю (SP = 0), а чтобы он не вращался относитель-
но центра масс, сумма всех моментов должна равняться нулю
(27И = 0).
Рассмотрим равновесие вертолета на режиме висения
(рис. 14.1). Для простоты рассуждений вначале будем учитывать
только основные силы: тягу НВ Т и вес вертолета G.

Для выполнения условий равновесия при висении необходимо,
чтобы сила тяги винта Т была по величине равна силе тяжести
вертолета G. Кроме того, обе силы должны быть расположены на
одной прямой, чтобы не образовывать момент.

Отсюда следует, что угол тангажа вертолета на висении опре-
деляется его центровкой. При смещении центра тяжести назад

а

Рис. 14.1. Продольная балансировка одновинтового вертолета на
режиме висения:

а — задняя центровка; б — передняя центровка
(рис. 14.1, а) угол тангажа увеличивается, т. е. вертолет подни-
мает нос, а балансировочное положение ручки управления сме-
щается от себя, так как тяга НВ всегда должна оставаться вер-
тикальной. Увеличению угла тангажа способствует также момент
от аэродинамической силы стабилизатора, обдуваемого стру-
ей НВ.

При предельно задней центровке ручка управления на режиме
висения находится близко к переднему упору (~ 1/4 часть полного
хода). В случае дальнейшего смещения центра масс вертолета
назад запас хода ручки до переднего упора становится недоста-
точным для полета с поступательной скоростью.

При висении с предельно передней центровкой (рис. 14.1, б)
ручка управления находится близко к заднему упору (~ 1/4 часть
полного хода). В этом случае полет возможен. Однако при отказе
двигателей не обеспечивается безопасная посадка вертолета, так
как для полета на режиме самовращения НВ необходим значи-
тельный положительный угол тангажа, который летчик не сможет
создать из-за малого запаса хода ручки. Поэтому выход центров-
ки вертолета за предельные значения недопустим.

В установившемся поступательном полете сила тяги (ось кону-
са НВ) наклонена в сторону движения (рис. 14.2). При этом
вертикальная составляющая силы тяги Ту уравновешивает силу
тяжести вертолета, а сила Тх — вредное сопротивление. Условия
баланса сил при этом имеют вид:

2Ру=Гу-С = 0; ^Px = Tx-X = Q.

Рис. 14.2. Продольная балансировка одновинтового вертолета в гори-
зонтальном полете

II*
Силы Тх и X на плече h создают пикирующий момент, вызы-
вающий опускание носа вертолета. При этом силы Ту и G на
плече е образуют уравновешивающий момент, т. е.

TJi — Qe = Q.

Чем больше скорость полета, тем больше величина сил Тх и X
и, следовательно, больше пикирующий момент. Уравновешивание
возрастающего пикирующего момента достигается увеличением
момента сил Ту и G за счет увеличения их плеча е, т. е. дополни-
тельного опускания носа вертолета путем отклонения ручки уп-
равления от себя.

Балансировка вертолета в поперечном отношении имеет ряд
особенностей, связанных с действием силы тяги РВ Тр.в (рис. 14.3).

Рис. 14.3. Поперечная балансировка одновин-
тового вертолета

Чтобы уравновесить силу Гр.в, необходимо отклонить вектор
тяги НВ в противоположную сторону. При направлении вращения
НВ, принятом в отечественном вертолетостроении, тяга РВ на
моторных режимах полета направлена влево. Следовательно, ко-
нус НВ должен быть отклонен вправо. При этом за счет различ-
ной высоты втулок несущего и рулевого винтов относительно
строительной горизонтали фюзеляжа силы Гр. в и Tz создают мо-
мент, вызывающий крен вертолета вправо. Этот момент уравнове-
шивается моментом сил Ту и G на плече Ь, т. е.

T?,Ji = Gb.

При полете с поступательной скоростью поперечная баланси-
ровка может быть достигнута как за счет крена, так и за счет
скольжения в сторону тяги РВ. При полете со скольжением тяга
РВ уравновешивается боковой аэродинамической силой фюзе-
ляжа.

Соответствующие равновесию вертолета положения рычагов уп-
равления, а также значения углов, характеризующих пространст-
венное положение вертолета и его ориентацию относительно
вектора скорости, называются балансировочными.

14.3.	Принципы создания управляющих моментов
одновинтового вертолета

' Основным органом управления одновинтового вертолета, со-
здающим силы и моменты, необходимые для управления в про-
дольной и поперечной плоскостях, является НВ. Уравновешивание
реактивного момента НВ и путевое управление осуществляется
с помощью РВ. Несущим винтом летчик управляет с помощью
ручки управления и рычага общего шага, рулевым — с помощью
педалей.

Различают продольное, поперечное и путевое управление.

 Продольное и поперечное управление осуществляется ручкой
управления, с помощью которой летчик имеет возможность из-
менять наклон вектора тяги НВ в нужном направлении. П'ак, на-
пример, при перемещении ручки от себя плоскость вращения НВ,
а следовательно, и сила тяги Т наклоняются вперед (рис. 14.4).
При этом линия действия силы Т отклоняется от центра масс
вертолета на расстояние а и создает пикирующий момент Mz=Ta,
т. е. осуществляется продольное управление. Аналогично при от-
клонении ручки влево или вправо осуществляется поперечное
управление вертолетом.

Рис. 14.4. Создание продольный управляющих мо-
ментов одновинтового вертолета

. Путевое управление вертолетом осуществляется изменением
установочных углов лопастей, а следовательно, и тяги РВ с по-
мощью педалей ножного управления. |Так, например, при нажатии
на левую педаль уменьшается шаг РВ, а следовательно, и его сила
тяги. В этом случае момент силы тяги РВ относительно центра
масс Л1р. в=Гр. BL (рис. 14.5) становится меньше реактивного
момента НВ и вертолет поворачивается влево. Для разворота
вправо летчик отклоняет правую педаль и этим увеличивает шаг
РВ, увеличивая Л4Р.В.

Рис. 14.5. Путевое управление од-
новинтового вертолета

Управление величиной силы тяги НВ осуществляется одновре-
менным изменением углов установки (шага) всех лопастей НВ и
мощности двигателей с помощью ручки общего шага («шаг —
газ»).

14.4.	Особенности балансировки
и управления двухвинтовыми вертолетами

Основное преимущество двухвинтовых схем вертолетов заклю-
чается во взаимном уравновешивании реактивных моментов не-
сущих винтов за счет вращения их в противоположных направле-
ниях, что исключает потери мощности на привод РВ.

У вертолетов соосной схемы продольная и поперечная балан-
сировка и управление обеспечиваются, как и у одновинтового,
соответствующим наклоном вектора тяги несущих винтов. Путевая
балансировка и управление обеспечиваются дифференциальным
изменением общего шага верхнего и нижнего НВ. Под дифферен-
циальным изменением общего шага понимается одновременное
увеличение шага одного из винтов и уменьшение шага другого
на такую же величину. При этом их реактивные моменты стано-
вятся различными и вертолет поворачивается в сторону большего
реактивного момента. Одновременно отклоняются рули направле-
«ня для создания дополнительного управляющего момента при
полете с поступательной скоростью.

У вертолета продольной схемы продольная и поперечная балан-
сировка и управление обеспечиваются соответствующим синхрон-
ным наклоном векторов тяги обоих винтов аналогично одновин-
товому вертолету. Одновременно для повышения эффективности
продольного управления применяется и дифференциальное изме-
нение общего шага несущих винтов, вызывающее перераспределе-
ние тяги между ними. За счет этого продольный момент относи-
тельно центра масс изменяется в широких пределах, что способст-
вует существенному расширению диапазона допустимых центровок
вертолета.

Путевое управление (рис. 14.6) обеспечивается боковым накло-
ном в противоположные стороны векторов тяги несущих винтов,
что создает пару боковых сил, образующих момент относительно
вертикальной оси. Таким же способом достигается путевая балан-
сировка вертолета при дифференциальном изменении шага НВ,
нарушающем равновесие их реактивных моментов. По продольной
схеме в СССР был выполнен вертолет Як-24.

У вертолета поперечной схемы продольное и поперечное уп-
равление осуществляются синхронным наклоном векторов тяги
НВ. Кроме того, для повышения эффективности поперечного уп-
равления применяется дифференциальное управление их общим
шагом.

Путевое управление (рис. 14.7) осуществляется аналогично
вертолету продольной схемы — наклоном в противоположные сто-
роны векторов тяги НВ (одного — вперед, другого — назад). Та-
ким же способом устраняется путевая разбалансировка вертолета
при дифференциальном изменении шага НВ. В путевом управле-
нии используются также рули направления.

Рис. 14.6. Путевое управление двухвинтовых вертолетов продольной схемы
Рис. 14.7. Путевое управление двухвинтовых вертолетов поперечной схемы

Глава 15. КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА
АВТОМАТА ПЕРЕКОСА

15.1.	Назначение автомата перекоса, устройство
и принцип действия

Автомат перекоса (АП) предназначен для управления величи-
ной и направлением силы тяги НВ.

Управление величиной тяги НВ осуществляется одновременным
и одинаковым для всех лопастей изменением углов установки
(общего шага). Направление силы тяги изменяется наклоном
плоскости вращения НВ за счет циклического изменения углов
установки лопастей в зависимости от их азимутального поло-
жения.

На подавляющем большинстве вертолетов применяются АП по
схеме, предложенной Б. Н. Юрьевым в 1911 г. Основной частью
АП (рис. 15.1) является тарелка 2, соединенная регулируемыми
тягами 3 с рычагами 5 поворота лопастей. Тарелка с помощью
радиально-упорного подшипника 9 и кардана, образованного на-
ружным 11 и внутренним 10 кольцами, смонтирована на ползуне»?
общего шага и приводится во вращение поводком 4, соединенным
с валом 6 НВ.
Ползун с помощью рычага 13 и тяги 14 перемещается в вер-
тикальном направлении по направляющей 7, смонтированной на
корпусе главного редуктора. С помощью тяг продольного 1 и по-
перечного 12 управления и качалок тарелка может наклоняться
в произвольном направлении относительно оси вала НВ.

Перемещение ползуна вместе с тарелкой 2 по направляющей
вызывает одинаковое изменение углов установки всех лопастей и
соответствующее изменение величины силы тяги НВ. Наклон та-
релки относительно оси вала НВ вызывает циклическое изменение
углов установки лопастей относительно среднего значения шага,
определяемого положением ползуна. Очевидно, что наибольший
угол установки каждая лопасть будет иметь в том азимуте, в ко-
тором ее тяга 3 окажется в наивысшей точке наклоненной тарел-
ки. Циклические изменения углов установки и соответствующее
изменение силы тяги лопастей вызывают их маховое движение,
т. е. наклон конуса вращения НВ. Направление наклона опреде-
ляется направлением наклона тарелки АП.

Для того чтобы направление наклона конуса НВ совпадало
с продольной или поперечной плоскостью вертолета, подсоедине-
ние тяг продольного и поперечного управления к наружному
кольцу АП выполняется с так называемым углом опережения
А'фап относительно осей вертолета (рис. 15.2). Величина угла опе-
режения’для разных вертолетов находится в пределах 20—26°.
Таким образом, например, для наклона НВ вперед тарелка АП
отклоняется вперед и вДево.

Чтобы исключить наклон тарелки АП при перемещении ползу-
на, качалки тяг продольного и поперечного управления закрепле-
ны на ползуне и перемещаются вместе с ним.

АП двухвинтовых вертолетов не имеют принципиальных отли-
чий от рассмотренной выше схемы.

Нагрузками деталей АП являются шарнирные моменты лопас-
тей, вызванные аэродинамическими и инерционными силами. По-
скольку шарнирный момент является переменной по времени
(азимуту) величиной, детали АП подвергаются действию знако-
переменных динамических нагрузок и поэтому имеют ограничен-
ный ресурс по условиям усталостной прочности.

У вертолетов с взлетной массой более 4 т нагрузки от шар-
нирных моментов лопастей, передающиеся на кольцо АП, весьма
велики, поэтому в системах управления большинства современных
вертолетов применяются гидравлические усилители.

15.2.	Особенности конструкции автомата перекоса
вертолета соосной схемы

Все основные агрегаты СУ несущими винтами вертолета соос-
ной схемы — механизм общего и дифференциального шага, оба
АП, втулки — смонтированы на одном агрегате-колонке, установ-
ленном на главном редукторе.	,	1
Принципиальная схема колонки НВ показана на рис. 15.3.
Верхний винт 1, установленный на шлицах внутреннего вала 2,
верхний ползун 3, верхний АП 4, тяги управления ползунами 9
и 10 вращаются по часовой стрелке при виде на колонку сверху.
Нижний винт 6, тарелка В нижнего АП 7, связанная со втулкой
нижнего винта поводком (шлиц-шарниром) 14, нижний пол-
зун 5, установленный на шлицах наружного вала 8, и связанная
с ним поводком 14 тарелка В верхнего АП вращаются против
часовой стрелки. Наружное Б и внутреннее А кольца нижнего
АП не вращаются. Тарелки В нижнего и верхнего АП соединены

Рис. 15.1. Принципиальная схема автомата перекоса:

1 — тяга продольного управления; 2 — тарелка автомата перекоса; 3 —
тяга управления лопастью; 4 — поводок; 5 — рычаг поворота лопасти;
6 — вал НВ; 7 — направляющая ползуна; 8 — ползун; 9 — подшипник;
10 — внутреннее кольцо автомата перекоса; 11— наружное кольцо ав-
томата перекоса; 12 — тяга поперечного управления; /3—рычаг об-
щего шага; 14 — тяга общего шага
между собой тягами 13 и соединительными тягами 15 связаны с
регулируемыми тягами управления 18 лопастей через верхний и
нижний ползуны и качалки 12.

При отклонении летчиком ручки управления, например, от се-
бя тяга И опускается вниз и поворачивает против часовой стрел-
ки наружные кольца Б и тарелки В нижнего и верхнего (через
тяги 13) автоматов перекоса. В результате оба НВ наклоняются
строго вперед.

Так как верхний и нижний НВ вращаются в противоположные
стороны, то для отклонения их в одном направлении необходимо
обеспечить различные углы опережения управления для каждого
НВ. Это означает, что тарелки АП винтов должны наклоняться
в различных направлениях. Необходимые углы опережения управ-
ления винтами создаются определенным расположением тяг и
качалок в цепочке управления АП — ползун — втулка НВ. Наклон
НВ влево или вправо осуществляется тягой поперечного управле-
ния (аналогичной тяге 11, но смещенной на 90° по азимуту)
и соответствующими тягами, соединяющими тарелки нижнего и
верхнего АП.

Основное отличие автоматов перекоса соосных винтов от при-
меняемых на одновинтовых вертолетах заключается в том, что
ползун выделен в отдельную деталь, поэтому при управлении
общим шагом винтов кольца АП не перемещаются.

Рис. 15.2. Схема обеспечения опережения управления в
автомате перекоса:

/—ползун, 2 — внутреннее кольцо; 3— наружное кольцо; 4 —
палец крепления'тяги продольного управления; 5 — палец креп-
ления тяги поперечного управления; О — О — продольная ось
вертолета, Д^ап—угол опережения автомата перекоса
Рис. 15.3. Схема колонки несущих винтов вертолета
соосной схемы:

1 — втулка верхнего НВ; 2 — вал верхнего НВ;, 3 — верхний
ползун; 4 — автомат перекоса верхнего НВ; 5 — нижний пол-
зун; 6 — втулка нижнего НВ; 7 — автомат перекоса нижне-
го НВ; 8 — вал нижнего НВ; 9 — тяга управления нижним
ползуном; 10— тяга управления верхним ползуном; 11 —
тяга циклического изменения шага НВ; 12 — качалка пол-
зуна; 13 — соединительные тяги; 14 — поводок; 15 — соедини-
тельные тяги; 16 — вертикальный шарнир; 17 — осевой шар-
нир; 18 — тяга поворота лопасти; А — внутреннее кольцо
АП; Б — наружное кольцо ЛП; В — тарелка АП

15.3.	Механизм общего и дифференциального шага

Механизм общего и дифференциального изменения шага
(рис. 15.4) находится на колонке несущих винтов и состоит из
стакана 1, в верхней части которого размещается резьбовая втул-
ка 3 с левой резьбой, а в нижней части — резьбовая втулка 4 с
правой резьбой. Втулки связаны с тягами 9 и 10 ползунов через
подшипники 8, так как тяпи вращаются, а втулки фиксируются
шлицами (на рисунке не показаны) и могут перемещаться только
вверх или вниз при проворачивании стакана. Стакан проворачи-
вается зубчатой рейкой 2, находящейся в зацеплении с зубчатым
венцом на его внешней поверхности.

При перемещении, например, левой педали рейка 2 смещается
влево и стакан поворачивается по часовой стрелке (при виде
снизу). В результате втулка 4 с тягой 10 и верхним ползуном
переместятся вниз, а втулка 3 с тягой 9 и нижним ползуном —
вверх. При этом качалки 12 (см. рис. 15.3) верхнего ползуна по-
вернутся так, что тяги 18 увеличат шаг лопастей верхнего винта.
Реактивный момент верхнего НВ, направленный против часовой
стрелки, увеличится. Перемещение вверх нижнего ползуна приве-
дет к уменьшению шага и реактивного момента нижнего НВ. В
результате под действием большего реактивного момента верхнего
винта вертолет начнет разворачиваться влево. Суммарная сила

тяги НВ при этом не изменяется.

Рис. 15.4. Схема механизма общего
и дифференциального шага несу-
щих винтов соосного вертолета:

1 — стакан; 2 — зубчатая рейка; 3 — верх-
няя резьбовая втулка; 4 — нижняя резьбо-
вая втулка; 5 — хвостовик; 6>—качалка уп-
равления общим шагом; 7 — тяга управле-
ния дифференцированным шагом; 8 — поц-
шипник, 9 — тяга нижнего ползуна; 10 —
тяга верхнего ползуна

Для изменения суммарной тяги НВ стакан с хвостовиком 5
(см. рис. 15.4) перемещается вверх или вниз с помощью качал-
ки 6. При перемещении стакана, например, вниз оба ползуна
также передвинутся вниз, что приведет к уменьшению шага обоих
винтов и их суммарной тяги. Равновесие реактивных моментов
винтов при этом не нарушается. Таким образом, механизм общего
и дифференциального шага обеспечивает независимое управление
общим и дифференциальным шагом несущих винтов.

15.4.	Понятие об использовании гиростабилизатора

Гироскопические стабилизирующие устройства позволяют зна-
чительно повысить демпфирование НВ и улучшить тем самым
устойчивость вертолетов.

