НОВОСТИ    БИБЛИОТЕКА    ЭНЦИКЛОПЕДИЯ    ССЫЛКИ    КАРТА САЙТА    О САЙТЕ


предыдущая главасодержаниеследующая глава

Советские вертолеты опытно-конструкторского бюро И. П. Братухина

В январе 1940 г. при Московском авиационном институте им. Серго Орджоникидзе было организовано новое вертолетное Опытно-конструкторское бюро (ОКБ-3), основное ядро которого составила группа конструкторов и расчетчиков, работавших ранее на протяжении нескольких лет по этой тематике в отделе особых конструкций ЦАГИ.

Иван Павлович Братухин
Иван Павлович Братухин

Руководили новым ОКБ в течение нескольких месяцев (по Март 1940 г.) проф. Б. Н. Юрьев, а затем И. П. Братухин, ранее возглавлявший эту группу работников в ЦАГИ.

Вертолет «Омега»

Первый опытный объект ОКБ - вертолет 2МГ «Омега», эскизный проект которого был рассмотрен и утвержден 27 июля 1940 г.

Это был двухвинтовой вертолет с поперечным расположением несущих винтов.

Фюзеляж ферменной конструкции был выполнен в виде двухместного лимузина, сварен из стальных труб, сверху обшит полотном.

Боковые фермы прямоугольного сечения были сварены из стальных труб.

На вертолете «Омега» устанавливались два рядных двигателя воздушного охлаждения МВ-6 (по двигателю на несущий винт) номинальной мощностью 220 л. с. при 2500 об/мин на высоте 2000 м.

Вертолет «Омега»
Вертолет «Омега»

Коленчатый вал каждого двигателя соединялся с нижним редуктором через муфту включения, которая одновременно являлась также и муфтой свободного хода. Нижний редуктор передавал вращение от коленчатого вала двигателя к вертикальному валу и валу синхронизации.

Вертикальный вал передавал мощность верхнему редуктору, имевшему пару цилиндрических зубчатых колес. Общее передаточное число от коленчатого вала двигателя к валу несущего винта было 0,231.

В целях получения одинаковой частоты вращения обоих несущих винтов нижние редукторы были связаны между собой валом синхронизации. Для облегчения запуска двигателей синхронный вал был выполнен из двух отдельных частей, соединявшихся синхронной муфтой, расположенной в кабине наблюдателя.

При включении муфты синхронность вращения обоих несущих винтов обеспечивалась и в том случае, если один из двигателей останавливался. Это давало возможность при выходе из строя одного двигателя продолжать полет на втором, исправном.

Несущая система вертолета состояла из двух трехлопастных несущих винтов диаметром 7 м, расположенных на кабанах гондол двигателя.

Лопасти винтов состояли из двух частей: носовой, выполненной из дуралюмина, и хвостовой, склепанной из полутора- миллиметровых дуралюминовых листов.

Лопасти винтов крепились к втулке через вертикальные, горизонтальные и продольные шарниры, что обеспечивало лопастям возможность совершать маховое движение в двух плоскостях и менять угол установки.

Движение лопастей относительно вертикального шарнира амортизировалось пружинами, замененными позднее масляными Демпферами.

Вертолет «Омега» совершает вертикальный взлет
Вертолет «Омега» совершает вертикальный взлет

Вертолет имел хвостовое оперение, состоявшее ив большого киля, руля поворота и стабилизатора. Угол установки стабилизатора можно было изменять в полете, воздействуя на штурвал расположенный в кабине летчика.

Управление вертолетом осуществлялось путем одновременного или дифференциального изменения углов установки лопастей обоих несущих винтов, достигаемого при помощи автоматов перекосов своеобразной конструктивной схемы, имевшихся на втулках несущих винтов.

Управление относительно поперечной оси (продольное управление) производилось наклоном сил тяги несущих винтов в продольном направлении, что достигалось циклическим изменением углов установки лопастей одновременно и аналогично у обоих винтов.

Управление относительно продольной оси (поперечное управление) осуществлялось дифференциальным изменением общего шага несущих винтов.

Управление относительно вертикальной оси (управление пути) производилось циклическим изменением углов установки лопастей дифференциально для обоих несущих винтов.

Управление продольное и поперечное осуществлялось ручкой летчика, путевое управление - ножными педалями, управление общим шагом - специальным штурвалом.

Кроме того, имелись управления рулем поворота (от ножных педалей), изменением угла установки стабилизатора (от специального штурвала) и включением муфт в системе трансмиссии.

В аварийном случае путем нажатия кнопки на приборной доске через механизм аварийного сброса можно было мгновенно уменьшить углы установки лопастей несущих винтов и перевести их на режим авторотации.

