Вертолет + Первый полет

в этом коротком архивном видеоролике датированным 24 июня 1961 года - представлены: буксировка, висение на привязи, первые взлёт и посадка В-8 (прототип Ми-8).

24 июня 1961 года под управлением лётчика-испытателя Бориса Владимировича Земскова первый раз оторвался от земли однодвигательный вариант вертолёта В-8.

Заинтересованность в создании нового вертолёта среднего класса проявило руководство Министерства гражданской авиации СССР. По его настоянию 20 февраля 1958 года Совет Министров СССР принял постановление о разработке вертолёта В-8 грузоподъёмностью 1,5 - 2 т с вертолётным вариантом двигателя АИ-24 конструкции А.Г. Ивченко. Примерно через год проект В-8 поддержало и командование ВВС. Разработкой В-8 руководил заместитель главного конструктора В.А. Кузнецов. Ведущим конструктором был назначен Г.В. Ремезов. После утверждения эскизного проекта и натурного макета в 1959 году началось рабочее проектирование однодвигательного В-8.

Мощность двигателя АИ-24В составляла 1900 л.с., что позволяло сохранить на В-8 трансмиссию от его предшественника Ми-4. Однако характеристики АИ-24В, особенно удельный расход топлива, оставляли желать лучшего, а главное - конструкторы хорошо понимали необходимость перехода на более безопасный и надежный двухдвигательный вариант. Правда, в этом случае требовалась переделка главного редуктора, но М.Л. Миль убедил руководство авиационной промышленности в целесообразности проработки двухдвигательного варианта для применения на пассажирских линиях, организации которых в то время уделялось большое внимание. Не последнюю роль в получении государственной поддержки при этом сыграло желание Н.С. Хрущёва иметь для представительских целей новый современный и безопасный вертолёт-салон.

К началу лета 1961 года была закончена сборка первого экземпляра В-8 с двигателем АИ-24В. На первой опытной машине от предшественника Ми-4 оставались: четырёхлопастной несущий и трёхлопастной рулевой винты, автомат перекоса и многие другие элементы системы управления, трансмиссия, основные и хвостовая опоры шасси, а также хвостовая и концевая балки. Носовая же и центральная части цельнометаллического полумонококового фюзеляжа В-8 были полностью новыми. В конструкции фюзеляжа впервые использовались крупногабаритные дюралюминиевые штамповки и клеесварные соединения. В носовой части размещались удобная, хорошо остекленная кабина экипажа с прекрасным обзором и аккумуляторные отсеки под полом. Экипаж вертолёта состоял из трёх человек: командира экипажа, лётчика-штурмана и бортмеханика. Их места размещались рядом: кресла лётчиков - слева и справа от прохода в грузопассажирскую кабину, а откидное сиденье бортмеханика - между ними. Указатели приборов были удобно расположены на панелях верхнего электропульта и приборных досках левого и правого лётчиков. По бокам кабины экипажа находились входные двери.

В центральной части фюзеляжа размещались грузопассажирская кабина размером 5,34 х 2,34 х 1,8 м, задний отсек со створками грузового люка, двигательный и редукторный отсеки, а также контейнер расходного топливного бака. Грузопассажирская кабина В-8 рассчитывалась на перевозку груза и техники общей массой до двух тонн. На силовом полу кабины были установлены ролики полиспаста и швартовочные узлы для крепления грузов, а в передней части кабины — погрузочная лебедка. Колесная техника, различные грузы, носилки с больными и ранеными загружались по подвесным трапам через люк со створками, расположенный в задней части грузовой кабины. Кроме того, малогабаритные грузы могли загружаться через боковую входную дверь на левом борту кабины. Для выполнения спасательных операций была предусмотрена установка бортовой стрелы грузоподъемностью 150 кг снаружи над дверью. Для перевозки крупногабаритных грузов на вертолете В-8 впервые была смонтирована шарнирно-маятниковая система внешней подвески грузоподъемностью до 2500 кг. Боковые окна на опытных образцах имели прямоугольную форму. Капоты двигателей и редуктора позволяли обслуживать все агрегаты, расположенные в верхней части вертолета, без применения стремянок. Два подвесных топливных бака закреплялись стальными лентами по бокам фюзеляжа. На хвостовой балке находился стабилизатор, угол установки которого фиксировался на земле.

9 июля 1961 года, уже через две недели после первого полёта, вертолёт участвовал в показе новой техники и воздушном параде в Тушино, а затем экспонировался на ВДНХ. Везде новый вертолёт вызывал большой интерес.