На рис. 15.5 показана одна из схем НВ с гиростабилизатором.
Гироскоп 10 представляет собой рамку, по обеим концам которой
крепятся на штангах два груза. Внутри рамки находятся диффе-
ренциальные качалки 11, каждая из которых одним концом, рас-
положенным ближе к валу, крепится к рамке, а вторым — к тяге#
от тарелки АП. Средняя точка качалки соединена тягой 12 с повод-
ком лопасти. Рамка гироскопа, кроме того, соединена тягами 9

Рис. 15.5. Конструктивная схема несущего винта с гиро-
стабилизатором :

1 — тяга продольного управления; 2 — тяга поперечного управления;

3 — гидроусилители продольно-поперечного управления; 4 — враща-
ющееся кольцо автомата перекоса; 5 — невращающееся кольцо ав-
томата перекоса; 6 — рычаги со шлиц-шарнирами; 7 — противовес;

8 — тяга управления; 9 — тяга демпфера; 10 — гироскоп; 11 — диф-
ференциальная качалка; 12— тяга поводка лопасти; 13 — гидрав-
' лический демпфер; 14 — ползун общего шага; 15 — рычаг общего
шага; 16 — гидроусилитель общего шага
с поводками гидравлических демпферов 13, закрепленных на ва-
лу. Тарелка АП 4 соединена с дифференциальной качалкой тяга-
ми 8 через рычаги 6 и шлиц-шарниры. Таким образом, цикличес-
кий шаг лопасти определяется суммой отклонений кольца АП и
гироскопа. Суммирование производится механически на диффе-
ренциальной качалке.

Рассмотрим работу схемы. При отклонении кольца АП пло-
скость вращения гироскопа в начальный момент остается неизмен-
ной и летчик непосредственно воздействует на циклический шаг
лопастей. При появлении угловой скорости вертолета гироскоп,
стремясь сохранить неизменной в пространстве свою плоскость
вращения, отклоняется относительно оси вала НВ в сторону, про-
тивоположную вращению вертолета. Это вызывает циклическое из-
менение углов установки лопастей, приводящее к дополнительно-
му отклонению вектора тяги НВ против вращения фюзеляжа, т. е.
возникает дополнительный демпфирующий момент, обусловленный
действием гироскопа. При уменьшении угловой скорости фюзеля-
жа до нуля центробежные силы возвращают гироскоп в исходное
положение, при котором плоскость его вращения перпендикулярна
к оси вала НВ. Демпферы 13 обеспечивают гашение колебаний
гироскопа.

На современных вертолетах необходимые характеристики ус-
тойчивости обеспечиваются автопилотом.

15.5.	Регулировка соконусности лопастей

У хорошо отрегулированного НВ все лопасти имеют одинако-
вые углы взмаха р и деформации. Поэтому лопасти при вращении
занимают положение образующих одного конуса и их концы в
каждом азимуте проходят на одинаковой высоте.

Причинами нарушения соконусности могут явиться различия
подъемных или центробежных сил лопастей, вызванные неодина-
ковыми углами их установки или массами. Проверку соконусности
производят при замене лопастей или появлении тряски вертолета.

Для проверки соконусности лопастей НВ вертолет швартуется,
концы лопастей окрашиваются в разные цвета. При определенных
оборотах к НВ подносится штанга с прикрепленной к ее верхней
части плотной бумагой, на которой отбиваются следы лопастей
(рис. 15.6, а). Соконусность может проверяться также путем син-
хронного фотографирования концов лопастей в определенном ази-
муте специальной аппаратурой. Такой метод позволяет проверять
соконусность даже в полете. По расстоянию между следами на
бумаге или фотографии судят о соконусности лопастей.

На первом этапе выравнивание подъемных сил лопастей произ-
водится изменением их углов установки путем регулирования дли-
ны тяг, соединяющих поводки ОШ с тарелкой АП на оборотах ма-
лого газа.

Однако вследствие неодинаковой жесткости и деформаций ло-
пастей соконусность несколько нарушается. Поэтому на втором
этапе при номинальной частоте вращения НВ регулировка соко-
нусности уточняется путем отгиба специальных аэродинамических
компенсаторов (триммерных пластин; рис. 15.6, б), установлен-
ных на задних кромках некоторых хвостовых отсеков. Отгиб трим-
мерной пластины изменяет величину крутящего момента лопасти.
Так, например, если лопасть вымахивает вверх, то пластину необ-
ходимо отогнуть вниз. Вследствие этого центр давления лопасти
смещается назад, что вызывает закрутку лопасти в сторону умень-
шения установочного угла. В инструкциях по эксплуатации кон-
кретных типов вертолетов приводятся рекомендации по изменению
длины тяг и угла отгиба триммерных пластин.

Рис. 15.6. Проверка соконусности лопастей несу-
щего винта:

а — схема проверки; б — расположение триммерных
пластин

Глава 16. ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ И АГРЕГАТЫ
СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОМ

16.1. Основные части системы управления одновинтовым
вертолетом

СУ одновинтового вертолета включает:

— органы управления (НВ, РВ и рулевые поверхности);
—	механизмы управления (АП, механизм изменения шага РВ,
гидроусилители, загрузочные механизмы, механизмы триммерного
эффекта, автопилот);

—	командные рычаги (ручка циклического шага, рычаг обще-
го шага, педали);

—	проводку управления (тяги, качалки, тросы и т. п.).

Наличие всех перечисленных элементов не обязательно на каж-
дом вертолете. Так, например, на легких вертолетах может не
быть гидроусилителей, загрузочных механизмов, механизмов трим-
мерного эффекта и автопилота. СУ без этих механизмов на-
зываются системами с непосредственным или прямым управ-
лением. Большинство современных вертолетов имеет в СУ
гидроусилители, включенные по необратимой схеме, и ав-
топилот.

Управление делится на ручное (с помощью ручки циклическо-
го шага, рычага общего шага и педалей) и автоматическое. Руч-
кой циклического шага производится продольное (относительно
поперечной оси) и поперечное (относительно продольной оси) уп-
равление вертолетом. Рычагом общего шага изменяется величина
силы тяги НВ. С помощью педалей обеспечивается путевое управ-
ление (относительно вертикальной оси). Автоматическое управле-
ние осуществляется автопилотом или системой автоматического
управления.

16.1.1	. Принципиальная схема управления
циклическим шагом несущего винта

Ручка циклического шага связана с наружным кольцом АП
двумя системами проводки — продольного и поперечного управле-
ния (рис. 16.1). В каждой системе имеются гидроусилитель 5, за-
грузочный механизм 3 и электромеханизм триммерного эффекта.
Ручка циклического шага 1 (ручка управления вертолетом) кре-
пится к полу кабины впереди сиденья летчика с помощью универ-
сального шарнира и может отклоняться в любую сторону. Пере-
мещения ручки от себя и на себя (по отношению к летчику) соот-
ветствуют продольному управлению, а влево и вправо — попереч-
ному. При отклонении ручки циклического шага, напри-
мер, от себя система тяг 6 перемещает золотн1И1к гидроусили-
теля продольного управления, что вызывает наклон НВ впе-
ред. При отклонении ручки в поперечном направлении с по-
мощью системы тяг 7 включится в работу гидроусилитель по-
перечного управления и НВ наклонится в поперечном направ-
лении.

Усилия на ручке при отклонении от нейтрального положения
создаются пружинными загрузочными механизмами 3. Нейтраль-
ное положение ручки может изменяться по желанию летчика с по-
мощью электромеханизмов триммерного эффекта.
Рис. 16.1. Принципиальная схема управления циклическим шагом и общим
шагом:

/ — ручка управления вертолетом; 2 — рычаг общего шага («шаг — газ») с рукояткой уп-
равления коррекцией; 3 — загрузочные механизмы; 4 — тяга к насосу-регулятору управления
двигателями; 5 — гидроусилители; 6 — тяга продольного управления; 7 — тяга поперечного
управления; 8 — тяга общего шага

16.1.2	. Принципиальная схема управления общим
шагом несущего винта. Управление
стабилизатором

Управление общим шагом НВ производится с помощью рычага
общего шага 2, *ра|с1пол-ож1е1нно1го слева «от сиденья летчика, и гид-
роусилителя 5. При подъеме рычага общий шаг и тяга НВ увели-
чиваются, при опускании — уменьшаются.

Изменение общего шага НВ требует соответствующего измене-
ния крутящего момента (мощности двигателей) для поддержания
178
заданной частоты его вращения. С этой целью рычаг общего ша-
га связывается тягой 4 с рычагом подачи топлива в двигатель. В
таком случае рычаг общего шага называется рычагом «шаг —
газ». На современных вертолетах с газотурбинными двигателями
частота вращения НВ поддерживается постоянной с помощью
специальной автоматики, а механическая проводка от рычага об-
щего шага к двигателям является дублирующей. Для изменения
оборотов НВ при постоянном шаге на рычаге имеется поворотная
рукоятка коррекции. В проводке управления общим шагом загру-
зочный механизм и механизм триммерного эффекта не устанавли-
ваются. Вместо них применяется фиксация рычага в любом поло-
жении с помощью фрикциона.

Если на вертолете есть управляемый стабилизатор, то он так-
же связывается с рычагом общего шага. При отклонении рычага
вниз стабилизатор уменьшает установочный угол, создавая каб-
рирующий момент, облегчающий перевод вертолета на режим са-
мовращения НВ. Проводка управления стабилизатором выполня-
ется обычно тросовой и подключается в СУ общим шагом после
гидроусилителя, например к ползуну АП.

16.1.3	. Принципиальная схема путевого
управления

Типовая система путевого управления (рис. 16.2) состоит из
педалей /, системы тяг 2 и качалок 5, гидроусилителя 6, сектора
7, тросовой проводки 10, втулочно-роликовой цепи S. От педалей
до сектора проводка жесткая, т. е. представляет собой систему тяг
и качалок. Сектор 'соединяет силовой шток гидроусилителя с тро-
совой проводкой, которая для повышения надежности выполня-
ется двойной. Тросы заканчиваются втулочно-роликовой цепью,
перекинутой через звездочку 9 хвостового редуктора. Вращение
звездочки преобразуется винтовой парой в поступательное движе-

Рис. 16.2. Принципиальная схема путевого управления одновинтового вер-
толета:

1 — педали; 2 — тяга; 3 — загрузочный механизм; 4 — механизм триммера; 5 — ка-
чалка; 6 — гидроусилитель; 7 — сектор; 8 — втулочно-роликовая цепь; 9 — звездочка
механизма изменения шага хвостового винта; 10 — тросовая проводка
ние штока хвостового редуктора, который осуществляет изменение
шага РВ.

У двухвинтовых вертолетов управление величиной и( направле-
нием вектора тяги каждого НВ осуществляется своим АП. Ввиду
отсутствия РВ к АП каждого винта идут все четыре цепи управ-
ления: продольного, поперечного, путевого и общего шага. Чтобы
все они действовали независимо друг от друга, в проводке управ-
ления имеются суммарно-дифференциальные механизмы.

16.2.	Назначение и состав системы автоматического управления

Вертолет, как правило, не обладает достаточной устойчивостью
в полете. Поэтому стабилизация положения вертолета осущест-
вляется с помощью органов управления, что утомляет летчика,
особенно при длительных полетах. Применение автопилота или
системы автоматического управления (САУ) значительно облегча-
ет пилотирование.

Система автоматического управления может решать следую-
щие задачи:

—	улучшение характеристик устойчивости вертолета при руч-
ном управлении;

—	стабилизацию углового положения вертолета в прост-
ранстве;

—	стабилизацию высоты и скорости полета;

—	автоматический режим висения над заданной точкой мест-
ности;

—	полет по заданной линии пути;

—	автоматический полет с огибанием рельефа местности;

—	автоматический заход на посадку и др.

Принцип действия САУ заключается в измерении датчиками
параметров движения вертолета (скорости, высоты, углового по-
ложения в пространстве и др.) и преобразовании полученной ин-
формации в управляющие сигналы. Свои функции САУ выполняет
через автопилот с каналами тангажа, крена, курса и высоты, ко-
торый независимо от летчика управляет соответственно цикличес-
ким шагом НВ в продольном и поперечном направлениях, углом
установки лопастей РВ и общим шагом НВ. Совместная работа
САУ и летчика обеспечивается последовательным включением ис-
полнительных устройств автопилота в проводку управления. В
качестве исполнительных устройств автопилотов обычно исполь-
зуются комбинированные агрегаты управления (КАУ) в каждом
канале.

В настоящее время отдается предпочтение автопилотам, кото-
рые управляют вертолетом в пределах 20 — 25% полного хода ор-
ганов управления. Благодаря этому в случае неисправности авто-
пилота в распоряжении летчика остается достаточный ход ко-
мандных рычагов для исправления возникшей ошибки, что повы-
шает безопасность полета.
16.3.	Устройство и работа гидроусилителей

На средних и тяжелых вертолетах усилия, необходимые для
управления АП, превышают физические возможности летчика.
Поэтому в СУ таких вертолетов включаются гидроусилители или
бустеры.

Гидроусилитель представляет собой следящее устройство, обес-
печивающее при небольших управляющих усилиях на входе боль-
шие силы на выходе. Усилие на исполнительном штоке силового
цилиндра гидроусилителя определяется площадью поршня и дав-
лением рабочей жидкости, поступающей в цилиндр. Гидроусили-
тель в точности передает на исполнительный механизм заданные
командными рычагами перемещения. По типу распределительного
устройства различают гидроусилители с цилиндрическим, сектор-
ным и плоским золотником.

Рассмотрим устройство и работу гидроусилителя на примере
схемы с цилиндрическим золотником (рис. 16.3).

Рис. 16.3. Гидроусилитель с цилиндрическим золотником:

1 — тяга от командного рычага; 2 — золотник; 3 — цапфа; 4 — цилиндр; 5 — поршень.
6/—силовой шток; 7 — каналы подвода жидкости к цилиндру; 8 — поясок золотника

Гидроусилитель состоит из цилиндра 4 и силового штока 6 с
поршнем 5. Цилиндр с помощью цапф 3 шарнирно закреплен на
конструкции вертолета. Шток соединяется силовыми качалками
и тягами с отклоняемым агрегатом СУ (ползуном, тарелкой
АП и т. п.). К управляющему золотнику 2 подходит тяга 1 от
командного рычага.

В исходном состоянии пояски 8 золотника 2 перекрывают ка-
налы 7, и шток зафиксирован вследствие несжимаемости жидко-
сти в цилиндре. При перемещении тяги /, например, влево золот-
ник смещается в ту же сторону. При этом правая полость ци-
линдра 4 соединяется с магистралью нагнетания жидкости, а ле-
вая — со сливом. В результате разности давления на поршень
шток начнет двигаться влево. Если тягу 1 остановить, то движе-
ние штока приведет к тому, что пояски золотника вновь перекро-
ют каналы, ведущие в цилиндр, и шток будет зафиксирован в
новом положении. При отклонении тяги 1 вправо шток смещается
вправо.

Работа гидроусилителя характеризуется величиной развиваемо-
го усилия и скоростью перемещения штока. Зависимость скоро-
сти перемещения штока V от усилия на нем Р называется внешней
или нагрузочной характеристикой гидроусилителя (рис. 16.4). Для
обеспечения безопасности полетов вертолета необходимо, чтобы
располагаемые усилия и скорости перемещения штока гидроусили-
теля были достаточны для всех без исключения режимов полета
и необходимого маневрирования.

16.4.	Конструкция командных рычагов

Основными командными рычагами управления являются ручка
продольно-поперечного управления (циклического шага), рычаг
общего шага и педали.

16.4.1.	Ручка циклического шага

Ручка 1 (рис. 16.5) крепится шарнирно к траверсе 2 и может
отклоняться в стороны вместе с ней относительно оси х — х. Тяга
7 поперечного управления крепится к нижнему плечу траверсы.
Продольные отклонения ручка совершает относительно оси z — z
траверсы, передавая свое движение через тягу 3 на качалку 5,
к которой крепится тяга 4 продольного управления. Тяга 3 распола-
гается внутри литого основания 6 колонки по оси вращения тра-
версы и снабжена поворотным ушком. Вследствие этого она не
препятствует поперечным отклонениям ручки. На ручке крепятся
гашетка 8 управления тормозами колес шасси и кнопки различно-
го назначения. Для ограничения продольных отклонений ручки
на колонке имеются регулируемые упоры.
При двойном управлении обе ручки системой тяг и качалок
связаны друг с другом (Ми-8, Ми-6, Ми-26, Ка-25). На вертолете
Ми-24 соединение ручки циклического шага оператора с провод-
кой продольно-поперечного управления осуществляется с помощью
раздвижных тяг с гидроуправлением, что позволяет отключить ее
при работе с оборудованием кабины.

Рис. 16.5. Ручка циклического шага:

1 — ручка; 2 — траверса; 3 — тяга продольного управления; 4 — тя-
га; 5 — качалка; 6 — основание колонки; 7 — тяга поперечного уп-
равления; 8 — гашетка торможения колес шасси

16.4.2.	Рычаг общего шага

С помощью рычага общего шага (рычага «шаг — газ») произ-
водится одновременное управление общим шагом НВ, мощностью
двигателей и управляемым стабилизатором. Для фиксации рычага
в нужном положении применяется фрикцион (дисковый тормоз) с
механическим или электрогидравлическим управлением.

При отсутствии автоматической системы стабилизации частоты
вращения НВ в проводке управления мощностью двигателей ус-
танавливается кулачковый или кулисный механизм, обеспечиваю-
щий необходимое изменение мощности в зависимости от общего
шага НВ.

Для изменения мощности двигателей без изменения шага НВ
служит поворотная рукоятка коррекции 2 (см. рис. 16.1), связан-
ная с рычагами подачи топлива в двигатели. При ее вращении
изменяются обороты НВ. Рукоятка имеет обычно фрикцион-
ный тормоз.
16.4.3.	Педали

Наиболее раотросщра1не|ны педали параллелограммного типа
(рис. 16.6), состоящие из acHiOiBiaiHnn 5 и двуплечего рычага 3,
к которому шарнирно крепятся серповидные рычаги 2 с поднож-
ками 1. Короткие плечи рычагов 2 связаны регулировочным вин-
том 4, обеспечивающим регулирование педалей по росту летчика.
Тяги 6 обеспечивают параллельность перемещения подножек. На
подножках могут устанавливаться гашетки с концевыми выклю-
чателями для управления электромеханизмом триммерного эффек-
та или отключения канала путевого управления автопилота. Пре-
дельные отклонения педалей ограничиваются регулировочными
болтами.

Рис. 16.6. Педали:

/ — подножка; 2 — серповидный рычаг; 3 — двуплечий рычаг; 4 — регулировочный винт; 5 —
основание педалей; 6 — тяга

16.5.	Загрузочные механизмы и механизмы
триммерного эффекта

Гидроусилители, как правило, включаются по необратимой схе-
ме, при которой усилия от органов управления полностью воспри-
нимаются гидроусилителем и не передаются на командные рычаги.
Однако летчику необходимо ощущать усилия при отклонении ко-
мандных рычагов, чтобы судить о степени отклонения органов уп-
равления. Для этого в проводку управления включены загрузоч-
ные механизмы, дающие летчику необходимое «чувство» управ-
ления.

Загрузочный механизм состоит из одной или нескольких пру-
жин, которые летчик сжимает, отклоняя командный рычаг. Схема
включения загрузочного механизма в проводку управления пока-
зана на рис. 16.7. Перемещая ручку управления /, например, на
себя, летчик сжимает правую пружину загрузочного механизма и,
следовательно, вынужден прикладывать к ручке тянущее усилие.
Отклоняя ручку управления от себя, летчик сжимает левую пру-
жину и соответственно прикладывает толкающее усилие к ручке.