В августе 1941 г. вертолет «Омега» был передан на заводские летные испытания.

Испытания вертолета проходили в два этапа: испытания на привязи с целью выяснения работы отдельных агрегатов и их доводки и испытания в свободном полете для определения летных свойств аппарата.

В процессе первого этапа выявилась необходимость установки в системе трансмиссии муфт включения несущих винтов, а также необходимость усилить жесткость кабанов несущих винтов.

В это время в испытаниях произошел шестимесячный перерыв, связанный с эвакуацией ОКБ. При возобновлении испытаний было установлено, что при частоте вращения двигателей порядка 1700-1800 об/мин возникают большие крутильные автоколебания боковых ферм и происходит раскачивание всего вертолета.

После демпфирования лопастей около вертикальных шарниров раскачивание аппарата прекратилось.

При сохранении достаточного запаса прочности были удалены четыре раскоса с задней панели ферм, в подкос около фюзеляжа был поставлен пружинно-масляный демпфер, после чего крутильные колебания уже не наблюдались.

Неудовлетворительная работа двигателей (тряска, замасливание свечей, перебои) самым отрицательным образом сказалась на ходе испытаний, и снять летные характеристики не представилось возможным.

В ходе испытаний, проводившихся летчиком-испытателем К. И. Пономаревым, вертолет совершал вертикальные взлеты и посадки, развороты на месте на 360°, полеты с небольшими горизонтальными скоростями, виражи и планирующие посадки. Летные испытания вертолета проводились в основном летом 1943 г. при температуре окружающего воздуха до 50-55°, что приводило к перегреву масла. Поэтому продолжительность полета не превышала 12-15 мин.

Общее поведение вертолета давало основания сделать следующее заключение:

  • при выбранной схеме вертолета его система управления полностью себя оправдала;
  • вертолет был устойчив в полете на всех испытанных режимах, а управление им оказалось простым и вполне надежным;
  • после замены двигателей вертолет мог быть практически использован как для гражданских, так и для военных целей.

Вертолет «Омега-II»

В сентябре 1944 г. в Москве был построен и передан на заводские летные испытания новый вертолет с двумя двигателями МГ-31-Ф. Этот аппарат являлся модификацией первого вертолета «Омега».

Замена двигателей привела к целому ряду конструктивных изменений: были изготовлены новые рамы двигателей, переделаны вновь система принудительного охлаждения, маслобак, капоты двигателей, бензобаки и бензосистема. Изменения коснулись также нижних и верхних редукторов, муфт включения и боковых ферм.

Установленные на вертолете двигатели МГ-31-Ф (девятицилиндровые, звездообразные, воздушного охлаждения) имели следующие данные: максимальная (взлетная) мощность 350 л. с. при 1950 об/мин, номинальная мощность 300 л. с. при 1860 об/мин.

В системе трансмиссии обороты двигателя редуцировались с передаточным числом 0,32.

Работа всех агрегатов вертолета, подвергнутая обстоятельным наземным испытаниям, оказалась вполне удовлетворительной.

В процессе летных испытаний аппарата (летчик-испытатель К. И. Пономарев), которые проходили с сентября 1944 г. по январь 1945 г., вертолет «Омега-II» с двигателями МГ-31-Ф неоднократно совершал все эволюции, присущие вертолетам этого типа, показал вполне удовлетворительные пилотажные свойства и неплохие летные данные.

После изменения передаточного числа трансмиссии с 0,32 на 0,283, что было достигнуто путем замены пары зубчатых колес верхних редукторов, суммарная тяга несущих винтов повысилась на 300 кгс, что увеличило и значение статического потолка.

Колебания фюзеляжа, обнаруженные в начале испытаний, были устранены установкой специальных гасителей колебаний.

В 1945 г. на вертолете «Омега-II» с двигателями МГ-31-Ф были проведены дополнительные летные испытания (летчик-испытатель К. И. Пономарев, ведущий инженер Д. Т. Мацицкий), в процессе которых значение достигнутого динамического потолка возросло до 3000 м (ранее было 700 м).

С осени 1945 г. вертолет использовался для обучения и тренировки летного состава. В 1946 г. вертолет «Омега-II» принял участие в воздушном параде на Тушинском аэродроме (летчик М. К. Байкалов). Но вскоре он был снят с эксплуатации в связи с выходом из строя двигателей и отсутствием запасных.

Вертолет Г-3

Весьма удовлетворительные результаты летных испытаний этого вертолета вызвали большой интерес к нему с точки зрения возможности практического использования его для корректировки артиллерийского огня.