Вот только о вертолёте Ми-6 в интернетах уже написано очень много статей и постов, которые продолжают плодиться в околоавиационных интернет-кружка́х благодаря копипастам, перепостам и компиляциям различной степени достоверности и качества. Излюбленной темой, например, является крыло Ми-6, фантазии вокруг которого рождают порой даже новую терминологию:

Однако и более солидные источники порой грешат нестыковками, например та же рупедия, из которой зачастую черпают информацию, до сих пор не может определиться с датой первого полета Ми-6, хотя там ведь всё просто:

Вобщем нет большого смысла перечислять в очередной раз все достижения и рекорды этого уникального вертолёта.
А вот сама уникальность вертолёта Ми-6 вполне достойна внимания и одним из, весьма нечасто упоминаемых, аспектов его уникальности является реализация использования остаточной реактивной тяги двигателей.

Дело в том что энергия рабочих газов далеко не полностью срабатывается на турбинах турбовального двигателя и выхлопные газы ещё обладают некоторым запасом энергии для образования реактивной тяги. Кстати, чем больше такой энергии - тем, естественно, ниже КПД турбовального двигателя.

На Ми-6 установлены два турбовальных двигателя Д-25В вдоль продольной оси вертолёта.

Выхлопные устройства двигателей развернуты в стороны под углом в 32 градуса к продольной оси и таким образом реактивная тяга TR выхлопных газов имеет горизонтальную составляющую Ta, направленную по полету и дополняющую пропульсивную тягу несущего винта.

К сожалению, численных значений этой реактивной тяги в литературе не приводится, собственно как и отсутствуют в открытом доступе какие-либо работы по исследованиям этой темы.

В книге по практической аэродинамике Ми-6 оценка реактивной тяги производится по приросту располагаемой мощности несущего винта в зависимости от скорости полета.

Вот только по общему виду такой зависимости можно лишь очень прибизительно оценить этот самый прирост в лошадях, который тут выглядит многообещающе.

Следующий, уже более точный график значительно менее нагляден и более сложен для понимания, поскольку в нём увеличение располагаемой тяги оценивается через прирост коэффициента крутящего момента несущего винта за счет реактивной тяги в зависимости от скорости и высоты полета.

И тут уже количество нолей после запятой в коэффициенте намекает, вобщем-то, на мизерность этого самого прироста, не говоря уже о какой-либо наглядности для количественной оценки этой реактивной тяги.

Однако несложно выполнить оценочный расчет остаточной реактивной тяги, имеющихся данных двигателя Д-25В для этого вполне достаточно:

- скорость истечения газов реактивного двигателя такого класса около 700-800 м/с, примем 700 м/с (у Д-25В πк=5,6);
- остаточная скорость истечения (после свободной турбины) составляет 10–20% от теоретической, примем 15%:
0,15 х 700 = 105 м/с;
- массовый расход воздуха 26 кг/с;
- тогда остаточная тяга:
26 х 105 = 2730 Н
2730 х 2 х cos32 = 4553 Н ≈ 460 кгс

Что вобщем-то совсем даже и не мало. Хотя в реальности она будет ниже, потому что турбовальные двигатели оптимизированы для создания крутящего момента, а не реактивной тяги и оборудованы выходными устройствами, представляющие собой расширяющийся диффузор, а не реактивное сопло. И тем не менее, давление газов на выходе Д-25В выше атмосферного и их скорость больше нуля, что и обуславливает наличие остаточной реактивной тяги.

Также анализируя первый график видно, что с уменьшением поступательной скорости до висения реактивная тяга двигателей тоже стремится к нулю. Однако в действительности этого не происходит - двигатели на висении по-прежнему прокачивают через себя воздух и закон сохранения импульса не отменяется.

Косвенной иллюстрацией могут послужить фотографии Ми-6 на висении с загрузкой:

Хотя, на самом деле, большие положительные тангажи Ми-6 на висении обусловлены в значительной степени кабрирующими моментами крыла и стабилизатора, а также конструктивным наклоном вперед оси несущего винта, для компенсации реактивной тяги двигателей всё же требуется отклонение конуса несущего винта назад, что способствует увеличению угла тангажа.
Отклонение тяги несущего винта назад уменьшает ее вертикальную составляющую, то есть требует увеличения тяги несущего винта по сравнению с отсутствием реактивной тяги двигателей.

Другими словами, на режимах висения реактивня тяга двигателей увеличивает потребную мощность и является "вредной".

Силовая установка Ми-6 целиком перекочевала на вертолёты типа Ми-10, так что их вполне можно также называть реактивными вертолётами.

Пост в сообществе с другим примером вертолёта, использующего остаточную реактивную тягу двигателей:
Westland ONE

13 мая1954 года совершил свой перший полет вертолет Kellett KH-15 "Stable Mable" (англ, стабильная Мейбл (женское имя), словосочетание иногда используется для описания исключительно положительной и уравновешенной девушки/женщины).
Вертолет был разработан в качестве простой платформы для испытаний новой гиростабилизирующей системы, которые были успешно проведены.
Интересной особенностью вертолета является привод несущего винта, который представляет собой два реактивных двигателя на концах лопастей, работающих на пероксиде водорода.
При каталитическом разложении пероксид водорода распадается на кислород и воду с выделением большого количества тепла, за счет которого вода превращается в пар, который и создает реактивную тягу, вращающую лопасти.
Таким образом, получается, что это вертолет на паровой тяге. Еще и летал в облаке пара, насыщенного кислородом, попутно визуализируя индуктивный поток от несущего винта:

Подобная очень красивая визуализация в посте сообщества:
Вихревая теория на практике

Транспортный вертолёт-кран Ка-25К был создан на базе противолодочного вертолёта Ка-25ПЛ. Он был оснащён системой крепления и выпуска троса для перевозки крупных грузов весом до 2000 кг. В носовой части под кабиной пилота была установлена подвесная кабина оператора. Кабина обеспечивала отличный обзор для контроля груза на тросе. Внутри неё находились органы управления, которые через систему автоматической стабилизации позволяли оператору выполнять ограниченные, но точные манёвры вертолёта в момент подцепки и отцепки груза.

Вертолёт Ка-25К был предназначен для транспортных и санитарных перевозок, для использования в качестве крана, для спасательных работ (в том числе и над водной поверхностью), аэрофотосъёмки, специальных работ, требующих базирования на кораблях (ледовая разведка, разведка рыбы и др.) и проведения сельскохозяйственных работ.

Для подъёма грузов и людей на борт вертолёта с режима висения над грузовой дверью можно было смонтировать электрическую лебёдку грузоподъёмностью 250 кг.

В транспортном варианте в грузовой кабине устанавливались 12 откидных сидений. В санитарном варианте на вертолёте устанавливаются четверо носилок и сиденье для медработника.

При применении машины для сельскохозяйственных работ она снабжалась специальным оборудованием, обеспечивающим обработку сельскохозяйственных культур порошкообразными, гранулированными и жидкими химикатами. Химикаты загружались в два бункера ёмкостью по 1500 л, которые навешивались снаружи по бортам фюзеляжа.

Для удобства хранения и транспортировки вертолёта лопасти несущих винтов можно было складывать и закреплять в таком положении. При использовании вертолёта над водной поверхностью была предусмотрена возможность установки аварийных баллонетов.

В мае 1967 года вертолёт представили на аэрокосмическом салоне в Ле-Бурже (Франция).

Лётно-технические характеристики Ка-25К:

• диаметр несущего винта: 15,74 м;

• длина вертолёта: 9,83 м;

• высота вертолёта: 5,37 м;

• масса пустого вертолёта: 4100 кг;

• максимальная взлётная масса вертолёта: 7100 кг;

• силовая установка: 2 х ГТД ГТД-3Ф, мощностью: 2 х 900 л.с.;

• Максимальная скорость: 220 км/ч;

• Крейсерская скорость: 200 км/ч;

• Практическая дальность: 650 км;

• Практический потолок: 4500 м;

• Статический потолок: 1200 м;

• Полезная нагрузка: 12 пассажиров или 1500 кг груза внутри кабины или 2000 кг на внешней подвеске.

источник: https://vk.com/@-223685384-letauschii-kran-okb-kamova-ka-25k

26 апреля 1986 выполнил свой первый полет Piasecki PA-97 Helistat - гибрид дирижабля и вертолета, сконструированный компанией Пясецки.
Гибрид представлял собой гелиевый дирижабль ZPG-2W с демонтированной гондолой и двигателями, к которому на ферменной раме прикреплены четыре вертолета Sikorsky H-34, с отстыкованными хвостовыми балками и рулевыми винтами.

Идея была в увеличении грузоподъемности за счет статической подъемной силы дирижабля, что сулило существенную экономию топлива. Прорабатывалось несколько вариантов с разными вертолетами и для проверки концепции был построен один прототип.

Управление осуществлялось несущими винтами вертолетов, которые имели возможность дифференцированного управления. Для управления по курсу вертолеты одной стороны отклоняли тягу винтов вперед, а вертолеты другой стороны - назад.
Летательный аппарат оснащался шасси с самоориентирующимеся колесами, которые не имели тормозов и демпферов шимми.

Именно непродуманная конструкция колесного шасси и стала причиной катастрофы 1 июля 1986 года, в которой аппарат бы полностью разрушен, пилот погиб, трое других членов экипажа получили тяжелые травмы и один - легкие телесные повреждения.

Во время испытательного полета летательный аппарат выполнял висение, в ходе которого задний левый вертолет-двигатель начал терять мощность (в ходе расследования была выявлена неисправность проводки управления двигателем).
Пилот приземлил летательный аппарат, однако направление ветра резко поменялось на попутное, аппарат начало разворачивать и катить. При этом у пилота нехватило запасов управления для компенсации неуправляемого движения, а колеса начали шиммировать. В результате чего конструкция начала входить в автоколебания по типу земного резонанса и пилот, в попытке его предотвратить, поднял аппарат в воздух. Что, однако, привело наоборот к дальнейшему усилению резонанса и в итоге вертолеты поочередно отделились от конструкции, разрушив ее еще в воздухе.

После катастрофы программа была закрыта.