Для получения достаточных усилий на ручке при малых откло-
нениях, характерных для установившихся режимов полета, необ-
ходима большая жесткость пружин загрузочного механизма. Од-
нако в этом случае в крайних положениях ручки усилия могут
оказаться слишком большими. Для обеспечения приемлемых уси-
лий в пределах всего хода ручки управления применяют комбина-
цию пружин большой и малой жесткости.

Рис. 16.7. Принципиальная схема включения за-
грузочного механизма:

1 — ручка управления; 2 — гидроусилитель; 3 — загрузоч-
ный механизм; 4—механизм триммерного эффекта; а —
нейтральное положение ручки; б — ручка взята на себя,
возникает усилие; в — снятие усилия механизмом трим-
мерного эффекта

На рис. 16.8, а показан двухпружинный загрузочный механизм.
Пружина А имеет большую жесткость и обжата до усилия РА.
Пружина Б имеет меньшую жесткость, но обжата до большего
усилия Рб- Таким образом, чтобы отклонить ручку управления от
нейтрального положения, необходимо приложить к загрузочному
механизму усилие, превышающее величину РА (рис. 16.8, б). Это
обеспечит четкую фиксацию нейтрального положения ручки. В
начале хода штока механизма сжимается жесткая пружина А
(участок I на рис. 16.8, б). Когда пружина А обжимается до уси-
лия Рб, начинается обжатие пружины 5, которая подключена по-
следовательно с пружиной А. При этом суммарная жесткость пру-
жин существенно уменьшается, т. е. усилие более медленно воз-
растает по ходу штока (участки II на рис. 16.8,5).

При стабилизации заданного режима полета вертолета команд-
ные рычаги незначительно отклоняются от нейтрального положе-
ния. Необходимые для этого усилия сравнительно невелики. При
изменении режима полета меняются и балансировочные (нейт-
ральные) положения командных рычагов. При этом на них воз-
никают постоянно действующие усилия, утомляющие летчика.
Для снятия усилий, соответствующих новым балансировочным
положениям, применяются механизмы триммерного эффекта.

Принцип работы механизма триммерного эффекта (рис. 16.7)
заключается в следующем. Корпус загрузочного механизма 3 за-
крепляется на конструкции вертолета через механизм триммерного
эффекта 4, который может перемещать его поступательно. При от-
клонении ручки управления, например, на себя (по стрелке) шток
загрузочного механизма перемещается вправо на некоторую вели-
чину а, сжимая пружину (рис. 16.7, б). Для снятия усилия на
ручке в отклоненном положении летчик включает механизм трим-
мерного эффекта, который перемещает корпус загрузочного ме-
ханизма тоже вправо. При перемещении корпуса на величину а
(рис. 16.7, в) шток окажется снова в нейтральном положении и
усилие с ручки будет снято.

Механизм триммерного эффекта обычно представляет собой
винтовую пару, вращаемую электродвигателем через редуктор.

5

Рис. 16.8. Двухпружинный загрузочный механизм:
а — схема загрузочного механизма; б — характеристика
загрузочного механизма; А — пружина большой жест-
кости; Б — пружина малой жесткости
Управление механизмами триммерного эффекта продольного и
поперечного каналов производится, как правило, с помощью 8-по-
зиционной кнопки на ручке циклического шага, путевого канала —
гашетками на педалях. При наличии автопилота на ручке цикли-
ческого шага устанавливают одну общую кнопку, при нажатии на
которую снимаются усилия с загрузочных механизмов всех кана-
лов управления.

16.6.	Конструкция и работа элементов проводки управления

Механическая проводка системы управления может быть жест-
кой, гибкой и смешанной.

16.6.1.	Жесткая проводка

Жесткая проводка состоит из тяг, последовательно соединенных
между собой и подвешиваемых к конструкции вертолета с помо-
щью качалок (рис. 16.9, а) и направляющих роликов (рис.
16.9, б). Тяги выполняются из дуралюминовых или стальных труб.
Они работают как на растяжение, так и на сжатие. Стальные тя-
ги устанавливаются в тех местах, где передаются особенно боль-
шие усилия, например между гидроусилителем и АП.

Соединение тяг между собой или с качалками осуществляется
с помощью наконечников с запрессованными в них подшипника-

тяги

Рис. 16.9. Элементы жесткой провод-
ки управления:

а — узел соединения тяг с поддерживаю-
щими качалками; б — роликовые направ-
ляющие для жесткой проводки
ми. Обычно применяются сферические подшипники, допускающие
некоторый перекос между осями тяг. Для регулировки длины про-
водки управления некоторые тяги имеют регулируемые наконеч-
ники. Длина тяг выбирается из условия сохранения их устойчиво-
сти при сжатии, исключения резонансных колебаний и удобства
монтажа.

Качалки изготовляются штамповкой или литьем из сплавов
алюминия, а наиболее нагруженные — из стали. Они служат для
поддержания тяг (поддерживающие качалки, рис. 16.9, а) или
для изменения направления и величины линейных перемещений
(переходные качалки, рис. 16.10). В нейтральном положении тяги
должны быть перпендикулярны качалкам, чтобы перемещения ве-
дущей тяги в обе стороны вызывали соответственно равные пере-
мещения ведомой тяги.

Рис. 16.10. Узел переходных качалок:

/ — тяга, 2 — качалка, 3 — кронштейн; 4 — провод металлизации

Роликовые направляющие устанавливаются в случае недостат-
ка места для качалок. В этом случае тяга перемещается в двух
обоймах направляющих роликов только вдоль своей оси. В каж-
дой обойме имеются 3—4 текстолитовых или стальных ролика,
один из которых может быть регулируемым. Роликовые направля-
ющие являются дополнительными опорами, повышающими устой-
чивость тяг при сжатии, что позволяет увеличить их длину в 1,5—
2 раза. Недостатком направляющих роликов являются необходи-
мость точной подгонки тяг и выработка на них дорожек от
роликов.

t	16.6.2. Гибкая (тросовая) проводка

Гибкая проводка управления состоит из двух тросов, поддер-
живаемых роликами (рис. 16.11, а) или текстолитовыми втулка-
ми (рис. 16.11,5).
Применяются стальные, особо гибкие тросы диаметром 2,5—
5,0 мм. В процессе эксплуатации тросы вытягиваются, поэтому
требуют периодической проверки и регулировки натяжения с по-
мощью тандеров. На вертолете Ми-26 регулировка натяжения тро-
сов осуществляется автоматически. Для уменьшения вытяжки в
процессе эксплуатации трос перед установкой на вертолет нагру-
жается силой, равной 50% разрушающей, и выдерживается в тече-
ние 30—60 мин. В целях повышения надежности тросовую провод-
ку часто делают двойной. Чтобы при уменьшении натяжения трос
не соскочил с ролика, устанавливаются ограничители 4
(рис. 16.11, а).

Концы тросовой проводки могут крепиться к специальным
секторам (см. рис. 16.2), наматываться на барабан винтового ме-
ханизма или переходить в роликовую цепь.

Рис. 16.11. Направляющие тросовой проводки:

а—-роликовые направляющие: /.— кронштейн; 2 — ролики; 3 — тросы; 4 — ограничитель;
б — направляющие втулки: / — трос; 2 — текстолитовая втулка; 3 — кронштейн

16.6.3.	Смешанная проводка

Смешанная проводка управления представляет собой комбина-
цию жесткой и гибкой проводки. Соединительными звеньями меж-
ду жесткой проводкой и гибкой могут быть секторы (см. рис. 16.2)
или мультипликаторы. Мультипликатор представляет собой ше-
стеренный механизм с передаточным числом, большим единицы,
на выходном валу которого установлен барабан с тросом. Тяга
жесткой проводки связана через качалку с ведущим колесом муль-
типликатора. При сравнительно небольшом повороте тяги муль-
типликатор обеспечивает несколько оборотов, т. е. значительное
перемещение троса, что существенно снижает влияние его дефор-
маций на точность управления.

Выбор типа проводки определяется в основном ее протяжен-
ностью. При большой длине жесткая проводка значительно тяже-
лее тросовой, а наличие большого числа соединений тяг может
привести к появлению недопустимого суммарного люфта. Кроме
того, тяги более подвержены вибрациям.

Недостатком гибкой проводки является изменение натяжения
тросов в результате вытяжки и влияния температуры, так как ко-
эффициенты линейного расширения стальных тросов и дуралюми-
новых элементов фюзеляжа различны. Гибкая проводка менее на-
дежна и обладает большим трением.

На вертолетах одновинтовой схемы жесткая проводка обычно
применяется на участке от командных рычагов до автомата пере-
коса, тросовая — для управления РВ и стабилизатором. Послед-
няя подключается после гидроусилителей.

16.7.	Возможные неисправности агрегатов систем
управления вертолетом

К наиболее характерным неисправностям агрегатов СУ можно
отнести следующие:

—	нарушение лакокрасочных покрытий и коррозия деталей;

—	деформации тяг, трещины по трубчатым заклепкам в местах
заделки в наконечники;

—	повышенный люфт, выпрессовка, заедание и разрушение
подшипников;

—	обрыв перемычек металлизации между тягами и качал-
ками;

—	вытяжка из наконечников, заершенность, обрыв нитей тро-
сов;

—	износ беговой дорожки роликов;

—	ослабление натяжения тросов;

—	трещины пластин втулочно-роликовой цепи;

—	ослабление затяжки резьбовых соединений;

—	трещины на сварных швах тарелки АП;

—	трещины и царапины на направляющих ползуна (ползунов)
АП;

v— разрушение защитных чехлов тяг и масленок АП.

16.8. Особенности технической эксплуатации
систем управления

Надежная работа СУ может быть обеспечена при тщательном
контроле за состоянием ее элементов, правильной регулировке и
выполнении требований эксплуатации.

При проведении осмотров проверяют отсутствие указанных вы-
ше неисправностей. Детали, имеющие механические повреждения,
должны быть заменены. Кроме того, при осмотрах проверяют за-
зоры между подвижными и неподвижными агрегатами и деталями
проводки, которые должны составлять не менее 5 мм, а также
люфты в шарнирных соединениях. Повышенные люфты приводят
к тряске вертолета, вождению ручки управления, затрудняющих
пилотирование вертолета, а в некоторых случаях делают невоз-
можным продолжение полета.

Необходимо периодически контролировать натяжение тросов с
помощью специального прибора — тензометра, а перед каждым
полетом — вручную. После регулировки тандеры и гайки должны
быть законтрены.

При любом положении тяг управления должно обеспечиваться
свободное вращение всех качалок и роликов, перемещение тяг и
тросов. Направляющие ролики должны свободно проворачиваться
от руки, без заеданий. При заедании ролика тяга быстро изнаши-
вается, поэтому необходимо устранить причину заедания либо за-
менить ролик.

Особое внимание следует обращать на затяжку и контровку
резьбовых соединений элементов СУ. Необходимо помнить, что
малейшее ослабление контровки и затяжки болтов может вызвать
самоотворачивание резьбового соединения под воздействием виб-
раций конструкции вертолета в полете и рассоединение проводки
управления.

При проверке технического состояния тросов и втулочно-роли-
ковой цепи необходимо обращать внимание на их чистоту, отсутст-
вие признаков коррозии, надежность заплетки, равномерность на-
тяжения . основного и дублирующего тросов. При обнаружении
признаков износа (обрыва, потертости, заершенности отдельных
нитей, резких перегибов или заколов, коррозии) трос необходимо
заменить.

После замены АП или других агрегатов СУ, а также при заме-
чаниях летного экипажа об ухудшении характеристик управления
выполняется регулировка СУ согласно инструкции по технической
эксплуатации.

Перед каждым вылетом производится проверка легкости и пол-
ноты хода командных рычагов.
РАЗДЕЛ VI

СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ ВЕРТОЛЕТОВ

Глава 17. СИСТЕМЫ ОБСЛУЖИВАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ

17.1.	Назначение и составные части силовой установки
вертолета

Силовая установка вертолета служит для вращения несущего
и рулевого винтов, а также привода насосов, генераторов, венти-
ляторной установки и т. д. Она состоит из двигателя (двигателей),
трансмиссии, систем смазки, охлаждения, топливопитания, про-
тивопожарных систем, а также пылезащитных и экранно-выхлоп-
ных устройств.

Основой силовой установки является двигатель (двигатели).
На вертолетах могут применяться различные типы двигателей:
поршневые, газотурбинные, воздушно-реактивные, ракетные.

Различают следующие виды привода НВ: механический, реак-
тивный и комбинированный (смешанный). Реактивный привод НВ
осуществляется путем установки на концах лопастей двигателей,
создающих тягу, необходимую для его вращения. Такой тип при-
вода позволяет исключить РВ и трансмиссию, упростить компонов-
ку вертолета и существенно снизить его массу. Однако реактив-
ный привод сопряжен с решением ряда сложных задач: работы
двигателей в поле центробежных сил, подвода топлива к ним,
обеспечения прочности лопастей и др. Поэтому на современных
серийных вертолетах такой привод НВ не нашел применения.

Большинство современных вертолетов оборудовано механиче-
ским приводом НВ, который предполагает наличие редукторов и
валов для передачи крутящего момента к винтам.

На вертолетах широкое применение нашли турбовальные газо-
турбинные двигатели (ГТД) со свободной турбиной. Свободная
турбина не имеет механической связи с валом турбокомпрессора,
ее вал через редуктор связан с НВ, что облегчает запуск двигате-
ля и позволяет исключить муфту включения трансмиссии, необхо-
димую при наличии поршневого двигателя.

17.2.	Крепление двигателей (к вертолету

На узлы крепления действуют следующие основные силы и
моменты:

—	сила веса и инерционные силы, возникающие при маневрах,
посадке;
—	реактивный момент двигателя;

—	гироскопические моменты при вращении вертолета относи-
тельно пространственных осей.

Обычно двигатели устанавливаются на потолочной панели фю-
зеляжа симметрично относительно продольной оси вертолета
(рис. 17.1). Правый и левый двигатели, как правило, взаимозаме-
няемы при условии разворота выхлопного патрубка.

Двигатели 2 крепятся к силовым элементам конструкции вер-
толета по двум поясам. Передний пояс (сечение А — А) представ-
ляет собой входной фланец корпуса компрессора, прикрепленный
внешними 10 и внутренними 11 тягами к кронштейнам фюзеляжа.
Все тяги — тандерного типа с регулируемыми наконечниками. Зад-
ним поясом крепления двигателя служит сферическая опора (вид
I), закрепленная на корпусе главного редуктора 6. Двигатель опи-
рается на опору 9 сферическим фланцем 7, прикрепленным к кор-
пусу 8 двигателя. При таком способе крепления осевые силы вос-
принимаются только сферической опорой, а крутящий момент —
только передними стойками.

Соосность валов двигателей и редуктора при монтаже дости-
гается изменением длины тяг без разъединения их с двигателями
и кронштейнами фюзеляжа. Одна из внутренних тяг устанавлива-
ется только после регулировки соосности.

Так как ГТД не создает больших вибраций (в отличие от пор-
шневых двигателей), то амортизация может не применяться. В
отдельных случаях амортизация в виде резиновых шайб в тягах
может иметь цель изоляции двигателя от вибраций фюзеляжа,
вызванных несущим винтом.

17.3.	Входные и выходные устройства

17.3.1.	Входные устройства

Входное устройство (воздухозаборник) двигателя 1 (см. рис.
17.1) представляет собой плавный канал для подвода воздуха в
компрессор с минимальными гидравлическими потерями.

Большое -влияние на надежность работы двигателя оказывает
запыленность воздуха. Пыль вызывает сильный эрозионный износ
рабочих лопаток, спрямляющих аппаратов, уплотнений, подшипни-
ков ротора, нарушает нормальное функционирование автоматики,
ухудшает качество распыла топлива и охлаждение форсунок. Для
защиты проточной части двигателя от пыли при рулении, взлете
и посадке вертолета на запыленных площадках в воздухоза-
борник двигателя устанавливается пылезащитное устройство
(ПЗУ).

Наиболее распространены инерционные ПЗУ. Центральная
часть обтекателя (гриба) 1 (рис. 17.2) и сепаратор 3 размещаются
внутри входного тоннеля 2 воздухозаборника.
4

Рис. 17.1. Схема

крепления двигателей:

2 —входное устройство двигателя; 2 ~ двигатель; 3 — капот- 4-вытВпА
тормоз трансмиссии; «-главный редуктор; 7 - сферический флмец? Z-PK0Dnvc°

9 сферическая опора, 10 — внешние тяги; // — внутренние тяги Р

двигателя;
двигателя;
При работе двигателя запыленный воздух проходит через кри-
волинейный кольцевой канал А. Под действием центробежных сил
частицы пыли прижимаются к поверхности обтекателя и вместе с
частью воздуха поступают на вход сепаратора 3, в канал В. Ос-
новная часть воздуха, очистившись от пыли, проходит по каналу
Б на вход в двигатель. Часть воздуха с пылью, поступившая в ка-
нал В, очищается в нем за счет поворота потока в кольцевых ка-
налах Г и поступает в канал Б. Наиболее запыленный воздух от-
сасывается в канал Д и далее в трубопровод 6 вывода пыли за
счет разрежения, создаваемого эжектором 5. Включение ПЗУ осу-
ществляется подачей в эжектор сжатого" воздуха от компрессора.
Степень очистки воздуха от пыли с помощью ПЗУ составляет 70—
75%, потери мощности двигателя при включенном ПЗУ — 5 — 6%.

Рис. 17.2. Пылезащитное устройство:

/ — обтекатель (гриб); 2 — входной тоннель; 3 — сепаратор; 4 — обечайка; 5 — эжектор; 5-*
трубопровод вывода пыли

В процессе эксплуатации вертолета необходимо проверять чи-
стоту сепаратора ПЗУ. Засорение сепаратора посторонними пред-
метами приводит к снижению эффективности ПЗУ, потере его ра-
ботоспособности и увеличению потерь мощности двигателей.

17.3.2.	Выходные устройства

Выходные устройства 4 (см. рис. 17.1) предназначены для от-
вода отработанных газов от двигателя в атмосферу с минималь-
ными гидравлическими потерями.
Температура газа на выходе из свободной турбины достигает
730—830 К, а скорость истечения газов—150—210 м/с. Из турби-
ны газ выходит в выхлопной патрубок, где происходит некоторое
увеличение давления, уменьшение скорости и снижение температу-
ры газа до 530—600 К.

Горячие части двигателя и выходные газовые струи являются
мощным источником теплового излучения, на который легко ори-
ентируются ракеты с инфракрасными головками самонаведения.
Поэтому на военных вертолетах необходимо экранировать горячие
части двигателя (выходное устройство, турбину) и уменьшать тем-
пературу выходящих газов. С этой целью применяются экранно-
выхлопные устройства.

Такое устройство (рис. 17.3) состоит из выхлопного насадка 2,
закрепленного хомутом 1 на фланце выхлопного патрубка двига-
теля, воздухозаборника 6 с экранирующими лопатками 7, смесите-
ля 5, выполненного в виде внутреннего 3 и внешнего 4 кожухов.