Поскольку новые двигатели МГ-31-Ф отсутствовали, было закуплено некоторое количество импортных авиационных двигателей Пратт-Уитни R-985 AN-1 и было дано задание построить опытный экземпляр нового вертолета на базе вертолета «Омега», но с установкой новых импортных двигателей. В течение 1945 г. было построено два таких вертолета, получивших наименование «артиллерийский корректировщик» (заводская марка Г-3).

Вертолет Г-3, созданный на базе вертолета «Омега», имел ту же принципиальную схему и сохранил большую часть основных его агрегатов. Конструктивные изменения коснулись лишь элементов аппарата, непосредственно связанных с новыми двигателями: рамы двигателей, элементы трансмиссии, капоты и т. п. Передаточное число в трансмиссии было сохранено прежним: 0,283.

Вертолет Г-3 был построен в двух экземплярах и оба экземпляра были подвергнуты летным испытаниям.

Еще до окончания испытаний было принято решение о постройке небольшой (10 экземпляров) войсковой серии этого вертолета на одном из авиационных заводов. Всего за два года (1945-1946 гг.) было построено пять серийных аппаратов.

Моторная гондола вертолета «Омега II» с двигателями МГ-31-Ф
Моторная гондола вертолета «Омега II» с двигателями МГ-31-Ф

В воздушном параде в 1946 г. кроме вертолета «Омега-II» с двигателем МГ-31-Ф приняли участие два вертолета Г-3 (летчики К. И. Пономарев и В. Г. Мареев).

По целому ряду причин, главным образом организационных, построенные серийные вертолеты Г-3 не были в полной мере использованы по своему прямому назначению. В 1948-1949 гг. один из серийных вертолетов Г-3 был передан в воинскую часть для обучения и тренировки летного состава.

Вертолет Г-4

Имевшиеся запасы импортных двигателей «Пратт-Уитни» были полностью использованы.

Чтобы продолжить выпуск серийных вертолетов Г-3, в ОКБ в 1946 г. разрабатывалась модификация вертолета Г-3 под новые двигатели отечественного производства (двигатель АИ-26ГР).

В 1946-1947 гг. в производстве находились два опытных экземпляра модифицированного вертолета с двигателями АИ-26ГР.

По принципиальной схеме и конструктивному выполнению новый вертолет Г-4 аналогичен ранее построенным аппаратам «Омега» и Г-3. От вертолета Г-3 он отличался в основном агрегатами, непосредственно связанными с новым двигателем.

Так как по мощности и массе новый двигатель АИ-26ГР превосходил двигатели, применявшиеся на прежних вертолетах, то пришлось в вертолете Г-4 внести некоторые изменения в размерности ряда основных агрегатов и произвести усиление некоторых узлов и деталей.

Двигатель АИ-26ГР, построенный по техническим условиям ОКБ, был первым советским двигателем, предназначавшимся специально для установки на вертолет, что отразилось на его конструкции.

Двигатель АИ-26ГР, семицилиндровый, звездообразный, воздушного охлаждения, обладал следующими данными:

 взлетная мощность                                 500 л. с. при 2100 об/мин 
 номинальная мощность                              370 л. с. при 2000 об/мин  
 номинальная мощность на расчетной высоте 3000 м   420 л. с. при 2000 об/мин 

Двигатель имел специальный редуктор, передававший вращение вверх (под прямым углом к коленчатому валу) вертикальному валу идущему к верхнему редуктору, и в сторону - на синхронный вал. Редуктор имел, кроме того, еще один вывод для осевого вентилятора, установленного для искусственного охлаждения двигателя на всех режимах полета вертолета.

Редуктор двигателя был снабжен комбинированной муфтой, управляемой одним рычагом, включавшей в себя фрикцион для раскрутки несущих винтов и жесткое кулачковое сцепление для передачи полного крутящего момента двигателя.

Схема трансмиссии вертолета Г-4
Схема трансмиссии вертолета Г-4

Комбинированная муфта являлась одновременно муфтой свободного хода, автоматически отключавшей вал двигателя от системы трансмиссии в случае снижения им частоты вращения (по сравнению с другим двигателем) или в случае полной его остановки.

Передаточное число трансмиссии от коленчатого вала двигателей к валам несущих винтов было равно 0,27, т. е. при нормальной частоте вращения двигателя 2000 об/мин несущий винт делал 540 об/мин.

В отличие от вертолетов «Омега» и Г-3 у вертолета Г-4 несущие винты имели диаметр 7,7 м. Конструкция их была цельнометаллическая, носовая часть была выполнена из дуралюминовой балки сплошного по размаху сечения, переходящей в круглый комель, который крепился к обоймам втулки винта. Хвостовая часть - полая, склепана из дуралюминовых листов и набора диафрагм и стрингеров. Профиль лопастей - NACA-23016. Лопасти - плоские, без закрутки.

Для быстрого уменьшения углов установки лопастей несущих винтов в случае остановки одного или обоих двигателей на вертолете был установлен аварийный автоматический сброс общего шага. Гидропневматическая система его была связана с давлением масла в двигателе. При остановке двигателя и падении давления масла автоматически срабатывала аварийная система сброса общего шага.

Вертолет Г-4
Вертолет Г-4

Первый экземпляр вертолета Г-4 был передан на заводские летные испытания в октябре 1947 г. Проводили испытания летчик- испытатель М. К. Байкалов и ведущий инженер Г. В. Ремезов. На летных испытаниях была проверена возможность полета вертолета без снижения на одном двигателе.

Один из разделов программы заводских летных испытаний вертолета Г-4 предусматривал посадку вертолета с безмоторного планирования на режиме авторотации несущих винтов, что проводилось впервые в Советском Союзе. Однако вследствие пилотажной ошибки, допущенной летчиком-испытателем, и недостаточно строгого инструктажа со стороны руководства летной части вертолет потерпел аварию (28 января 1948 г.) и программа заводских летных испытаний не была выполнена.

В ноябре 1947 г. поступил на заводские летные испытания второй опытный экземпляр (дублер) вертолета Г-4 (летчик-испытатель К. И. Пономарев и ведущий инженер Д. Т. Мацицкий).

Значения статического и динамического потолка, полученные при испытании первого экземпляра вертолета Г-4, оказались значительно ниже расчетных. В связи с этим были внесены изменения в аэродинамическую компоновку лопастей несущих винтов Дублера Г-4.

В то время как в первом экземпляре лопасти несущих винтов были плоские (без закрутки), во втором экземпляре лопасти винтов были закручены на 6° 45'. Это обстоятельство благоприятно отразилось на летных данных дублера вертолета Г-4, полученных в процессе его летных испытаний. Была вновь проверена Возможность полета вертолета без снижения на одном двигателе.

Как уже отмечалось, испытания первого экземпляра вертолета Г-4 на режиме безмоторного планирования провести не удалось из-за аварии аппарата. Эти испытания по весьма обширной программе были выполнены в процессе летных испытаний дублера.

Режим безмоторного полета и посадки вертолета до этого времени в Советском Союзе практически не был изучен. Новизна и сложность этого вопроса, особенно для вертолетов, имеющих большую удельную нагрузку на ометаемый диск (порядка 30 кгс/м2), потребовала обширной программы исследований, оснащения вертолета различной аппаратурой и разработки тщательно продуманной методики, что и было выполнено силами ОКБ.

За два месяца было совершено 44 полета общий продолжительностью 7 ч 52 мин. В результате этих исследований были сделаны следующие выводы:

  • вертолет Г-4 с режима безмоторного планирования посадку производит нормально;
  • скорость снижения при планировании на режиме авторотации 12 м/с;
  • скорость планирования 155-160 км/ч;
  • угол планирования при этом 15,5-16°;
  • посадочная скорость 80-90 км/ч;
  • пробег после посадки 10-15 м при медленном движении ручки на себя;
  • угол установки лопастей несущих винтов 5° 45'.

Эти исследования, которые проводили летчик-испытатель К. И. Пономарев и ведущий инженер Д. Т. Мацицкий, доказали возможность для вертолета Г-4 в случае одновременного отказа двух двигателей совершить безопасную посадку на авторотирующих несущих винтах.

В период летных испытаний вертолета Г-4 (дублера) агрегаты трансмиссии и несущей системы (редукторы, валы, муфты, лопасти и управление) прошли длительные 100-часовые ресурсные испытания в соответствии с требованиями заказчика. Это были первые систематические ресурсные испытания основных агрегатов вертолета, сделавшиеся впоследствии непременной составной частью испытаний и доводки каждого нового опытного образца.

В воздушном параде в День авиации в 1947 г. принимали участие три вертолета ОКБ-3: вертолет Г-4 и два вертолета Г-3.

Из намечавшейся серии вертолета Г-4 в десять экземпляров было построено на серийном заводе всего лишь четыре, и с конца 1948 г. дальнейшая постройка этих вертолетов была приостановлена.

Пассажирский вертолет Б-5

В начале 1945 г. в ОКБ-3 началось проектирование нового опытного вертолета Б-5, и в течение года были изготовлены рабочие чертежи этого аппарата.