Рис. 17.3. Экранно-выхлопное устройство:

1 — хомут крепления к выхлопному патрубку; 2 — выхлопной насадок;

3 — внутренний кожух; 4 — внешний кожух; 5 — смеситель; 6 — возду-
хозаборник; 7 — экранирующие лопатки

Горячий газ, истекая из выходного насадка 2 в смеситель,
эжектирует холодный воздух через входные отверстия воздухоза-
борника и смесителя, перемешивается с ним и выбрасывается в
атмосферу. В результате его температура уменьшается до 420—
470 К. Продувка холодным воздухом снижает температуру внеш-
них экранирующих кожухов выхлопного устройства до 350—390 К.
Все это в значительной мере снижает мощность инфракрасного из-
лучения. Для исключения прямой тепловой видимости горячих ча-
стей выхлопного насадка, двигателя из передней и боковой полу-
сферы устанавливаются дополнительные экранирующие лопатки 7.

Постановка экранно-выхлопного устройства приводит к увели-
чению часового расхода топлива на 4%, поэтому производится
только при специальном применении вертолета.
17.4.	Системы охлаждения силовой установки

Системы охлаждения силовых установок предназначены для
отвода тепла от двигателей, главного редуктора и агрегатов, ус-
тановленных на них, а также для вентиляции подкапотных про-
странств в целях ликвидации зон горячего воздуха и скопления
паров пожаро- и взрывоопасных жидкостей.

На режиме висения вертолета, когда отсутствует набегающий
поток воздуха, необходимое охлаждение агрегатов возможно толь-
ко с помощью специальных вентиляторных установок, потребляю-
щих до 5% мощности двигателя. Входные устройства для забора
охлаждающего воздуха располагаются так, чтобы при поступа-
тельном полете использовался скоростной напор.

На рис. 17.4 показана возможная компоновка системы охлаж-
дения вертолета. Вентиляторная установка 3 обычно устанавли-
вается в развале выхлопных труб двигателей и приводится во
вращение от главлого<редуктора через карданный вал 1. Вентиля-
тор осевого типа/^е лодаротными лопатками направляющего аппа-
рата обеспечивает регулируемый напор воздуха. Основной поток
воздуха от вентидаторвюй установки используется для охлажде-
ния маслорадиат<фов 2 двигателей и главного редуктора. Воздух

Рис. 17А Система воздушного охлаждения:

1 — вал привода вентилятора; 2—воздушно-масляные
радиаторы; 3 — вентиляторная установка; 4 — выходной
патрубок двигателя, 5 — воздуховоды
для охлаждения гидронасосов, воздушного компрессора и других
теплонапряженных агрегатов подводится по специальным возду-
ховодам 5.

В эксплуатации необходимо следить за чистотой воздухозабор-
ников вентиляторной установки и маслорадиаторов, а также за
положением поворотных лопаток направляющего аппарата в со-
ответствии с инструкцией по эксплуатации вертолета. При непра-
вильной установке лопаток нарушается расчетный режим обдува
маслорадиаторов, что ухудшает работу маслосистем.

17.5.	Маслосистемы двигателей

(

Масляная система двигателя выполняет следующие функции:
— уменьшает силы трения между трущимися поверхностями и
механический износ деталей;

—	обеспечивает отвод тепла от трущихся поверхностей;

—	выносит из зазоров трущихся поверхностей продукты износа
деталей.

Масляная система должна обеспечивать бесперебойную подачу
масла в двигатель на всех режимах работы, поддерживать темпе-
ратуру масла в заданных пределах.

В качестве единого масла для ГТД и редукторов применяется
синтетическое масло Б-ЗВ на основе сложных эфиров пентаэритри-
та и синтетических жирных кислот. Масло стабильно до 200° С,
обладает высокой смазывающей способностью, содержит в своем
составе антиокислительную и противозадирную присадки. Недо-
статком масла Б-ЗВ являются токсичность и выделение осадкд
продуктов окисления. Смешивание масла Б-ЗВ с минеральными
маслами не допускается.

В целях повышения живучести масляные системы каждого
двигателя и редуктора выполняются автономными.

Внешняя часть масляной системы (рис. 17.5) состоит из мас-
лобака, воздушно-масляных радиаторов /, шлангов 2 и 10, трубо-
проводов 4, сливных кранов 3 и 7. Масло из бака по шлангу 10
поступает к насосу двигателя, который нагнетает его через фильтр
в каналы внутренней маслосистемы двигателя для смазки под-
шипников опор и зубчатых передач. После смазки опор горячее
масло откачивающим насосом подается через радиатор в масло-
бак. Температура масла на выходе из двигателя контролируется
датчиком температуры 5.

Для исключения выброса масла через уплотнения в газовоз-
душный тракт воздушно-масляные полости двигателя и маслобака
сообщены с атмосферой. Такие системы называются открытыми.
Суфлирование маслобака с атмосферой производится через рас-
ширительный бачок 12, в котором происходит конденсация мас-
ляных паров. Уровень масла в баке контролируется по мерному
стеклу 8.

Б воздушно-масляном радиаторе (рис. 17.6) охлаждается мас-
ло, выходящее из двигателя. Он состоит из плоских трубок /, об-
198
разованных гофрами, по которым- пропускается масло. Между
трубками продувается воздух. Для улучшения теплопередачи бо-
ковые стенки трубок соединяются между собой гофрированной
фольгой 2. Для ускорения прогрева масла после запуска двига-
теля и предохранения трубок радиатора от повышенного давления
при низких температурах масла служит термостатический клапан
(рис. 17.7). При нормальных (рекомендуемых) значениях темпе-
ратуры масла большая часть его проходит через трубки радиато-
ра 8, а меньшая часть — через частично открытый клапан 4 в бак.
При низких температурах масла теплочувствительный элемент 2
сжимается, пружина 5, воздействуя через подвижную втулку 6
на шток 3, открывает клапан 4 и основной поток масла перепус-
кается в бак, минуя радиатор. По достижении перепада давле-
ния масла на клапане 4 до (2,5—4) 105 Па (2,5—4,5 кгс/см2)
сжимается предохранительная пружина 7 и клапан открывается
независимо от температуры, предотвращая разрыв радиатора.

Основными неисправностями маслосистемы являются падение
давления на выходе из нагнетающего насоса, повышенный расход

Рис. 17.5. Масляная система двигателя:

1 — воздушно-масляные радиаторы; 2 и 10 — резиновые шланги; 4 — трубопроводы; 5 —
датчик температуры; 6 — маслобак; 3 и 7 — сливные краны; 8 — мерное стекло; 9 — залив-
ная горловина; //—трубопровод суфлирования; 12 — расширительный бачок
Рис. 17.6. Воздушно-масляный радиатор:

1 — плоские трубки; 2 — гофрированная фольга

Рис. 17.7. Термостатический клапан:

1 — корпус; 2 — теплочувствительный элемент; 3 — шток; 4 —
клапан; 5 —возвратная пружина; 6 — втулка; 7 — предохрани-
тельная пружина; 8 — маслорадиатор
и увеличение температуры масла на выходе из двигателя. Ха-
рактерные причины возникновения этих неисправностей: недоста-
точное количество масла в баке, уменьшение вязкости масла из-за
его перегрева или изменения химического состава, заедание тер-
мостатического клапана в открытом положении, закупорка суф-
лирующих каналов, воздушная пробка в трубопроводе подвода
масла к нагнетающему насосу, закупорка или засорение масло-
радиатора.

В эксплуатации необходимо проверять кондиционность масла,
чистоту и исправность заправочных горловин и фильтров, заправ-
лять систему строго по норме, периодически проверять расход
масла и состояние магнитных пробок.

Глава 18. ТРАНСМИССИИ ВЕРТОЛЕТОВ

18.1.	Назначение, состав и требования, предъявляемые
к трансмиссии вертолета

Трансмиссия предназначена для передачи крутящего момента
от двигателей к несущему и рулевому винтам и другим агрега-
там вертолета.

Состав трансмиссии определяется схемой вертолета, количест-
вОхМ и расположением НВ. Трансмиссия вертолета одновинтовой
схемы (рис. 18.1) состоит из главного 2, промежуточного 7 и хво-
стового 5 редукторов, хвостового вала 4 и 5, вала 1 привода вен-
тилятора, тормоза НВ 3, узлов крепления редукторов.

На двухвинтовых вертолетах продольной и поперечной схем
необходимы дополнительные синхронизирующие валы для исклю-
чения столкновения лопастей несущих винтов, но на них отсут-
ствуют хвостовой вал, промежуточный и хвостовой редукторы.

К трансмиссии вертолета предъявляются следующие требо-
вания:

—	малые потери мощности;

—	допустимый уровень шума и вибраций;

—	независимость перемещения элементов трансмиссии при де-
формациях вертолета;

—	автоматическое отключение двигателя от трансмиссии при
его останове.

18.2.	Главные редукторы

Частота вращения НВ намного меньше частоты вращения дви-
гателя и определяется значением окружной скорости конца ло-
пасти:

(о/? = 180 — 230 м/с.

Это обстоятельство требует установки редуктора, обеспечивающе-
го снижение частоты вращения двигателя. Такие редукторы полу-
чили название главных. От главного редуктора (ГР) приводятся
Рис. 18.1. Принципиальная схема трансмиссии одновинтового вертолета:

1 — вал привода вентилятора; 2 — главный редуктор; 3 — тормоз трансмиссии; 4 и- 6 — хвостовой вал; 5 —
хвостовой редуктор; 7 — промежуточный редуктор
во вращение РВ, вентиляторная установка, насосы гидросистем,
компрессор воздушной системы, генераторы и другие агрегаты.

Конструкция ГР зависит от количества двигателей, передавае-
мой мощности и от его передаточного числа Z, т. е. отношения час-
тоты вращения входного вала пвх к частоте вращения выходного
вала Мвых*

Для получения больших передаточных чисел (£=50—70) ре-
дукторы выполняются многоступенчатыми (три-четыре ступени).
7 Типовая кинематическая схема ГР одновинтового вертолета
показана на рис. 18.2. Редуктор — трехступенчатый, крутящий мо-
мент от двигателей передается с помощью валов 13. 1-я сту-
пень — цилиндрические колеса 9 и 10, 2-я — конические 7 и 6.
В 1-й ступени на колесе 10 происходит суммирование мощностей
двигателей. 3-я ступень редуктора — планетарная. Она состоит из
ведущего колеса 2, пяти сателлитов <3, колоколообразной шестер-
ни Л выполняющей роль корпуса сателлитов, s-образной шестер-
ни 4 и семи промежуточных шестерен 5. Крутящий момент от ве-
дущей шестерни 2 на вал НВ передается двумя путями: через»
элементы <3, 1 и элементы 3, 4, 5, 1. Крутящий момент на РВ пе-
редается с помощью конической шестерни 8.

Рис. 18.2. Кинематическая схема
главного редуктора одновинтового
вертолета:

/—корпус сателлитов; 2 — ведущая
шестерня планетарной ступени; 3 —
сателлиты; 4 — зубчатый венец; 5 —
шестерня перебора; 6 и 7 — коническая
ступень; 8 — шестерня привода хвосто-
вого вала, 9 и 10 — цилиндрическая
ступень; 11 — муфты свободного хода;
12 — шестерня привода вентиляторной
установки; 13 — валы двигателей

На вертолете Ми-26 реализован трехступенчатый многопоточ-
ный ГР с простыми передачами в ступенях. Он в настоящее вре-
мя является рекордсменом по передаваемой мощности
(16 765 кВт) и крутящему моменту на валу НВ (1 968 000 Н-м).
Кинематическая схема редуктора приведена на рис. 18.3. 1-я сту-
пень редуктора (нижний редуктор) образована четырьмя кониче-
скими ступенями (шестерни 2 и <3, по две на привод от каждого
двигателя). Таким образом, передаваемая мощность разделяется
на четыре потока и с помощью соединительных рессор 4 переда-
Рис. 18.3. Кинематическая схема главного редуктора
вертолета Ми-26:

1 — входной вал; 2 и £ — коническая ступень; 4 и 7 — рессо-
ры; 5 — ведомое шестерни 2-й ступени; 6 — ведущие шестерни
2-й ступени; 8 — ведущие шестерни 3-й ступени; 9 — ведомые
шестерни 3-й ступени; 10 — вал несущего винта
ется во 2-ю ступень (верхний редуктор). 2-я ступень состоит из
четырех ведущих цилиндрических шестерен 6, каждая из которых
одновременно находится в зацеплении с двумя ведомыми шестер-
нями 5. Таким образом, во 2-й ступени мощность разделяется уже
на восемь потоков и передается с помощью восьми рессор 7 в
3-ю ступень редуктора. 3-я ступень редуктора образована шест-
надцатью ведущими шестернями 8 (на рессорах 7 расположено
по две шестерни, верхняя и нижняя) и двумя ведомыми шестер-
цями 9, которые закреплены на выходном валу 10. Эти шестерни
суммируют все потоки мощности и передают на НВ. Такой мно-
гоступенчатый подвод мощности к суммирующим шестерням 9 ис-
ключает перегрузку зубьев шестерен, их опор и подшипников.
Равномерность распределения нагрузки между зубчатыми коле-
сами каждой ступени обеспечивается за счет точности монтажа
и упругости соединительных рессор. Передаточное число много-
ступенчатого редуктора определяется произведением передаточных
чисел отдельных ступеней.

Особенность ГР вертолетов соосной схемы заключается в том,
что они обеспечивают вращение двух НВ с одинаковой частотой,
но в разные стороны. Кинематическая схема такого редуктора
приведена на рис. 18.4. 1-я ступень редуктора образована цилин-
дрическими шестернями 13 и 12, 2-я ступень — коническая (шес-
терни 1 и 2), 3-я ступень — цилиндрическая (шестерни 3 и 4),
4-я ступень — дифференциальная, включающая ведущие шестер-
ни 6 и 9, сателлиты 10, колоколообразную шестерню 8 с двумя
зубчатыми венцами, шестерни перебора 7 и корпус сателлитов 11.
Вращение от ведущей шестерни 6 через шестерни перебора 7 и
колоколообразную шестерню 8 передается на нижний НВ, а Ьт
ведущей шестерни 9 через планетарную ступень—на верхний НВ.

Элементы конструкции ГР испытывают значительные нагрузки,
поэтому выполняются из высокопрочных легированных сталей

/7£

Рис. 18.4. Кинематическая схема
главного редуктора двухвинтового
вертолета соосной схемы:

1 и 2 — шестерни 2-й ступени; 3 и
4 — шестерни 3-й ступени; 5 — муфты
свободного хода; 6 и 9 — ведущие шес-
терни; 7 — шестерни перебора; S —ко-
локолообразная шестерня; 10 — сател-
литы; 11—корпус сателлитов; 12 и
13—шестерни 1-й ступени
(шестерни, валы) или титановых сплавов (ступичные части шесте-
рен, пробки, кронштейны). Для корпусов редукторов применяют
магниевые или алюминиевые сплавы.

ГР крепится к фюзеляжу с помощью специальной рамы. Не-
смотря на то что НВ является основным источником вибраций на
вертолете, крепление редуктора производится жестко, без амор-
тизации. Это вызвано требованиями управляемости и устойчиво-
сти вертолета. Для закрепления редуктора достаточно шести под-
косов. Однако в целях повышения живучести редукторная рама
(см. рис. 17.1) состоит из восьми подкосов, которые попарно со-
единены в четыре V-образные вилки. Подкосы с одной стороны
заканчиваются вилками и крепятся к лапам редуктора. С другой
стороны подкосы заканчиваются узлами-пятками, которые бол-
тами крепятся к фюзеляжу. Редукторные рамы нагружаются зна-
чительными статическими и динамическими нагрузками, поэтому
изготовляются из высокопрочных материалов с хорошими устало-
стными характеристиками.

18.2.1.	Маслосистема главного редуктора

Типовая схема масляной системы ГР показана на рис. 18.5.

Рис. 18.5. Схема масляной системы главного редуктора:

1 — воздушно-масляный радиатор; 2 — предохранительный клапан; 3 — отсек холодного
. масла; 4 — фильтр грубой" очйстки; 5 — отсек горячего масла; 6 — нагнетающий насос;

7 — фильтр тонкой очистки; 8 — трубопровод; 9 — откачивающий насос; 10 — датчик дав-
ления масла; 11 — заправочная горловина; 12 и 14 — датчики температуры масла; 13—
магнитная пробка

Масло в поддон редуктора заливается через заливную горло-
вину 11. В поддоне имеются отсеки горячего 3 и холодного 5
масла, разделенные перегородкой. Охлажденное масло нагнетаю-
щим насосом 6 подается через фильтр 7 по трубопроводу 8 к фор-
сункам для смазки шестерен и подшипников и стекает в отсек
горячего масла.



20»

< * >•
Горячее масло откачивающим насосом 9 подается по трубопро-
воду в радиатор 1, Охлажденное масло стекает по трубопроводам
в отсек холодного масла. На корпусе редуктора устанавливаются
датчики давления 10, температуры масла 12 и 14, а также маг-
нитные пробки 13, предназначенные для улавливания стальных
частиц, а также для слива масла.

Уровень забора горячего масла, подаваемого к радиаторам,
располагается выше уровня забора системы нагнетания. Благо-
даря этому при повреждении внешней части системы в редукто-
ре всегда остается минимально необходимое количество масла.

Масляные фильтры также снабжены сигнализаторами струж-
ки. При отложении металлической стружки между пластинами
фильтра выдается электрический сигнал на табло экипажа о не-
исправности.

При температуре ниже минус 40° С производится подогрев ре-
дуктора перед запуском. Возможные неисправности и мероприя-
тия по обеспечению надежности масляных систем редукторов и
двигателей аналогичны.

18.2.2.	Муфта свободного хода

Муфты свободного хода ГР соединяют выходные валы двигате-
лей с входными валами редуктора. Если частота вращения ве-
дущего вала становится меньше частоты вращения ведомого,
муфта автоматически разъединяет двигатель с ГР. Это необходи-
мо для обеспечения режима самовращения НВ.

Преимущественное распространение на вертолетах получила
фрикционная роликовая муфта свободного хода (рис. 18.6). Она
состоит из ведущего вала 4, роликов 2, расположенных в гнез-
дах сепаратора 3, и ведомого вала 1. Ведущий вал имеет на на-
ружной поверхности выступы. Каждый выступ образует с внут-
ренней поверхностью ведомого вала клиновидную щель, в кото-

Рис. 18.6. Муфта свободного
хода:

1 — ведомый вал; 2 — ролики; 3 —
сепаратор; 4 — ведущий вал; 5 —•
пружина
рую при повороте ведущего вала относительно ведомого закаты-
ваются ролики и муфта заклинивается, обеспечивая связь вала
свободной турбины с редуктором. При уменьшении частоты вра-
щения свободной турбины силы трения роликов о внутреннюю по-
верхность ведомого вала выводят их из зацепления, обеспечивая
свободное вращение НВ. При остановленном НВ сепаратор с ро-
ликами под действием пружины 5 поворачивается и заклинивает
муфту, что предотвращает ее ударное заклинивание при запуске.
На режиме самовращения пружина не мешает расклиниваться
муфте, поскольку силы трения ведомого вала, увлекающие ро-
лики во впадины ведущего вала, существенно превышают усилие
пружины.