Шестиместный пассажирский вертолет Б-5 двумя двигателями АИ-26ГР(Ф)
Шестиместный пассажирский вертолет Б-5 двумя двигателями АИ-26ГР(Ф)

Б-5 - шестиместный пассажирский вертолет двухвинтовой поперечной схемы с двумя двигателями АИ-26ГР (ф).

По своей принципиальной схеме вертолет Б-5 аналогичен ранее построенным вертолетам «Омега», Г-3 и Г-4, но существенно отличался от них размерами, конструкцией и массой.

На вертолете были установлены два форсированных двигателя АИ-26ГР(Ф), которые почти не отличались от ранее применявшихся двигателей АИ-26ГР.

Путем изменения наддува взлетная мощность была увеличена до 550 л. с., а номинальная - до 420 л. с. Габаритные размеры двигателя и его масса остались неизменными. Точно так же остался без изменения специальный редуктор, муфты включения и свободного хода.

Чтобы придать аппарату лучшую аэродинамическую форму, фермы, соединяющие фюзеляж с гондолами двигателей, были выполнены в виде крыла, которое к тому же на максимальной скорости полета создавало подъемную силу, достигавшую 25% от полной массы вертолета.

Конструктивно крыло состояло из трех частей: центроплана и двух консолей.

Верхняя часть кабана представляла собой точеную (из двух половин) конусную дуралюминовую трубу, соединяющую своими фланцами верхний редуктор с нижней частью кабана. Нижняя часть кабана была выполнена в виде пространственной фермы, сваренной из стальных труб, которая пристыковывалась к каркасу крыла и несла на себе двигатель, редуктор, шасси и прочие агрегаты, составлявшие в целом гондолу двигателя.

Конструкция несущих винтов, управления ими и трансмиссия ничем, кроме габаритных размеров и конструктивного оформления некоторых узлов и деталей, принципиально не отличались от конструкции этих агрегатов в вертолете «Артиллерийский корректировщик».

Вертолет Б-5 был закончен в производстве в 1947 г. В течение года проводились его наземные испытания и был совершен ряд кратковременных полетов на небольшой высоте.

Санитарный вертолет Б-9

В 1946 г. в ОКБ-3 был спроектирован и в 1947 г. построен санитарный пятиместный вертолет, рассчитанный на перевозку четырех лежачих больных в сопровождении одного санитара.

Конструктивно он был создан на базе шестиместного пассажирского вертолета и отличался от него лишь конструкцией фюзеляжа. Система трансмиссии, двигательные установки, крыло, несущие винты, шасси, оперение и прочие агрегаты были однотипны с конструкцией этих агрегатов на пассажирском вертолете Б-5.

Фюзеляж санитарного вертолета имел несколько большее (по сравнению с фюзеляжем пассажирского аппарата) миделево сечение и был выполнен в виде монокока, собранного из продольного и поперечного наборов дуралюминовых стрингеров и шпангоутов и имевшего дуралюминовую обшивку.

Кабина для больных была значительно увеличена за счет багажного отделения. Носилки были размещены в два яруса вдоль правого борта. На левом борту был расположен столик медработника.

Вертолет Б-10

В 1947 г. был построен еще один опытный вертолет с маркой Б-10.

По общей схеме и по конструкции большинства агрегатов вертолет Б-10 не отличался от ранее созданных аппаратов Б-5 и Б-9.

На вертолете Б-10 были установлены два двигателя АИ-26 ГВФ со взлетной мощностью 575 л. с. и номинальной мощностью на земле 400 л. с.

Экипаж вертолета состоял из трех человек: летчика, штурмана и наблюдателя.

Вертолет Б-10
Вертолет Б-10

В носовой части фюзеляжа со смещением к правому борту была расположена кабина штурмана. Сиденье летчика было расположено у левого борта фюзеляжа и смещено назад относительно сиденья штурмана.

В средней части фюзеляжа был отсек, где размещалось фоторадиооборудование. При необходимости этот отсек мог быть использован для перевозки грузов небольших габаритных размеров или двух-трех пассажиров.

В хвостовой части фюзеляжа была расположена кабина наблюдателя.

В отличие от вертолетов Б-5 и Б-9 крыло вертолета Б-10 имело подкосы, идущие от верхней части верхней опоры кабана к верхней части фермы крыла и от нижней части фермы крыла к узлам фюзеляжа.

Хвостовое оперение состояло из стабилизатора с изменяемым в полете углом установки и двух килей, разнесенных и закрепленных по концам стабилизатора.

В течение двух лет (1946-1947 гг.), когда проектировались и строились последние три опытных вертолета (Б-5, Б-9 и Б-10), происходила значительная переоценка существовавших ранее взглядов на практическое использование и применение разных типов вертолетов. Это отразилось непосредственно на дальнейших планах работ ОКБ-3.

Интерес к вертолетам Б-5, Б-9 и Б-10 пропал, на первый план была выдвинута задача создать на базе этих вертолетов новый аппарат. Так был создан новый опытный вертолет связи Б-11.

В его основу была положена принципиальная схема указанных трех опытных вертолетов, были использованы также некоторые основные их агрегаты.

Вертолет связи Б-11

Проектирование вертолета связи Б-11, постройка двух его экземпляров и частично летные испытания составили основное содержание работы ОКБ-3 в течение 1948 г.

По общей схеме и конструкции ряда основных агрегатов вертолет Б-11 был аналогичен ранее выпущенным вертолетам Б-5, Б-9, и Б-10.

В переднем отсеке кабины фюзеляжа было два пассажирских кресла, а в задней части кабины находился грузовой отсек, в котором могли быть установлены носилки для больного и сиденье для медработника. Погрузка и выгрузка больного, лежащего на носилках, производилась через заднюю дверь увеличенного размера.

На вертолете Б-5 крыло имело несущий профиль. На вертолетах Б-9 и Б-10 крыло было выполнено с симметричным профилем. Такой же профиль имело крыло вертолета Б-11.

Конструкция автомата перекоса вертолета Б-11
Конструкция автомата перекоса вертолета Б-11

В процессе испытаний вертолета Б-5 на некоторых режимах работы несущих винтов была выявлена тряска крыла, имевшая явно выраженный характер резонанса. Требовалось изменить собственные частотные характеристики крыла. С этой целью на вертолетах Б-10 и Б-11 крыло было подкреплено подкосами, идущими от верхней части опор кабана к верхней панели фермы крыла и от нижней панели фермы крыла к узлам на фюзеляже.

Задние подкосы (верхние и нижние) были снабжены гидравлическими демпферами.

Управление вертолетом осуществлялось с помощью автоматов перекоса, которые через суммарно-дифференциальный механизм были связаны с ручкой и педалями управления.

В соответствии с назначением вертолет Б-11 был оснащен оборудованием, обеспечивавшим его применение днем и ночью в сложных метеорологических условиях, а также необходимыми для этого средствами радиосвязи.

На аппарате были установлены два двигателя АИ-26ГР (ф), технические данные которых были приведены при описании вертолета Б-5. В апреле 1948 г. оба экземпляра вертолетов Б-И были закончены в производствен переданы на заводские летные испытания.

Вертолет связи Б-11
Вертолет связи Б-11

В июне состоялся первый вылет первого экземпляра вертолета, а в сентябре - второго экземпляра. Летные испытания проводились одновременно на обоих экземплярах. Были сняты балансировочные кривые, оттарирован указатель скорости на мерной базе, определена наивыгоднейшая скорость полета для набора высоты, определены динамический потолок и скороподъемность, определена минимальная мощность для горизонтального полета.

Для определения характеристик полета на одном двигателе, расхода горючего, дальности полета и дальности радиосвязи оба аппарата совершили по одному полету на расстояние 80 км от аэродрома базирования с возвращением на свою базу без посадки.

Были получены характеристики планирования на режиме авторотации и произведены посадки на этом режиме. Первый экземпляр вертолета, кроме того, совершил два полета на одном двигателе продолжительностью 47 мин и три полета на высоте 2300 м общей продолжительностью 2 ч 46 мин.

В процессе летных испытаний было выявлено, что на некоторых режимах полета и особенно на режимах максимальных скоростей на высоте возникали вибрации вертолета и колебания ручки управления. Выяснилось, что крыло имело малый угол установки, в результате чего на некоторых режимах полета оно не создавало нужной дополнительной подъемной силы. Это приводило к тому, что ожидаемой разгрузки несущих винтов не происходило и винт начинал работать на режимах, близких к срывным.

Кроме того, было установлено совпадение собственных частот колебаний некоторых агрегатов с частотами сил, действующих на втулки несущих винтов.

Колебания ручки управления в значительной степени объяснялись состоянием гидравлических демпферов лопастей и системы управления, которые при работе давали течь, несмотря на все попытки их герметизации.

С целью проведения исследований вибраций агрегатов вертолета в полете и их устранения 31 августа 1948 г. испытания по программе были приостановлены.

Эти исследования, в которых участвовали научно-исследовательские организации, проводились в основном на дублере вертолета Б-11. Было установлено, что стойки основного шасси, приборная доска и двигатели на амортизаторах входят в резонанс с силами на втулках несущих винтов при наступлении срывных режимов.