При загустевшем масле ролики могут залипать во впадинах
и для их освобождения необходимы значительные центробежные
силы, т. е. большая частота вращения ведущего вала. В этом слу-
чае возможно резкое включение муфты, что может привести к
поломке муфты, других элементов трансмиссии или даже лопас-
тей. Невключение муфты также опасно, так как оно сопровожда-
ется очень быстрой раскруткой ротора двигателя с последующим
его разрушением. Для предупреждения этого предусмотрено
автоматическое выключение двигателя при раскрутке свободной
турбины выше установленного предела.

Для обеспечения надежной работы муфты свободного хода не-
обходимо выполнять следующие мероприятия: обязательный по-
догрев масла в главном редукторе перед запуском двигателей
при низких температурах окружающего воздуха, исключение ре-
жимов работы двигателей, при которых могут создаться условия
для расклинивания муфт, регулярное изменение очередности за-
пуска двигателей в целях обеспечения равномерной выработки
ресурса муфт.

18.3.	Промежуточные и хвостовые редукторы

Промежуточный редуктор устанавливается на стыке хвосто-
вой и концевой балок вертолета и предназначен для изменения
направления оси вала привода РВ. В редукторе применяется, как
правило, одна простая коническая ступень с передаточным числом
около единицы.

Хвостовой редуктор предназначен для изменения направления
оси привода, уменьшения частоты вращения РВ и управления
углом установки его лопастей. На легких и средних вертолетах
хвостовой редуктор представляет собой простую коническую сту-
пень с передаточным числом i=2—3.

Механизм управления шагом РВ (рис. 18.7) имеет многоза-
ходный винт 7, соединенный со штоком /, на котором имеются
шлицы 2, входящие в ответные шлицы в стакане 3. В стакане на
подшипниках 4 установлена втулка 5 с многозаходной резьбой.
Втулка имеет звездочку 6, приводимую во вращение цепью про-
водки управления. При вращении звездочки винт 7 и шток
вершают поступательное движение. Перемещение штока 1
няет шаг РВ.	’

Промежуточный и хвостовой редукторы смазываются маслом
для гипоидных передач. В зимнее время гипоидное масло разжи-
жается маслом АМГ-10. Смазка редуктора обычно осуществляет-
ся барботажем. Ведущая шестерня, частично погруженная в мас-
ло, при вращении создает в картере масляный туман, обеспечи-
вающий смазку шестерен. Брызги масла улавливаются специ-
альными карманами, расположенными выше подшипников, и са-
мотеком поступают на их смазку. На тяжелых вертолетах кроме

Рис. 18.7. Механизм управления шагом винта:

1 — шток; 2 — шлицы; 3 — стакан; 4 — подшипник, 5 — втулка с
многозаходной резьбой; 6— звездочка, 7 — винт с многозаходной
резьбой

барботажной смазки предусматривается принудительная, насос-
ная подача масла. Охлаждение редукторов осуществляется обду-
вом набегающим потоком воздуха или с помощью специального
вентилятора.

Контроль за работой масляной системы производится с по-
мощью датчиков температуры, давления масла и магнитных
пробок. Уровень масла контролируется по масломерному стеклу.

18.4.	Валы трансмиссии

Валы служат для передачи крутящего момента между агрега-
тами трансмиссии. Они изготовляются из стальных тонкостенных
труб. Отдельные трубы вала соединяются между собой жестко
с помощью фланцев либо с помощью ограниченно подвижных
элементов (шлицевых муфт, скользящих шлицевых соединений
или карданов).

Шлицевые муфты (рис. 18.8) состоят из стакана 5, на внут-
ренней поверхности которого нарезаны длинные шлицы, и нако-
нечника /, имеющего короткие шлицы, через которые передается
крутящий момент. Полость шлицев уплотняется двумя резиновы-
ми кольцами 4. Рассматриваемые муфты компенсируют измене-
ние линейных размеров фюзеляжа и вала при изменении их тем-
пературы. Трубы соединяются с фланцами конусными болтами S,
предотвращающими перемещения труб под нагрузкой. Шлице-
вые муфты надежно работают длительное время, если перекосы
не превышают 10'.

Рис. 18.8. Шлицевая муфта:

/ — наконечник трубы; 2 — разрезное кольцо; 3 — гайка; 4 — резиновое кольцо; 5 — стакан
с внутренними шлицами; 6 — полость для смазки; 7 — вал; 8 — конусный болт

Длинные валы устанавливаются на опорах, закрепленных на
шпангоутах фюзеляжа. Опора (рис. 18.9) представляет собой ша-
рикоподшипник 1 закрытого типа, заполненный смазкой на весь
срок эксплуатации. Подшипник установлен в резиновой обой-
ме 2, которая служит для компенсации возможных перекосов
вследствие неточности установки опор, а также амортизации
поперечных колебаний вала. Стопорение трансмиссии во вре-
мя стоянки осуществляется с помощью тормоза колодочного
типа.
3

Рис. 18.9. Опора вала:

1 — шарикоподшипник; 2 — резиновая обойма; 3 — шпан-
гоут фюзеляжа

18.5.	Особенности эксплуатации трансмиссии

В эксплуатации необходимо периодически проверять состояние
элементов трансмиссии. Одним из признаков исправного состоя-
ния трансмиссии является легкость ее вращения, которая прове-
ряется при вращении лопастей винтов от руки.

Необходимо систематически контролировать наличие и кон-
диционность масла в редукторах, состояние фильтров и магнит-
ных пробок. На них не должно быть металлической стружки
или кусочков металла. Особо тщательно следует проверять сос-
тояние узлов крепления редуктора.

При осмотрах валов трансмиссии проверяется наличие смазки
в трущихся поверхностях, надежность крепления опор, состояние
соединительных муфт, соосность и отсутствие скручивания валов,
усилие затяжки болтов их фланцев.

Глава 19. ТОПЛИВНЫЕ СИСТЕМЫ

19.1.	Принципиальные схемы топливных систем

Топливная система (ТС) предназначена для размещения не-
обходимого запаса топлива и обеспечения бесперебойной подачи
его к двигателям в достаточном количестве и с необходимым
давлением на -всех режимах полета вертолета. Кроме того, ТС
должна обеспечивать такой порядок выработки топлива, при ко-
тором центровка вертолета сохраняется в заданных пределах.
По способу подачи топлива к двигателям ТС подразделяются
на системы с подачей топлива самотеком, с вытеснением топли-
ва из баков сжатым газом, с перекачивающими (подкачивающи-
ми) насосами.

Для выработки топлива самотеком (рис. 19.1, а) основной бак
2 располагается значительно выше двигателя, что обеспечивает
достаточный гидростатический напор для нормальной работы топ-
ливной аппаратуры двигателя на всех режимах полета. Такой
способ выработки топлива применяется на вертолетах с мало-
мощными поршневыми двигателями, у которых потребное давле-
ние на входе в насос невелико. На вертолетах с ГТД выработка
топлива самотеком применяется для перелива топлива из верх-
них баков в нижние.

Рис. 19.1. Способы выработки топлива из баков:

а — самотеком; б — вытеснением; в — насосом подкачки; 1 — заборник дренажной системы;
2 — бак; 3 — топливный трубопровод; 4 — обратный клапан; 5 — заборник воздуха от комп-
рессора двигателя; 6 — предохранительный клапан; 7 — насос подкачки

Выработка топлива вытеснением (рис. 19,1, б) может осуще-
ствляться сжатым воздухом или нейтральным газом. Преиму-
ществом такого способа является отсутствие топливных насосов
и потерь на испарение топлива. Существенными недостатками
рассмотренной схемы являются большая масса нагруженных дав-
лением баков и малая живучесть их при боевых повреждениях.

При выработке топлива из баков насосами подкачки
(рис. 19.1, в) стенки топливных баков могут быть более тонкими
и легкими. Бак может быть расположен как выше, так и ниже
двигателя. Подкачка позволяет создать достаточное давление на
входе в насос двигателя, обеспечивая необходимую высотность.
Недостатками этого способа являются утяжеление ТС и повы-
шенная пожарная опасность из-за электрического привода насоса.

На рис. 19.2 показана типовая принципиальная схема ТС с под-
качивающими насосами и раздельной системой питания каждого
двигателя.

Топливо размещается в двух расходных (9 и 10) и трех основ-
ных (15, 23 и 24) мягких топливных баках. Для увеличения
дальности полета могут использоваться металлические подвесные
топливные баки (21, 22, 25 и 26). Из расходных баков топливо
212
'213

Рис. 19.2. Принципиальная схема топливной системы:

1 — перекрывной (пожарный) кран; 2, 3, 5 и 12 — обратные клапаны; 4 и 30 — перекрывные краны; 6, 18 и 27 — поплавко-
вые клапаны; 7 и 20 — сигнализаторы давления топлива; 8 и 14 — краны слива топлива; 9 и 10 — расходные топливные
баки; // — насос подкачки; 13 — электромагнитный кран питания вспомогательной силовой установки; /5 г-верхний топливный
бак; 16 — струйный насос; 17 — переливная труба; 19 — электромагнитный кран; 21, 22, 25 и 26 — подвесные топливные
баки; 23 и 24 — нижние топливные баки; 28 — штуцер слива отстоя; 29 — перекачивающий насос
с помощью подкачивающих насосов 11 по отдельным трубопро-
водам через перекрывные краны 1 подается к топливным насо-
сам двигателей. Работа подкачивающих насосов контролируется
сигнализаторами давления 7.

Из бака 15, расположенного выше, топливо самотеком посту-
пает в баки 23 и 24, а из них перекачивается в расходные баки
перекачивающими насосами 29. Работа перекачивающих насосов
контролируется сигнализаторами давления 20. Поддержание по-
стоянного уровня топлива в расходных баках обеспечивается по-
плавковыми клапанами 6, прекращающими подачу топлива по
достижении заданного уровня в баке. Для предохранения расход-
ных баков от переполнения при отказе поплавковых клапанов
установлены переливные трубы 17, по которым топливо сливает-
ся обратно в бак 15 при повышении уровня до верхнего обреза
трубы.

Из подвесных топливных баков топливо перекачивается в бак
15 с помощью струйных насосов 16. При включении переключате-
ля ПОДВЕСНЫЕ БАКИ открывается электромагнитный кран 19
и топливо от подкачивающих насосов 11 расходных баков через
обратные клапаны 5 поступает к струйным насосам 16, которые
за счет эжекции начинают перекачку топлива из подвесных ба-
ков в бак 15. Поплавковый клапан 18 по достижении заданного
уровня перекрывает подвод эжектирующего топлива к струйным
насосам. Поплавковые клапаны 27, установленные в подвесных ба-
ках, после выработки топлива в них перекрывают всасывающие
трубопроводы, чтобы исключить подсасывание воздуха, нарушаю-
щего работу струйных насосов.

Таким образом, в первую очередь расходуется топливо из под-
весных топливных баков. После этого вырабатывается бак 15, а
затем одновременно вырабатываются нижние топливные баки 23
и 24. В последнюю очередь вырабатываются расходные баки
9 и 10.

Заправка баков топливом производится через заливные гор-
ловины расходных баков, бака 15 и подвесных баков. При этом
нижние топливные баки 23 и 24 заполняются самотеком из
бака 15.

Слив отстоя топлива из подвесных баков производится через
сливные штуцера 28. Общий слив топлива из системы произво-
дится через сливной кран 14 при включенных подкачивающих и
перекачивающих насосах.

Обратные клапаны 2 открываются при небольшом перепаде
давления между магистралями питания двигателей. Это позволя-
ет при отказе одного из двигателей использовать все имеющееся
на борту топливо для работающего двигателя или же питать оба
двигателя из одного расходного бака в случае отказа подкачи-
вающего насоса или разрушения другого бака. Обратные кла-
паны 3 исключают перетекание топлива от работающего насЪса
к поврежденному баку. Этой же цели служат перекрывные кра-
ны 4. Перекрывной кран 30 между нижними баками всегда от-
2’14
крыт. Он закрывается в том случае, когда существует предполо-
жение о повреждении бака 23 или 24, чтобы исключить потери
топлива из исправного бака.

Обратные клапаны 12 при отказе одного из перекачивающих
насосов 29 исключают перетекание топлива в бак с неработаю-
щим насосом. Благодаря соединению топливных магистралей за
этими клапанами оба расходных бака могут питаться от любого
перекачивающего насоса нижних баков. Эти особенности прин-
ципиальной схемы ТС существенно повышают ее боевую и экс-
плуатационную живучесть.

/В ТС тяжелых вертолетов типа Ми-26 предусмотрена центра-
лизованная заправка всех баков под давлением (~0,35 МПа) че-
рез специальный заправочный штуцер. Для предупреждения раз-
рушения баков давлением топлива в случае их переполнения
в баках устанавливаются поплавковые перекрывные клапаны,
которые для надежности дублируются специальными сигнализато-
рами давления, прекращающими заправку. Система централизо-
ванной заправки в несколько раз сокращает время заправки и
уменьшает вероятность попадания в ТС вместе с топливом воды,
механических частиц и т. д.

19.2.	Основные агрегаты топливных систем

Топливные баки предназначены для размещения топлива. На
вертолетах применяются жесткие (металлические) и мягкие (ре-
зиновые) баки.

Металлические топливные баки (рис. 19.3) изготовляются из
хорошо свариваемого и устойчивого против коррозии алюминие-
вого сплава АМц-М, допускающего глубокую штамповку и вы-
тяжку. Стенки бака выполняются из листов толщиной 1—2 мм.
Для увеличения жесткости внутри бака устанавливаются пере-
городки 6. На баке имеются заливная горловина /, штуцер дре-
нажа 3, датчик топливомера 4 и штуцер слива 5. Крепление ба-
ка производится с помощью лент 2. Форма бака зависит от места
расположения его на вертолете.

На вертолетах могут применяться дополнительные металличе-
ские баки, устанавливаемые в грузовой кабине, или подвесные
баки, устанавливаемые сбоку фюзеляжа или под крылом. Жест-
кие баки обладают относительно небольшой массой, однако не-
достаточно вибростойки.

Мягкие топливные баки (рис. 19.4) изготовляются из кероси-
ностойкой резины и защитного привулканизированного слоя
капронового полотна. Для повышения боевой живучести верхние
стенки баков протектируются одним, а нижние и боковые — дву-
мя слоями резины Р-29 толщиной до 5 мм каждый. При повреж-
дении бака протектор не дает рваных краев, набухает под дейст-
вием топлива и затягивает пробоину.

Мягкие баки располагаются в контейнерах или отсеках соот-
ветствующей формы. Крепление баков к контейнерам произво-
4


дится с помощью специальных шпилек, вклеенных в стенки бака.
Крепление арматуры к стенкам бака производится с помощью
патрубка или фланца (рис. 19.5).

Достоинствами мягких топливных баков являются хорошая
вибростойкость, технологичность в производстве и монтаже. Не-
достатки— ограниченный срок эксплуатации и хранения, потеря
эластичности при низких температурах, большая масса по срав-
нению с жесткими баками, сложность ремонта.

Рис. 19.5. Крепление арматуры к стенке мягкого
бака:

а — крепление с помощью патрубка; б — крепление
фланцем

Топливные насосы должны иметь высокую производительность
(от 2000 до 10 000 л/ч) при невысоком давлении (не более 0,05—
0,2 МПа) и незначительных подпорах на входе. Они должны быть
надежными и иметь большой ресурс.

Топливные насосы подразделяются на объемные (шестеренча-
тые, коловратные, плунжерные, поршневые и т. д.), которые за
один оборот перекачивают определенный объем топлива, лопаст-
ные (осевые и центробежные) и струйные. Наиболее полно предъ-
являемым требованиям удовлетворяют лопастные и струйные
насосы. Лопастные насосы по сравнению с объемными имеют не-
сколько меньший КПД, но проще по конструкции, обладают ма-
лыми массой и габаритами. Струйные насосы по сравнению с
объемными и лопастными имеют наименьшую массу и повышен-
ную надежность, йо низкий КПД.

Для привода топливных насосов могут применяться различ-
ные приводы: электрические, гидротурбинные, гидромоторные и
пневмотурбинные. Наибольшее распространение в ТС вертолетов
получили электроприводные центробежные насосы (ЭЦН) под-
качки и перекачки топлива.

На рис. 19.6 показана типичная конструктивная схема ЭЦН,
расположенного внутри топливного бака. Электродвигатель, за-
щищенный от 'попадания топлива 'кюжухюм /, установлен на не-
скольких стойках 10 над фланцем 8 крепления к днищу бака.
Полость под кожухом через патрубок 2 сообщается с атмосфе-
рой. Со стороны валика электродвигатель защищен уплотнения-
ми 3. При нарушении герметичности уплотнений топливо через
полость А и контрольный штуцер 7 отводится в атмосферу. Та-
кой насос подлежит замене.

Рис. 19.6. Электроприводной центробежный насос:

I — электродвигатель под защитным кожухом; 2 — дренажный патрубок; 3 — уплот-
нение; 4 — отверстие для подачи топлива самотеком; 5 — кольцо-клапан; 6 — центро-
бежная крыльчатка; 7 — контрольный штуцер: 8 — фланец крепления; 9— осевая
крыльчатка (импеллер); 10 — стойка

Перед основной центробежной ступенью 6 на валике установ-
лена осевая крыльчатка (импеллер) 9, создающая подпор топли-
ва на входе основной ступени, что улучшает кавитационные ха-
рактеристики насоса и, следовательно, повышает его высотность.
Для уменьшения гидравлического сопротивления при прохожде-
нии топлива самотеком в случае отказа насоса выполнены допол-
нительные отверстия 4, закрытые при работающем насосе коль-
цом 5.

Струйный насос (рис. 19.7) представляет собой эжектор. Топ-
ливо с повышенным давлением, например, от подкачивающих на-
сосов расходных баков через сопло 1 подается в камеру эжекто-
ра 2. Струя из сопла увлекает за собой топливо, находящееся
в камере, создавая в ней разрежение. Таким образом топливо из
подвесных баков подсасывается через штуцер 4 и увлекается
струей в выходной штуцер 3.

Реальные струйные насосы отличаются от рассмотренной схе-
мы наличием дополнительных устройств, управляющих их ра-
ботой.

Рис. 19.7. Струйный насос:

/ — сопло; 2 — камера эжектора; 3 — выходной штуцер; 4 —
сптуцер всасывания

19.3.	Особенности эксплуатации топливных систем

Характерными эксплуатационными неисправностями ТС явля-
ются: негерметичность мягких топливных баков из-за расслоения
резины стенок или разрушения резиновых прокладок в местах
установки арматуры; негерметичность металлических подвесных
баков из-за образования трещин в стенках под стяжными лента-
ми и по сварным швам; негерметичность шлангов и трубопрово-
дов по местам заделки рукавов и ниппельным соединениям; не-
герметичность фильтров в местах установки крышки, штуцера и
по уплотнениям; отказы подкачивающих и перекачивающих насо-
сов, поплавковых клапанов; трещины, забоины и очаги коррозии
на трубопроводах.

Важным условием надежной работы агрегатов ТС является
чистота топлива, поэтому заправку топливных баков необходимо
производить только через фильтры, своевременно и полностью
сливать отстой топлива из всех сливных точек системы, что в зна-
чительной мере предохраняет топливо от загрязнения различны-
ми механическими примесями и водой. Невыполнение этого тре-
бования может привести к обмерзанию фильтров и других агре-
гатов ТС.

В процессе эксплуатации систематически проверяются герме-
тичность топливных баков и всех соединений ТС, крепление и це-
лость металлизации баков и трубопроводов, состояние их защит-
ного покрытия, контровка соединений, работа топливных насосов
и кранов, чистота дренажных трубопроводов. Работу по демон-
тажу и монтажу агрегатов ТС необходимо проводить с соблюде-
нием мер пожарной безопасности.

Заправляемое топливо должно быть кондиционным. Топливо-
заправщик должен иметь опломбированные емкости, исправные
фильтрующие и раздаточные устройства и надежное заземление.
При заправке вертолет должен быть заземлен и соединен элект-
ропроводником с заправочным пистолетом. При заправке необхо-
димо предохранять горловины баков от пыли, влаги, снега, не
допускать попадания топлива внутрь контейнеров, так как топли-
во разъедает обшивку мягких баков. При заправке баков неко-
торый свободный объем оставляется для теплового расширения
топлива.

Необходимо следить за дренажной системой: проверять сос-
тояние и чистоту выводов дренажа, исправность соединений и от-
бортовок трубопроводов. Засорение дренажных трубопроводов
приводит к разрежению в баках по мере выработки топлива, что
может вызвать смятие баков, повреждение узлов крепления. Для
обеспечения надежности дренажирования трубопроводы периоди-
чески продуваются сжатым воздухом.

Глава 20. ПРОТИВОПОЖАРНЫЕ СИСТЕМЫ

20.1.	Источники и специфика пожаров и взрывов
на вертолетах

Статистика показывает, что значительная часть аварий и ка-
тастроф вертолетов приходится на долю пожаров и взрывов. Они
являются подавляющей причиной гибели вертолетов при боевых
повреждениях. Как известно, для возникновения пожйра или
взрыва необходимы горючее, окислитель и источник инициирова-
ния пожара.

На современных вертолетах имеется большое количество топ-
лива, в каждом кубическом метре которого может быть раство-
рено около 150 л воздуха. Поскольку в полете в топливные баки
поступает воздух, в надтопливном пространстве почти всегда су-
ществует взрывоопасная концентрация смеси воздуха и паров
топлива. Наряду с этим на вертолете находятся гидравлическая
и масляная системы, имеющие большую протяженность и много-
численные соединения.

Окислитель в полете поступает за счет набегающего потока
воздуха.

Источника ми' инициирования пожара могут быть: контакты
легковоспламеняющихся жидкостей с горячими поверхностями си-
ловой установки; механические воздействия (поражение снаряда-
ми или осколками, аварийные ситуащии при посадке); искрение
электропроводки и разряды статического электричества и т. д.

Наиболее пожароопасными являются отсеки силовых устано-
вок, энергоузла, ГР, топливных баков, электрооборудование, гид-
равлическая и масляная системы.
Процесс развития пожара, его интенсивность и последствия,
а также эффективность мер по его ликвидации зависят от особен-
ностей конструкции вертолета, режима полета.

20.2.	Мероприятия по повышению пожарной
безопасности вертолетов

Для повышения пожарной безопасности вертолетов применяет-
ся комплекс конструктивных и профилактических мероприятий по
предотвращению возникновения очагов пожара и их локализации.

К конструктивным мероприятиям относятся: применение про-
тивопожарных перегородок и тепловых экранов; раздельная про-
кладка топливных, гидравлических, масляных и электрических
коммуникаций; расположение агрегатов топливной системы внут-
ри баков и др.

К профилактическим мероприятиям относятся: вентиляция
теплонапряженных отсеков конструкции; прекращение подачи
топлива в аварийный двигатель; наддув баков нейтральным га-
зом или заполнение их пенополиуретаном; применение огнеупор-
ных или трудносгораемых материалов, негорючих жидкостей в
гидросистемах.

На современных вертолетах пожарная и взрывная безопасность
обеспечивается применением активных методов защиты и специ-
альных противопожарных систем.

20.3.	Противопожарные системы

Противопожарные системы предназначены для предотвраще-
ния возникновения очагов пожаров, а в случае их возникнове-
ния—для быстрой их локализации и ликвидации. В противо-
пожарную систему входят система сигнализации о пожаре, систе-
ма тушения пожара и система защиты от взрыва (система нейт-
рального газа).

20.3.1.	Система пожарной сигнализации

К системе пожарной сигнализации предъявляются следующие
требования: минимальная инерционность срабатывания; достовер-
ность информации; надежность; автоматическое включение табло
ПОЖАР и первой очереди противопожарной системы.

Системы пожарной сигнализации условно подразделяются на
тепловые и радиационные. Тепловые реагируют на повышение
температуры окружающей среды или скорости ее нарастания.
Ионизационные и радиационные системы срабатывают при нали-
чии пламени.

Наиболее широкое распространение на вертолетах получили
тепловые системы пожарной сигнализации, в которых в качестве
датчиков используются хромель-копелевые и хромель-алюмелевые
термопары или термосопротивления (рис. 20.1). При быстром на-
гревании (более 2° С/с) чувствительного элемента датчика мало-
инерционные спаи нагреваются значительно быстрее инерцион-
ных. В результате этого возникает разность температур холодных
и горячих спаев термобатареи и на выходе датчика появляется
электрический сигнал.

4

8

Рис. 20.1. Датчик сигнализации
пожара:

/ — накидная гайка; 2 — стойка; 3 —
чувствительный элемент, 4 — колпачок;
5 — малоинерционные спаи; 6 — инер-
ционные спаи; 7—основание; 8 — кон-
тактные штыри

20.3.2.	Система тушения пожара

К системам тушения пожара предъявляются следующие тре-
бования: надежность работы на всех режимах полета и при ава-
рийных ситуациях; возможность подвода огнегасительного соста-
ва от каждого огнетушителя к любому защищаемому отсеку;
сохранение огнегасительной концентрации в отсеках в течение
не менее 3—5 с.

Процесс горения характеризуется сложными газодинамически-
ми превращениями и протекает с интенсивным выделением теп-
ловой и световой энергии. Пожар можно прекратить изменением
концентрации топливо-воздушной смеси, химическим воздейст-
вием на реакцию горения или отводом тепла из очага пожара.
Для защиты вертолетов от пожаров и взрывов широкое распро-
странение получили нейтральные газы и активные огнегаситель-
ные составы.

Нейтральные газы (азот, углекислый газ и др.) оказывают
физическое воздействие на процесс горения. Они изменяют кон-
центрацию кислорода и поглощают часть тепловой энергии за счет
своего нагрева. Огнегасительная концентрация углекислого газа
составляет 30—35%, азота — 40—70% по объему.
Огнегасительные составы (вещества на основе соединений хло-
ра, фтора, брома и др.) наряду с физическим воздействием актив-
но влияют на ход реакции горения — обрывают цепную реакцию,
вступают в реакцию с продуктами горения, поглощая значитель-
ные количества тепла. Широкое распространение на современных
вертолетах получил фреон (хладон) 114 В2 (С2р4Вг2)—тетра-
фтордибромэтан.

з

6	5

Рис. 20.2. Принципиальная схема системы тушения пожара:

1 — распылитель огнегасящего состава отсека энергоузла; 2 — распылитель зоны расходных
баков; 3 — распылитель зоны главного редуктора; 4 — распылители отсеков двигателей;

5 — огнетушители УБШ-4; 6--— пироголовки

На рис. 20.2 показана принципиальная схема системы туше-
ния пожара баллонного типа. В нее входят: огнетушители 5 с пи-
роголовками 6 и распылители /, 2, 3 и 4.

Все защищаемое пространство разбито на четыре отсека:

—	подкапотное пространство правого двигателя I;

—	подкапотное пространство левого двигателя II;

—	главного редуктора и расходных топливных баков III;

—	энергоузла и топливных баков IV.

Каждый отсек имеет группу датчиков-сигнализаторов о по-
жаре. Огнетушители разбиты на две очереди срабатывания, по
одному огнетушителю в каждой очереди. Первая очередь сраба-
тывает автоматически или может включаться вручную, вторая
очереДь включается только вручную. Температура срабатывания
не ниже 150° С при возрастании температуры со скоростью не ни-
же 2° С в секунду.

При возникновении пожара в каком-либо отсеке от датчиков-
сигнализаторов поступает электрический сигнал на сигнальное
табло и на открытие электромагнитного крана того отсека, в ко-
тором возник пожар. После этого включается огнетушитель пер-
вой очереди и огнегасительныи состав поступает на тушение по-
жара. В случае если пожар не ликвидирован, летчик вручную
включает огнетушители второй очереди, которые разряжаются
в зону пожара.

Для тушения пожаров в кабине экипажа и грузовом отсеке
вертолета применяются ручные огнетушители. Для зарядки огне-
тушителей используют хладон 12 Bi и водоэтиленгликОлевую
смесь.

20.3.3. Система нейтрального газа

Защита топливных баков от взрыва обеспечивается созданием
в надтопливном пространстве инертной среды, заполнением топ-
ливных баков полиуретановым поропластом. (

Создание инертной среды в баках осуществляется специаль-
ными системами, которые подразделяются на штатные, дейст-
вующие на протяжении всего полета, и аварийные, включающие-
ся в сложных ситуациях. В качестве нейтральнЬго газа исполь-
зуется азот или углекислый газ. Потребные добавки нейтрально-
го газа по отношению к свободному объему баков составляют:
36%—Для углекислого газа, 44%—для азота и 39%—для их
смеси (22% СО2 и 78% N2).

Принципиальная схема системы нейтрального газа для от-
крытых топливных систем приведена на рис. 20.3. При включении
тумблера НЕЙТРАЛЬНЫЙ ГАЗ взрыватель пиромеханизма 4
открывает затвор баллона 1 и нейтральный газ поступает в сис-

Рис. 20.3. Принципиальная схема системы нейтрального
газа:

1 — баллон, 2 — система обогрева, 3 — сигнализатор; 4 — пиромеха-
низм; 5 — редуктор; 6 — жиклер; 7 — обратный клапан; 8 — дре-
нажный трубопровод; 9- — топливный бак

тему. Пройдя редуктор 5, снижающий давление до необходимой
величины, газ через жиклер 6 и обратный клапан 7 поступает в
надтопливное пространство бака. Расход газа определяется диа-
метром жиклера. При испарении углекислоты происходит погло-
щение большого количества тепла, поэтому баллон и жиклер
должны обогреваться. Для этого используется система обогрева 2.
Для обеспечения- более медленного испарения углекислоты балло-
ны теплоизолируют. Контроль зарядки баллонов производится по
сигнализатору 3. Система нейтрального газа включается перед
вылетом при запуске двигателей и работает в течение всего
полета.
20.4. Основные агрегаты противопожарных систем

Противопожарные баллоны* предназначены для хранения ог-
негасительного состава и изготовляются цилиндрическими или
сферическими. Баллоны заряжаются огнегасительным составом
фреон 114 В2 и воздухом или углекислотой до давления (10±
±0,5) МПа. На каждом баллоне (рис. 20.4) имеются трафареты
5 с указанием огнегасительного состава и технических характе-
ристик. Внутри баллона 6 установлена сифонная трубка 7, дохо-
дящая до дна баллона. Жидкий огнегасительный состав, превра-
щаясь в газ в зоне огня, повышает эффективность тушения пожа-
ра. На каждом баллоне может быть установлено несколько пи-
роголовок 1 клапанного типа или головка-затвор с пиротехниче-
скими устройствами дистанционного действия. Установка пирого-
ловок производится через переходник, на котором имеется не-
сколько штуцеров 2. Один из штуцеров предназначен для установки
манометра 3 контроля зарядки баллона. Штуцер, расположенный
с противоположной стороны манометра, предназначен для уста-
новки предохранительной мембраны, разрывающейся при повы-
шении давления в баллоне до 20 МПа. Полость предохранитель-
ной мембраны сообщается с полостью баллона через лыски, имею-
щиеся на сифонной трубке. Штуцера 2 предназначены для под-
соединения других пироголовок. Количество пироголовок, уста-
навливаемых на каждый баллон, соответствует количеству защи-
щаемых отсеков, в которые подается огнегасительный состав.

На рис. 20.5 показана конструктивная схема пироголовки кла-
панного типа. Выходу огнегасительного состава в штуцер 10
препятствует клапан 9, который прижат к своему седлу штоком 3.
Шток фиксируется в нижнем положении цанговым замком. При
взрыве пиропатрона, находящегося в гнезде 6, пороховые газы
через прорезь Б в корпусе 1 пироголовки и сверления А в корпу-
се 7 цангового замка поступают в полость под муфтой 4, пере-
мещают ее вверх, освобождая цангу 5 замка. Под действием дав-
ления огнегасительного состава клапан 9 вместе со штоком пе-
ремещаются вверх и огнегасительная жидкость из баллона через
штуцер 10 поступает в трубопровод системы пожаротушения.

После истечения огнегасительного состава и падения давле-
ния в баллоне клапан под действием усилия пружины 8 садится
на свое седло. Это предотвращает заполнение баллона огнегаси-
тельным составом при срабатывании баллонов следующей очере-
ди. Верхняя часть штока остается выступающей над колпачком 2,
что указывает на срабатывание пироголовки.

Противопожарное оборудование должно находиться в постоян-
ной готовности к использованию. Поэтому необходимы тщатель-
ный уход и контроль за ним в процессе эксплуатации вертолета.
Необходимо проверять исправность сигнализации, не произошла
ли саморазрядка баллонов.
Рис. 20.4. Противопожарный баллон:

/ — пироголовка клапанная; 2 — штуцер; 3 — манометр; 4 — пе-
реходник, 5 — трафареты; 6 — баллон; 7 — сифонная трубка
Рис. 20.5. Пироголовка клапанного типа:

/ — корпус; 2 — колпачок; 3 — шток; 4 — муфта; 5 — цанга; 6 — гнездо для пиропатрона;
7 — корпус цангового замка; 8—пружина; 9 — клапан; 10 — выходной штуцер
РАЗДЕЛ VII

ОБОРУДОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТОВ

Глава 21. СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ

21.1.	Влияние высотных условий на организм человека

При полетах вертолетов на высотах свыше 2 км экипаж может
встретиться с такими опасными явлениями, как кислородное го-
лодание, низкое барометрическое давление, низкая температура,
мгновенная разгерметизация кабины.

В легких человека происходит насыщение крови кислородом
О2 и удаление углекислого газа СО2 в атмосферу. Основным фак-
тором, определяющим диффузию кислорода из альвеолярного воз-
духа в кровь и углекислого газа в обратном направлении, явля-
ется соотношение парциальных давлений этих газов в крови
и окружающем воздухе.

Парциальное давление кислорода Р® в воздухе уменьшается
пропорционально снижению общего атмосферного давления. При
этом поступление кислорода в кровь затормаживается и наступа-
ет гипоксия — кислородное голодание, сопровождающееся рядом
функциональных расстройств. До высоты 2 км человек не ощу-
щает понижения давления воздуха, хотя и возникают некоторые
нарушения (снижается острота зрения, особенно в ночное время).
При дальнейшем увеличении высоты полета нарушается баланс
между реакциями торможения и возбуждения в коре головного
мозга, но явление кислородного голодания выражено слабо, так
как усиливается деятельность сердца и легких. На высотах 3,5—
4 км парциальное давление кислорода становится равным 14—
13 кПа (105—98 мм рт. ст.), при дальнейшем увеличении высоты
нормальный газообмен нарушается, явления кислородного голода-
ния развиваются более интенсивно, вплоть до полной потери ра-
ботоспособности.

Нормальная жизнедеятельность человека на больших высотах
может быть обеспечена поддержанием парциального давления
кислорода во вдыхаемом воздухе не менее 21,3 кПа (160 мм
рт. ст.). Технически это можно обеспечить с помощью повышения
давления вдыхаемого воздуха (создание герметических кабин)
или повышения процентного содержания кислорода во вдыхаемой
смеси (применение кислородных приборов).

Интенсивность теплообмена между человеческим организмом
и окружающей средой зависит от температуры, влажности и ско-
228
рости движения вдздуха, поз’ы человека, одежды, тяжести выпол-
няемой работы. При относительной влажности воздуха 40—60%
и скорости движения воздуха до 0,5 м/с температура окружающей
среды для обеспечения комфортных условий должна быть 20—
22° С летом и до 24° С зимой.

Для обеспечения продолжительного полета вертолета необхо-
димо создание в кабине экипажа привычной для человека кисло-
родно-азотной атмосферы с нормальными давлением и температу-
рой. Это осуществляется с помощью простейших систем вентиля-
ции и обогрева кабин или более сложных систем кондициониро-
вания.

В системах вентиляции и обогрева воздух подводится от комп-
рессора газотурбинного двигателя. Выходя из кабины через раз-
личные неплотности, воздух осуществляет вентиляцию кабины.
Поступающий в кабину воздух с помощью специальных уст-
ройств может нагреваться или охлаждаться, сохраняя в кабине
заданную температуру.

21.2.	Назначение и принцип действия системы
кондиционирования воздуха

Система кондиционирования воздуха предназначена для соз-
дания нормальных условий жизнедеятельности человека, а так-
же для надежной работы оборудования при полетах вертолета на
высотах свыше 2 км. Кроме обеспечения основных параметров
(газового состава, давления и температуры в кабине экипажа) не-
обходимо поддерживать в определенных пределах температуру
поверхности стенок, скорость изменения давления, характер и ско-
рость циркуляции воздуха в кабине, а также обеспечивать его
очистку от аэрозольного, химического и других засорений. Под-
держание всех параметров на заданном уровне можно обеспечить
в кабине подачей воздуха или его компонентов с требуемым рас-
ходом и определенной температурой.

В соответствии с решаемыми задачами в системе кондициони-
рования воздуха можно выделить две подсистемы: одна из них
производит очистку воздуха, подаваемого для вентиляции и тер-
морегулирования кабины, другая регулирует давление в ней.

21.3.	Система вентиляции и регулирования температуры
воздуха в кабине

На рис. 21.1 представлена принципиальная схема системы вен-
тиляции и регулирования температуры воздуха в кабине совре-
менного вертолета с ГТД.