Во время одного из таких полетов с целью записи колебаний агрегатов 13 декабря 1948 г. с вертолетом Б-11 (дублер) произошла катастрофа, в результате которой трагически погибли летчик-испытатель К. И. Пономарев и бортрадист И. Г. Нилус.

Непосредственной причиной катастрофы явилось разрушение вилки крепления лопасти № 3 правого несущего винта, имевшей серьезный конструктивный и производственный дефекты.

На основе проведенных летных исследований вертолета Б-11, а также рекомендаций аварийной комиссии было решено внести в его конструкцию следующие изменения:

  • усилить вилки крепления лопастей;
  • заменить амортизаторы двигателей более мягкими;
  • увеличить ход стоек шасси;
  • подкрепить рамы двигателей;
  • изменить крепление приборной доски;
  • на демпферы лопастей, управления и в подкосах крыла установить компенсаторы, гарантирующие пополнение их смесью;
  • усилить киль;
  • установить аварийный люк в кабине летчика;
  • на крыло установить подкрылки (щитки), закрепленные под постоянным углом 30° к нижней плоскости крыла;
  • двигатели АИ-26ГР (ф) (полуфорсированные) заменить двигателями АИ-26ГРФ (форсированными) со следующими техническими данными:
    взлетная мощность                           575 л. с.  при 2200 об/мин
    номинальная мощность на высоте 2000 м       460 л. с.  при 2050 об/мин
    номинальная мощность на земле               420 л. с.  при 2050 об/мин
    

После внесения в первый экземпляр вертолета Б-11 указанных конструктивных изменений и доработок, после специальных дополнительных испытаний вертолета на вибрации на режиме висения и снятия виброхарактеристик аппарата на всех режимах заводские летные испытания, временно приостановленные в августе 1948 г., были продолжены.

Доводки, произведенные на вертолете, отдалили срывные режимы, однако во избежание попадания в режимы, близкие к срыву потока на лопастях, были установлены ограничения следующего характера:

 высота полета                           не более 2500 м 
 максимальные скорости на высотах: 
     2500 м                              не более 110 км/ч 
     2000 м                              не более 130 км/ч 
     1500 м                              не более 155 км/ч 

Эти ограничения в значительной степени предопределили результаты летных испытаний.

В 1948 г. вертолет связи Б-11 принял участие в воздушном параде на авиационном празднике.

Последующие работы по доводке вертолета Б-11 показали, что для полного удаления срывов на режимах набора высоты и максимальной скорости необходимо иметь лопасти несущих винтов с увеличенной на 15% хордой или увеличить частоту вращения винтов на 10%.

На вертолете с существующими параметрами требовалось установить дополнительное ограничение на наибольшую полетную массу (не свыше 3950 кг) и на режим набора высоты.

Вертолет Б-11 был в большей степени, чем остальные, строивщиеся ранее, доведен и исследован; он обладал хорошей устойчивостью и управляемостью на всех режимах полета.

Предложение (май 1950 г.) о модификации этого вертолета для повышения его летно-тактических данных и полного устранения выявленных дефектов не встретило поддержки и не было принято.

Некоторые эскизные проекты, разрабатывавшиеся в ОКБ И. П. Братухина

Эскизные проекты опытных вертолетов разного назначения и разных принципиальных схем, разрабатывавшиеся в Опытно-конструкторском бюро И. П. Братухина, представляют значительный интерес, несмотря на то, что вертолеты по ним построены не были.

Эскизные проекты многоцелевого вертолета с двумя двигателями М-11 ФР-1 (а), с двигателем М-14 (б), учебного вертолета с двумя двигателями М-11 ФР-1 (в)
Эскизные проекты многоцелевого вертолета с двумя двигателями М-11 ФР-1 (а), с двигателем М-14 (б), учебного вертолета с двумя двигателями М-11 ФР-1 (в)

В 1947 г. был разработан эскизный проект тяжелого десантного вертолета той же принципиальной схемы, что и предыдущие аппараты, т. е. двухвинтовой с поперечным расположением винтов.

Вертолет намечалось снабдить двумя двигателями М-82ФН воздушного охлаждения. Диаметр несущих винтов должен был быть равен 16 м, полетная масса намечалась порядка 10 000 кг. Вертолет предназначался для перевозки тридцати солдат и военной техники (автомобили, пушки и проч.).

На протяжении 1948-1950 гг. в ОКБ производилась эскизная разработка нескольких вариантов многоцелевого и учебного вертолета (марка Б-12).