Горячий воздух от компрессоров двигателей через обратные
клапаны 2 поступает в воздухо-воздущный радиатор 3 для пред-
варительного охлаждения атмосферным воздухом. В режиме мак-
симального обогрева заслонка 4 радиатора автоматически закры-
вается, прекращая его продувку забортным воздухом. Охлажден-
ьо

Рис. 21.1. Принципи-
альная схема системы
вентиляции и регули-
рования температуры
воздуха в кабине:

1 — компрессоры двига-
телей; 2 и 10 — обрат-
ные клапаны; 3 и /3/—
воздухо-воздушные ра-
диаторы; 4 — заслонка;

5 (1 и 2) — ззслонка; 6 —
регулятор постоянного
избыточного давления, 7
(/ и 2) — патрубок инди-
видуальной вентиляции;

8 (1 и 2) — перекрывная
заслонка; 9 — влагоотде-
литель; 11 — турбохоло-
дильник; 12 (1 и 2) —
блок заслонок; 14 — филь-
троэлемент; 15 (1, 2) и
17 — заслонки; 16 — пред-
фильтр; 18 — дроссель;
19 — коллектор обдува
стекол прибора наведе-
ния; 20 — выдвижной воза
духозаборник; 21 — кол-
лектор обдува ног опе-
ратора; 22 — коллектор
обдува остекления ка-
бины
ный воздух по магистральному трубопроводу через открытую за-
слонку 5 (2) поступает в регулятор 6, который поддерживает по-
стоянное избыточное давление, что важно для четкой работы
системы кондиционирования.

За регулятором избыточного давления 6 часть воздуха через
перекрывной кран 17 поступает к патрубку 19 обдува стекол об-
текателя прибора наведения. Расход воздуха на обдув ограничи-
вается дросселем 18. Основная часть воздуха по магистральному
трубопроводу направляется к заслонкам 15 (1) и 15 (2). В зави-
симости от положения этих заслонок воздух может непосредст-
венно подаваться к блоку заслонок 12 (1) и 12 (2) или же через
систему фильтров 16 и 14, обеспечивающих очистку воздуха от
отравляющих веществ при пролете зараженных зон, а также па-
ров масла от двигателей. Включение и отключение фильтров про-
изводятся выключателем ФИЛЬТР на пульте летчика.

Заслонки 12 (1, 2) распределяют воздух на две магистрали:
«горячую» и «холодную». Воздух «холодной» магистрали через
заслонку 12 (2) поступает в воздухо-воздушный радиатор 13 и
через него в турбохолодильник 11, где происходит дальнейшее
охлаждение воздуха. Пройдя обратный клапан 10, холодный воз-
дух подмешивается к горячему, проходящему через заслонку
12 (1) и через влагоотделитель 9 поступает в систему раздаточ-
ных трубопроводов. В кабину экипажа воздух поступает через
патрубки индивидуальной вентиляции 7 (2), коллекторы обдува
остекления кабины 22 и коллектор обогрева ног оператора 21.
В коллектор грузового отсека воздух поступает через перекрыв-
ную заслонку 8 (1). На патрубках индивидуальной вентиляции
имеются насадки, с помощью которых можно регулировать вели-
чину и направление потока воздуха.

Регулирование температуры воздуха, поступающего в кабину
экипажа и грузовой отсек, осуществляется автоматической систе-
мой, в которую входят датчики температуры, усилительно-преоб-
разовательное устройство и задатчик, с помощью которого экипаж
задает желаемое значение температуры. При отклонении темпе-
ратуры в кабине от заданной задатчиком усилительно-преобра-
зовательное устройство включает исполнительные механизмы
блока заслонок 12 (1) и 12 (2), изменяя соотношение расходов
воздуха в «горячей» и «холодной» магистралях. В результате
в кабине устанавливается требуемая температура.

В режиме охлаждения заслонки 12 (1 и 2) закрывают «горя-
чую» линию и полностью открывают «холодную». При этом весь
воздух охлаждается в воздухо-воздушных радиаторах 3 и 13, тур-
бохолодильнике 11 и поступает в систему раздаточных трубо-
проводов.

Для предохранения влагоотделителя от обмерзания нижний
предел температуры воздуха, поддерживаемый автоматикой, ра-
вен плюс 5° С. В системе предусмотрена также ручная регули-
ровка температуры воздуха в кабине. Для вентиляции кабины
экипажа при полете на малых высотах может использоваться вы-
движной воздухозаборник 20.

При запуске двигателей и работе их на малых оборотах за-
крывается заслонка 5 (2) и открываете# заслонка 5 (/), что пре-
дотвращает попадание паров масла в систему и обеспечивает их
сброс в атмосферу.

21.4.	Система регулирования давления воздуха
в кабине
у*

V

Поддержание заданного давления в кабине вертолета осуще-
ствляется путем изменения количества воздуха, выпускаемого из
нее. Такой способ регулирования позволяет также обеспечивать
в кабине заданные температурный реж:им, влажность и нормаль-
ную концентрацию углекислого газа.

На рис. 21.2 представлена принципиальная схема системы
регулирования' давления воздуха в герметической кабине верто-
лета. Для исключения попадания в кабину наружного воздуха
помимо фильтра через неплотности конструкции при полете над
зонами заражения система обеспечивает в ней избыточное дав-
ление около 500 мм 1вюд. ст. (~5 • 103 Па).

Исполнительным агрегатом системы является клапан стравли-
вания 6, выпускающий в атмосферу излишнее количество возду-
ха, поступающего в кабину из системы вентиляции и регулиро-
вания температуры. Работой этого клапана управляют задатчики
давления /, настроенные на давление 500 мм вод. ст.

Надмембранная полость Б клапана 6 через дюзу А сообща-
ется с кабиной и через открытый электропневмоклапан 5 с под-
мембранными полостями задатчиков 1. Подмембранная полость В
клапана 6 через отверстия Г сообщается также с кабиной. Над-
мембранные полости задатчиков сообщаются с атмосферой.

Таким образом, в исходном положении клапан стравливания 6
закрыт своей пружиной, а на мембраны 4 задатчиков действует
перепад давлений между кабиной и атмосферой. При возраста-
нии перепада давлений свыше 500 мм вод. ст. мембраны, сжимая
пружины 2, прогибаются настолько, что открываются клапаны 3
задатчиков и воздух из их подмембранных полостей и полости Б
клапана 6 стравливается в атмосферу.

Малые размеры дюзы А не обеспечивают пополнение полости
Б воздухом из кабины, поэтому давление в ней падает и клапан
6 открывается разностью давлений на его мембране.

Истечение воздуха через открытый клапан приводит к сниже-
нию давления в кабину и перепада на мембранах задатчиков.

В случае возникновеш я разрежения в кабине клапан 6 от-
крывается внешним давлением и происходит заполнение кабины
атмосферным воздухом.
Рис. 21.2. Принципиальная схема системы регулирования давления воздуха в
кабине:

J — задатчик избыточного давления; 2—пружина; 3 — клапан; 4 — мембрана; 5 — электро-
лневмоклапан стравливания, 6 — клапан; А, Г — дюза; Б — надмембранная полость; В —
подмембранная полость

Оси задатчиков сориентированы под углом 90° друг к другу
для исключения открытия клапанов 3 под действием перегрузок.
Так как клапаны соединены последовательно, то срабатывание
одного из них под действием перегрузки не приводит к сообще-
нию полости Б с атмосферой.

При включении электропневмоклапана 5 полость Б непосред-
ственно сообщается с атмосферой и клапан стравливания откры-
вается кабинным давлением на его мембрану через отверстия Г.
Управление клапаном 5 осуществляется специальным сигнализа-
тором, срабатывающим при повышении давления в кабине более
750 мм вод. ст., или вручную тумблером РАЗГЕРМЕТИЗАЦИЯ
КАБИНЫ.
Рис. 21.3. Турбохолодильник:

/ — вентилятор, 2 — патрубок подвода воздуха к вентилятору; 3 — патрубок отвода воздуха от вентилятора; 4 — корпус; 5 —
патрубок подвода воздуха к турбине; 6— оопловой аппарат турбины, 7 — патрубок вывода воздуха из турбины, 3 — диск тур-
бины; 9 — вал
21.5.	Агрегаты системы кондиционирования воздуха (

Турбохолодильник (рис. 21.3) предназначен для окончательно-
го охлаждения воздуха, поступающего из воздухо-воздушного ра-
диатора. Он представляет собой воздушную турбину, в которой
потенциальная энергия сжатого воздуха преобразуется в механи-
ческую работу.

Турбохолодильник состоит из двух основных частей: турби-
ны 8 и ее загрузочного устройства — вентилятора /, закреплен-
ных на одном валу 9. Сжатый воздух через патрубок 5 падво-
дится в сопловой аппарат 6 турбины. В сопловом аппарате про-
исходит расширение воздуха, в результате которого температура
и давление воздуха уменьшаются, а скорость возрастает, (потен-
циальная энергия сжатого воздуха преобразуется в кинетическую
энергию). Воздух, выходящий из соплового аппарата с большой
скоростью, поступает на рабочие лопатки диска турбины 8 и при-
водит ее во вращение (кинетическая энергия воздуха преобразу-
ется в механическую работу). Из турбины охлаждаемый воздух
через патрубок 7 поступает в систему. Вентилятор 1 через патру-
бок 2 засасывает атмосферный воздух и выбрасывает его через
патрубок 3, отдавая ему механическую энергию турбины.

Применяемые турбохолодильники позволяют снизить темпера-
туру воздуха на 50—120° С.	ч

Влагоотделитель (рис. 21.4) предназначен для отделения вла-
ги из воздуха, поступающего в кабину. Водяной туман поступает
в коагулятор 1 и, оседая на сетке 2, в виде капель попадает на
винт 4 влагоотделителя. Двигаясь по спиральным траекториям,
капли влаги отбрасываются центробежными силами к стенкам
корпуса 8 винта и через кольцевой зазор 6 камеры-ловушки 5
выводятся в атмосферу через штуцер дренажа 7.

Рис. 21.4. Влагоотделитель:	,

1 — коагулятор; 2 — сетка; 3 — предохранительный клапан; 4 — винт в л а,го отде-
лителя; 5 — камера-ловушка; 6 — кольцевой зазор; 7 — штуцер дренажа; 5—*
корпус винта
В случае засорения сетки 2 воздух проходит через предохра-
нительный клапан 3, открывающийся при повышении перепада
давления.

Глава 22. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ

22.1.	Физические условия обледенения

,	вертолетов в полете

В подавляющем числе случаев обледенение ЛА происходит
при наличии переохлажденных капель воды — в облаках, усло-
виях дождя, мокрого снега. Такое обледенение называется ка-
пельным и является наиболее тяжелым видом обледенения. Наи-
большая вероятность обледенения в полете существует в диапа-
зоне температур от 0 до —10° С.

Наряду с капельным обледенением встречается сублимацион-
ное и сухое обледенение. При сублимационном обледенении
происходит переход водяных паров непосредственно в твердое
состояние, минуя жидкую фазу. Сухое обледенение — оседание
на поверхностях вертолета кристаллов льда при полете в кристал-
лических облаках.

Обледенению подвержены несущий и рулевой винты, кромки
воздухозаборников, лопатки направляющего аппарата и лопатки
1-й ступени компрессора двигателя, стекла кабин экипажа, дат-
чики приборов и др.

При обледенении НВ возрастает профильное сопротивление
лопастей, снижается подъемная сила лопасти, падает аэродинами-
ческое качество. При несимметричном сбрасывании льда с лопа-
стей НВ возникают вибрации, ухудшается устойчивость вертолета.

РВ подвергается обледенению в большей степени из-за мень-
ших размеров. Вследствие значительных центробежных сил (при-
мерно в 5 раз больших, чем у НВ) самосбрасывание льда с РВ
приводит к сильной вибрации и создает опасность повреждения
лопастей НВ и стабилизатора срывающимися кусками льда.

Обледенение воздухозаборников двигателей может происхо-
дить как при отрицательных, так и при положительных темпе-
ратурах, что объясняется адиабатическим расширением воздуха
в канале двигателя, при котором происходит снижение его тем-
пературы. Обледенение входных частей воздухозаборников может
вызвать помпаж двигателей. При сбрасывании кусков льда могут
произойти повреждения лопаток компрессора и последующее раз-
рушение двигателя. Обледенение лопаток входного направляюще-
го аппарата, рабочих лопаггок 1-й ступени компрессора изменяет
их аэродинамический профиль, уменьшает проходное сечение меж-
ду ними, что приводит к уменьшению расхода воздуха через ком-
прессор, повышению температуры газов перед турбиной и сниже-
нию КПД двигателя.

Обледенение датчиков приборов вызывает их отказ или непра-
вильную работу, что усложняет пилотирование вертолета.
Для обеспечения безопасности полета вертолетов в любых
метеорологических условиях применяются специальные противо-
обледенительные системы (ПОС).

К ПОС предъявляются следующие требования:

—	надежность и эффективность работы во всем диапазоне
высот и скоростей полета при различных метеорологических ус-
ловиях;

—	возможность регулирования интенсивности обогрева при ми-
нимальном расходе энергии;

—	безопасность в пожарном отношении;

—	наличие сигнализаторов начала и интенсивности обледе-
нения;

—	возможность контроля исправности системы в полете.

22.2.	Сигнализаторы обледенения

Сигнализаторы обледенения, применяемые на ЛА, подразде-
ляются на две группы: косвенного и прямого действия. Сигнали-
заторы первой группы реагируют на присутствие в атмосфере
переохлажденных капель воды. Принцип действия этих сигна-
лизаторов основан на измерении таких характеристик, как тепло-
отдача или электропроводность воздуха. Сигнализаторы второй
группы регистрируют толщину слоя льда, образующегося на дат-
чике. Простейшим сигнализатором второй группы является визу-
альный указатель типа штыря, наиболее распространенным — ра-
диоизотопный сигнализатор.

Принцип действия радиоизотопного сигнализатора основан на
ослаблении p-излучения радиоактивного изотопа слоем льда, об-
разующегося на рабочей поверхности выносного штыря-датчика.
Датчик (рис. 22.1) включает счетчик р-частиц 3 и цилиндриче-
ский штырь 6, в верхней части которого расположен герметиче-
ский патрон 7 с радиоактивным изотопом. По всей длине штыря
намотан нагревательный элемент 10 для периодического нагрева-
ния штыря.

При нарастании на штыре слоя льда толщиной 0,3 мм поток
(3-частиц, облучающий галогенный газоразрядный счетчик, ослаб-
ляется настолько, что включается исполнительное реле подачи
сигнала «Обледенение» и автоматического включения ПОС. Одно-
временно периодически включается обогрев штыря 6, обеспечи-
вая полное сбрасывание льда. Если после выключения обогрева
штыря вновь нарастает слой льда, то ПОС остается включенной
и описанный процесс работы сигнализатора повторяется.

22.3.	Классификация противообледенительных
систем

Для защиты ЛА от обледенения применяются механический,
физико-химический и тепловой способы.

Механический способ основан на скалывании или отрыве слоя
льда с поверхности центробежными, аэродинамическими или дру-
гими силами.
Рис. 22.1. Радиоизотопный сигнализатор обледенения:

1 — корпус; 2 — обшивка канала воздухозаборника; 3 — счетчик Р-частиц; 4 — окно; 5 —
лед; 6 — штырь; 7 — патрон с радиоактивным изотопом; 8—экран; 9 — изоляция; 10 —
электронагревательный элемент

Физико-химический способ основан на использовании различ-
ных жидкостей, которые снижают температуру замерзания пере-
охлажденных капель воды, попадающих на поверхность, или
уменьшают силу сцепления льда с ней.

Тепловой способ основан на нагревании защищаемой поверх-
ности до температуры таяния льда или испарения пленки воды.

По характеру работы ПОС могут быть разбиты на следующие
две группы: непрерывного и циклического действия. ПОС непре-
рывного действия не допускают обледенения защищаемой по-
верхности. ПОС циклического действия допускают образование
льда определенной толщины, а затем удаляют его с защищаемой
поверхности.
22.4.	Противообледенительные системы лопастей
несущего и рулевого винтов

Для защиты несущих и рулевых винтов вертолетов применя-
ются жидкостные и электротепловые ПОС непрерывного и цикли-
ческого действия.

22.4.1.	Жидкостная противообледенительная
система

Принципиальная схема жидкостной ПОС приведена на
рис. 22.2. Жидкость (как правило, спирт или спиртоглицериновая
смесь) из бака 7 поступает к центробежному насосу <8, который
может работать в двух режимах: предварительном и повышен-
ном. Предварительный режим включают при полете вертолета в
зоне предполагаемого обледенения. При сильном обледенении



Рис. 22.2. Принципиальная схема жидкостной противообледенительной системы:
/—лопасть НВ; 2 — гибкий шланг; 3 — коллектор НВ; 4 — дроссель; 5 — коллектор РВ;
6 — лопасть РВ; 7 — бак; 8 — центробежный насос; 9 — обратный клапан; 10 — сетчатый
фильтр; //—дроссельный кран

ПОС включается на повышенный режим. После насоса противо-
обледенительная жидкость через обратный клапан 9, сетчатый
фильтр 10 и дроссельный кран 11, регулирующий расход жидко-
сти, поступает в нагнетающую магистраль и далее к коллекто-
рам-распределителям 3 и 5 несущего и рулевого винтов. Из кол-
лектора-распределителя НВ жидкость под действием центробеж-
ных сил поступает в лопасти. Для более равномерного распреде-
ления жидкости по длине лопасти НВ рабочая часть противооб-
леденителя разделена на несколько секций. Жидкость подводится
к каждой секции по трубкам, проложенным в носке лопасти.
Секция представляет собой овальную трубку, вклеенную под оков-
кой передней кромки лопасти. Через отверстия, расположенные
по длине лопасти в два ряда в шахматном порядке, жидкость вы-
текает на верхнюю и нижнюю поверхности лопасти и разносится
по ним воздушным потоком.

Обратный клапан удерживает противообледенительную жид-
кость в трубопроводе после первого включения насоса. Это обес-
печивает быструю подачу жидкости к лопастям при повторном
включении системы в полете.

Противообледенительная жидкость, поступающая в коллектор-
распределитель 5 РВ, выбрасывается центробежными силами
через трубки в кольцевой приемник лопастей и далее в желобки
лопастей, из которых под действием центробежных сил и набе-
гающего воздушного потока разливается по поверхности лопа-
сти 6.

Основными недостатками жидкостной ПОС являются неполное
смачивание поверхности лопасти и большой расход жидкости.
Кроме того, жидкостная ПОС требует своевременного включения
при обледенении, так как запоздалое включение системы может
не дать желаемого эффекта.

22.4.2.	Электротепловая противообледенительная
система

Для защиты несущего и рулевого винтов наибольшее распро-
странение получили электротепловые ПОС непрерывного и цик-
лического действия.

Противообледенитель лопасти НВ представляет собой прикле-
9 енный по всей длине носка лопасти пакет, состоящий из несколь-
ких слоев стеклоткани, между которыми вклеены электронагрева-
тельные элементы (шины из нержавеющей стали толщиной 0,08—
0,12 мм или слой токопроводящей ткани). Снаружи пакет закрыт
тонким слоем резины и защищен от абразивного износа оковкой
из нержавеющей стали. Противообледенитель охватывает 12—20%
хорды профиля. Аналогично устроен противообледенитель лопасти
рулевого винта. Для подачи электроэнергии на лопасти несуще-
го и рулевого винтов используются коллекторные токосъемники.
ПОС лопастей винтов потребляет десятки и даже сотни киловатт
электроэнергии, поэтому используется поочередное включение сек-
ций специальным программным механизмом.

22.5.	Противообледенительные системы силовых установок

ПОС силовых установок предназначены для защиты от обле-
денения воздухозаборника, лопаток входного направляющего ап-
парата, компрессора и стоек переднего корпуса двигателя. Возду-
хозаборник, как правило, имеет ПОС электротеплового действия,
а входной направляющий аппарат, стойки обогреваются горячим
маслом или воздухом, отбираемым от двигателя. Противообледе-
нительная система двигателей, оборудованных пылезащитными
устройствами, является наиболее сложной и разветвленной.
Воздушно-тепловая ПОС пылезащитного устройства вертожтю
Ми-26 показана на рис. 22.3. Предотвращение образования ’Жда.'
осуществляется за счет обогрева поверхностей ПЗУ изнутрй Тр-
рячим воздухом, поступающим из-за последней ступени компрес-
сора двигателя. При включении переключателя ОБОГРЕВ ПЗУ
И ДВИГАТЕЛЕЙ срабатывает электроклапан переключения 8 и.
воздух от 4-й ступени компрессора высокого давления поступает
к пневмоприводу заслонки 9, который открывает ее. Горячий воз-
дух (Т^400° С) из-за 8-й ступени компрессора через регулятор
избыточного давления 10, поддерживающий постоянное давление
в системе, подается в эжекторы 13, где смешивается с холодным
воздухом, поступающим через сетчатые фильтры 14. Охлажденный*
до температуры около 200° С воздух поступает через радиальные
стойки 4 и 15 на обогрев сепаратора, носка воздухозаборника, об-
текателя, внешней стойки обтекателя и выхлопного патрубка 16~

Рис. 22.3. Воздушно-тепловая противообледенительная система пылезащитного
устройства вертолета Ми-26:

1— обтекатель; 2 — внешняя стойка обтекателя; 3 — носок воздухозаборника; 4 и 15 —
радиальная стойка сепаратора; 5 — двигатель; 6 — магистраль отбора воздуха из-за послед-
ней ступени компрессора, 7 — магистраль отбора воздуха из-за 4-й ступени компрессора;

8— электроклапан переключения: 9 — заслонка с пневмоприводом; 10 — регулятор избыточ-
ного давления; 11 — сигнализатор давления; 12 — расширитель; 13 — эжектор; 14 — сетчатый
фильтр; 16 — патрубок отвода пыли

22.6.	Особенности эксплуатации ПОС

Техническая эксплуатация ПОС заключается в проверке ее
исправности согласно инструкции по эксплуатации, а также
в осмотрах состояния обогреваемых поверхностей, надежности
крепления агрегатов и трубопроводов.

Систему обогрева воздухозаборников и других элементов си-
ловой установки проверяют на неработающих двигателях путем
.визуального контроля за перекладкой заслонок. При этом убеж-
даются, что заслонки перемещаются плавно, без заеданий, а
-люфты в тягах управления заслонкой отсутствуют.

Электротепловые системы можно проверить как от бортовых
(при работающих двигателях), так и от аэродромных источников
энергии. Работу системы контролируют по показаниям ампермет-
ров и по времени включения и выключения сигнальных ламп.
Состояние наружных поверхностей системы обогрева проверяют
визуально, убеждаясь в отсутствии механических повреждений,
коробления обшивки, прогара и т. д.

При подготовке двигателей к запуску в зимнее время после
снятия заглушек необходимо убедиться в отсутствии во входных
и выходных каналах снега или льда, а перед запуском двигате-
лей проворачивать их роторы от руки. В случае обледенения
тракта двигателя или примерзания лопаток компрессоров или
турбин необходимо прогреть двигатель горячим воздухом от
аэродромного подогревателя и убедиться в легкости вращения
роторов.

Глава 23. СИСТЕМА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКИ ГРУЗОВ

Система внешней подвески грузов применяется для транспор-
тировки крупногабаритных грузов и техники, для выполнения
сложных монтажно-демонтажных работ.

На отечественных вертолетах применяется одноточечная внеш-
няя тросовая подвеска. На легких вертолетах трос подвески удер-
живается специальным замком, установленным под фюзеляжем,
на балке или на шарнирно-маятниковом механизме. На средних и
тяжелых вертолетах для внешней подвески предусматривается
люк в грузовом полу, а замок, удерживающий трос подвески,
крепится подкосами либо внутри грузовой кабины, либо непо-
средственно в проеме люка (рис. 23.1).

Основными элементами системы внешней подвески являются
грузовой замок 3, вертлюг 6, трос 5, крюк 7 и грузовые стропы 9.
Для подъема троса используется электролебедка /, входящая
в состав погрузочно-разгрузочного оборудования.

Грузовой замок представляет собой сложное устройство, пред-
назначенное для крепления грузового троса, удержания груза в
процессе транспортировки, отцепки грузового троса при разгруз-
ке, а также для аварийного сброса груза в полете. Грузовой за-
мок иногда оборудуется массоизмерительным устройством.

При относительно небольшой массе транспортируемого груза
(до 2,5 т) применяется грузовой замок электромеханического ти-
па. Закрытие такого замка при подвеске груза производится вруч-
ную, а открытие — с помощью электромагнитного спускового ме-
ханизма. Предусматривается также и ручное открытие замка.
Для транспортировки тяжелых грузов используются более
мощные грузовые замки (рис. 23.2). Открытие и закрытие такого
замка производятся с помощью гидроцилиндра 6, подключенно-
го к гидравлической, системе вертолета. При закрытии замка
шток гидроцилиндра убирается. Цапфа 5 опускается до упора 3
и через звенья ab и Ьс поворачивает крюки 1 относительно осей
крепления 2. Нижние части крюков сходятся и захватывают нако-
нечник 7 грузового троса. При такой конструкции замка сила тя-
жести груза, стремящаяся раскрыть крюки, создает в звеньях ab
и Ьс усилия, прижимающие их к упору 3 и надежно фиксирующие
замок в закрытом состоянии.

Рис. 23.1. Схема внешней подвески грузов:

Л — электролебедка; 2— трос лебедки; 3 — грузовой замок; 4 — универсальный шарнир;

5 — грузовой трос; 6 — вертлюг; 7 — крк>к; 8 — скоба; 9 — грузовые стропы; 10 — груз

При (выпуске штока гидроцилиндра цапфа 5 перемещается вверх,
нижние части крюков расходятся и освобождают наконечник гру-
зового троса.

Прц подцепке груза к вертолету трос электролебедки выпус-
кают через грузовой замок и соединяют вручную с грузовым тро-
сом. После взлета и зависания вертолета электролебедка втяги-
вает грузовой трос в замок. Затем лебедка автоматически выклю-
чается и одновременно закрывается грузовой замок. Для предот-
вращения обрыва троса лебедки при возможных рывках вертоле-
та в процессе подцепки груза в замке имеется устройство, авто-
матически отсоединяющее грузовой трос при превышении расчет-
ных нагрузок для троса лебедки.

Свободное отклонение грузового троса в полете от вертикаль-
ного положения обеспечивается специальным карданом, установ-
ленным в месте крепления троса к грузовому замку. Для исклю-
чения скручивания грузового троса в случае вращения груза сис-
тема внешней подвески оборудуется вертлюгом 6 (см. рис. 23.1),
опорный подшипник которого не передает на грузовой трос кру-
тящих моментов от груза.

Существуют автоматические системы гашения колебаний гру-
за на внешней подвеске, в которых положение груза относитель-
но вертолета постоянно отслеживается датчиками углов тангажа
и крена, сигналы от которых поступают в автопилот и, воздейст-
вуя по определенной программе на органы управления, регули-
руют взаимное пространственное положение вертолета и груза.

Для наблюдения за грузом на внешней подвеске применяются
бортовые телевизионные установки (вертолет Ми-26), либо верто-
летом управляют из специальной кабины, расположенной под фю-
зеляжем (вертолет Ми-ЮК).

Длина грузового троса при транспортировке выбирается исхо-
дя из габаритов и массы груза, состояния и размеров взлетно-
посадочной площадки и воздушных подходов к ней. При подцеп-
ке груза необходимо, чтобы тросы подвески не касались острых
кромок конструкции груза. В местах касания устанавливают про-
кладки из резины или брезента.



I



л

Рис. 23.2. Схема грузового замка внешней под-
вески:

1 — крюк; 2 — ось крюка; 3 — упор; 4 — звено; 5 — цап-
фа; 6 — гидроцилиндр; 7 — наконечник грузового троса
ЛИТЕРАТУРА

Аэродинамика и динамика полета вертолетов/Под ред. В. Ф. Ромасевича.
М . Воениздат, 1987.

Бахов О. П. Аэроупругость и динамика конструкции вертолета. М.: Ма-
шиностроение, 1985.

Володко А. М., Литвинов А. Л. Конструкция вертолетов. Харьков:
ХВВАИУ, 1984.

Володко А М. Основы летной эксплуатации вертолетов. М.: Транс-
порт, 1984.

Володко А. М., Литвинов А. Л. Основы конструкции и технической
эксплуатации одновинтовых вертолетов. М.: Воениздат, 1986.

Есаулов С. Ю., Бахов В. П., Дмитриев И. С. Вертолет как объ-
ект управления. М : Машиностроение, 1977.	|

Кеба И. В. Летная эксплуатация вертолетных газотурбинных двигателей.
М • Транспорт, 1976.

Конструкция летательных аппаратов/Под ред. К. Д. Туркина. ВВИА им.
проф Н Е. Жуковского, 1985. Ч. 1.4. 2.

Масленников М. М., Бехли Ю. Г., Шальман Ю. И. Газотурбин-
ные двигатели для вертолетов. М.: Машиностроение, 1969.

Михеев Р. А. Прочность вертолетов. М: Машиностроение, 1984.

Основы конструкции вертолетов/Под ред. А. Н. Глаголева. М.: Воениз-
дат, 1972.

Ромасевич В. Ф., Самойлов Г. А. Практическая аэродинамика верто-
летов. М.: Воениздат, 1980.

Тищенко М Н., Некрасов А. В., Родин А. С. Вертолеты. Выбор па-
раметров при проектировании. М.: Машиностроение, 1976.

Фатеев С. С. Особенности системы управления одновинтового вертолета.
КВВАИУ, 1975.

Фатеев С. С. Обоснование схемы и параметров вертолета при курсовом
и дипломном проектировании. КВВАИУ, 1979.
ОГЛАВЛЕНИЕ

Стр.

Введение .	............................	.................4

Раздел I. ОБЩИЕ ВОПРОСЫ КОНСТРУКЦИИ ВЕРТОЛЕТОВ

Глава 1. Основные требования к вертолетам ..............................7

Глава 2. Схемы и компоновка вертолетов .................................9

2.1. Классификация вертолетов по конструктивным признакам ... —

2 2. Основные части вертолета, их назначение и компоновка ... 12

Глава 3. Вопросы прочности и долговечности вертолетов..................14

3	.1.	Силы, действующие на вертолет. Понятие перегрузки .... —

3	.2.	Понятие об эксплуатационной прочности ......................16'

3	3	Общие принципы расчета вертолета на прочность................17

3	.4.	Понятие о расчете статической прочности •....................18

3	.5.	Источники переменных нагрузок вертолета .....................19

3	6	Виды колебаний и их параметры ...............................20

3	7.	Вынужденные колебания частей вертолета .......................—

3	8.	Динамическая прочность вертолета ......... 24

3	9.	Усталостная прочность .	 25

3	10	Испытания вертолетов ........................................27

Глава	4. Боевая живучесть вертолета ...............................28

4	Г Основные понятия о боевой живучести .	. *...................—

4	2 Конструктивные и компоновочные мероприятия по повышению бое-
вой живучести вертолетов ..........................................29

Раздел II. НЕСУЩАЯ СИСТЕМА ВЕРТОЛЕТА

Глава 5 Общие сведения о несущих винтах ........ 32

5	1. Назначение и типы несущих винтов ..............................—

5.	2. Требования, предъявляемые к несущим винтам ...... 35

Глава 6. Конструкция и работа лопастей несущего винта...................—

6.1. Назначение лопастей и предъявляемые к ним требования ... —

6 2. Нагрузки лопасти .	....................................36

6.3. Определение внутренних усилий в сечениях лопасти...............—

6 4. Конструкция лопастей .........................................42

6 5. Работа элементов лопасти......................................—

6 6. Особенности расчета лопасти на прочность .....................49

6.7. Флаттер лопастей несущего винта ..............................52

Глава 7. Конструкция и работа втулки несущего винта...................57

7.1.	Назначение и основные конструктивные параметры втулки несущего
винта .	-......................................................—

7.2.	Силы, действующие на втулку несущего винта...................59

7.3.	Конструкция и работа шарниров втулки •.......................60

7.4.	Конструкция и работа ограничителя свеса лопасти..............65

7	5. Демпфер вертикального шарнира ............................66

7	6 Особенности конструкции несущей системы вертолетов соосной
схемы .	•.................................................69

7.7.	Особенности эксплуатации несущих винтов .....................70

Глава 8 Рулевые винты вертолетов .....................................71

8	1. Общая характеристика рулевых винтов ,.........................—
8.2.	Нагружение рулевого винта .....................................74

8 3. Особенности конструкции рулевых винтов.........................75

Раздел III. ПЛАНЕР ВЕРТОЛЕТА

Глава 9. Конструкция и работа крыла и оперения.........................77

9.1. Назначение крыла, его влияние на летно-технические характеристи-
ки вертолета	.	•...........................................—

9.2. Нагрузки крыла	.	•............................................—

9 3. Конструкция и работа под нагрузкой лонжеронных и моноблочных
крыльев .	•.............................................78,

9 4 Особенности	конструкции и нагружения оперения..................84

Глава 10. Конструкция и работа фюзеляжа ...............................85

10.1	. Назначение фюзеляжа и основные требования	к	нему	...	—

10.2	. Нагрузки фюзеляжа одновинтового вертолета	..................—

10	3. Конструкция фюзеляжа и его основных частей	•................87

10.4	. Работа элементов фюзеляжа под нагрузкой	.................95

10	5. Особенности конструкции и работы фюзеляжа	в	районе	вырезов	92

10	6. Возможные неисправности планера и особенности эксплуатации . 93..

Глава 11. Конструкция и работа взлетно-посадочных устройств ... —

11.1	. Назначение взлетно-посадочных устройств вертолета и требования
к ним .	.................................................—

11.2	. Классификация шасси. Основные параметры колесного шасси . 94

11.3	. Конструкция и работа авиационных колес.......................95

11.4.	Конструкция и работа амортизационных устройств .... 105

115	Нагрузки шасси ...............................................103

1	1.6. Конструктивные схемы стоек шасси •...........................—•

11	7. Земной резонанс вертолета •..................................105

118. Возможные неисправности шасси и особенности эксплуатации . 115

Раздел IV. ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВ

Глава 12. Пневматические сисЛмы ..................................  .	113

12.1.	Типы пневматических систем и их принципиальные схемы .	—

12.2.	Возможные неисправности и эксплуатационные особенности пнев-
мосистем ........................................................125

Глава 13. Гидравлические системы .....................................125

1	3.1. Общие сведения о гидравлических системах вертолетов ... —

1	3.2. Типовые схемы контуров питания..............................135

1	3.3. Агрегаты контуров питания ..................................132

13	4. Дублирование контуров питания •..............................144

13	5. Типовые схемы исполнительных контуров........................147

13	6. Агрегаты исполнительных контуров.............................148

13	7. Трубопроводы и уплотнительные устройства ....................155

13	8. Возможные неисправности гидросистем и особенности их эксплуа-
тации ............................................................155

РазделУ. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОВ

Глава 14. Принципы балансировки и управления вертолетом	. 161

14	1. Назначение и основные требования к системе управления .	—

14	.2. Балансировка одновинтового вертолета........................—

14	.3. Принципы создания управляющих моментов одновинтового верто-
лета .	...................................................165

14	4. Особенности балансировки и управления двухвинтовыми вертоле-
тами .............................................................166

Глава 15. Конструкция и работа автомата перекоса	. 168

15	1. Назначение автомата перекоса, устройство и принцип действия . —
15.2.	Особенности конструкции автомата перекоса вертолета соосной
схемы ................................................................169

15.3.	Механизм общего и дифференциального	шага........................172

15.4.	Понятие об	использовании гиростабилизатора......................174

15	5.	Регулировка	соконусности лопастей.............................175

Глава 16. Принципиальные схемы и агрегаты систем управления вертолетом 176

16.1.	Основные части системы управления одновинтовым вертолетом	.	—

16.2.	Назначение и состав системы автоматического управления	.180

16.3.	Устройство и работа гидроусилителей .	 181

16.4.	Конструкция командных рычагов................................ .	182

16.5.	Загрузочные механизмы и механизмы триммерного эффекта .	.	—

16.6.	Конструкция и работа элементов проводки управления .	.	.	187

16.7.	Возможные неисправности агрегатов систем управления вертолетом	190

16.8.	Особенности технической эксплуатации систем управления	—

Раздел VI. СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ ВЕРТОЛЕТОВ

'Глава 17. Системы обслуживания двигателей ............................ .	192

1	7.1. Назначение и составные части силовой установки вертолета . —

1	7.2. Крепление двигателей к вертолету ................................—

1	7.3 Входные и выходные устройства ..................................193

17	4. Системы охлаждения силовой установки •..........................197

17	5. Маслосистемы двигателей .	•................................. .	198

Глава 18. Трансмиссии вертолетов .........................................201

18	1. Назначение, состав и требования, предьявляемые к трансмиссии
вертолета .	•....................................................—

18	2. Главные редукторы......................................... ....	—

18	.3. Промежуточные и хвостовые редукторы ...........................208

18	.4. Валы трансмиссии .	 209

18	5. Особенности эксплуатации трансмиссии ...........................211

Глава 19. Топливные системы ............................................... —

19.1.	Принципиальные схемы топливных систем ............................—

19.2.	Основные агрегаты топливных систем .............................215

19.3.	Особенности эксплуатации топливные систем ......................219

Глава 20 Противопожарные системы	............. .	.	220

20.1.	Источники и специфика пожаров	и	взрывов	на	вертолетах	.	.	—

20.2.	Мероприятия по повышению пожарной	безопасности	вертолетов	.	221

20.3.	Противопожарные системы	............................. .	—

20	4. Основные агрегаты противопожарных систем ....................225

Раздел VII. ОБОРУДОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТОВ

Глава 21. Системы кондиционирования	.......................228

21	1. Влияние высотных условий на организм человека .... —

21.2.	Назначение и принцип действия системы кондиционирования воз-
духа .................................................................229

21.3.	Система вентиляции и регулирования температуры воздуха в ка-
бине .................................................................  —

21.4.	Система регулирования давления воздуха в кабине .	.	. 232

21.5.	Агрегаты системы кондиционирования воздуха .....................235

Глава 22. Противообледенительные системы	.	. 236

22.1.	Физические условия обледенения вертолетов в полете ... —

22.2.	Сигнализаторы обледенения ......................................237

22	3. Классификация противообледенительных	систем................—

22.4.	Противообледенительные системы лопастей несущего и рулевого
винтов ...............................................................239

22.5.	Противообледенительные системы силовых	установок .... —

22	6. Особенности эксплуатации ПОС.................................241

Глава 23. Система внешней подвески грузов	.................242

Литература ...............................................................^45