Многоцелевой вертолет с двумя двигателями М-14 (эскизный проект)
Многоцелевой вертолет с двумя двигателями М-14 (эскизный проект)

При разработке проектов этого вертолета была принята одновинтовая схема с рулевым винтом в отличие от обычной для ОКБ двухвинтовой схемы.

Разрабатывавшиеся варианты различались в основном применявшимися двигателями, количеством мест и конструкцией некоторых элементов. В соответствии с этим несколько варьировались и ожидаемые летные данные.

Во всех эскизных проектах предусматривались интересные нововведения.

Проект двухвинтового комбинированного вертолета поперечной схемы (10-местный, взлетная масса 5800 кг)
Проект двухвинтового комбинированного вертолета поперечной схемы (10-местный, взлетная масса 5800 кг)

Для повышения безопасности полета в системе трансмиссии намечалось установить дополнительную аварийную муфту свободного хода, обеспечивающую свободное вращение несущего винта в случае поломки агрегатов трансмиссии.

Кроме того, на вертолете должно было быть установлено специальное устройство для автоматического перевода несущего винта на режим авторотации в случаях остановки двигателей, остановки (повреждения) рулевого винта или поломки элементов трансмиссии.

Представляет интерес эскизный проект многоцелевого вертолета с двумя двигателями М-14, созданный в 1951 г., - это проект четырехместного вертолета двухвинтовой схемы с поперечным расположением винтов. Диаметр несущих винтов намечался равным 11 мм, полная полетная масса 2500 кг при массе конструкции 1900 кг.

Компоновочная схема реактивного вертолета (эскизный проект)
Компоновочная схема реактивного вертолета (эскизный проект)

В начале 50-х годов под руководством И. П. Братухина был разработан также проект двухвинтового комбинированного вертолета поперечной схемы. Это был проект десятиместного вертолета с поршневыми двигателями со взлетной массой 5800 кг. Тогда же был разработан проект постановки на этот комбинированный вертолет двух турбовинтовых двигателей.

Общее представление о работе Опытно-конструкторского бюро И. П. Братухина было бы неполным, если бы не была отмечена еще одна работа - создание реактивного вертолетного винта с прямоточными двигателями на концах лопастей.

В 1948 г. была начата эскизная разработка проекта экспериментального вертолета с реактивным несущим винтом, снабженным двумя прямоточными двигателями. Это был проект одновинтового одноместного вертолета с реактивным двухлопастным несущим винтом.

На концах лопастей должны были быть установлены прямоточные двигатели.

Несущий винт вертолета намечался цельнометаллическим. Он должен был состоять из сплошной носовой балки (сплав АК6), набора диафрагм и хвостовой обшивки (листовой дуралюмин). На концах лопастей при помощи специальных узлов должны были крепиться двигатели.

На комлевой части носовой балки имелась крупная трапецеидальная резьба, при помощи которой должна была осуществляться жесткая бесшарнирная заделка лопасти во втулке. Несущий винт проектировался жестким, он должен был крепиться на кардановом подвесе, размещенном внутри втулки.

Угол установки лопастей во втулке не должен был изменяться в полете, а изменение угла атаки должно было производиться одновременно на обеих лопастях, причем на одной лопасти он увеличивался, а на другой уменьшался.

Угол установки лопастей невелик и поэтому при переходе на авторотацию его не требовалось менять, что сильно упрощало конструкцию несущего винта.

Управление несущим винтом должно было осуществляться при помощи автомата перекоса, воздействующего на стабилизирующий стержень с демпфером. Этот тип управления казался более выгодным, чем непосредственное управление при помощи наклона головки, как это имело место у автожиров.

Испытание реактивного вертолетного винта с прямоточными двигателями на специальном стенде
Испытание реактивного вертолетного винта с прямоточными двигателями на специальном стенде

Реактивный вертолет намечалось снабдить хвостовым оперением, состоящим из стабилизатора с изменяемым в полете углом установки, киля и комбинированного руля поворота. Верхняя часть его должна была обеспечивать (совместно с нижней) путевое управление на режимах горизонтального перемещения; нижняя часть руля, отклоняясь вокруг продольной горизонтальной оси, - путевое управление на режимах висения и вертикального подъема.

Питание двигателей топливом должно было осуществляться при помощи насоса, качающего бензин из бака через систему бензопроводки, идущей по фюзеляжу до специального распределительного устройства на валу винта, оттуда - по бензопроводам, проложенным внутри лопастей, до двигателей.

Предварительная раскрутка несущего винта при запуске двигателей должна была производиться при помощи пиропатронов или от специального наземного стартера.

Диаметр несущего винта намечался 8 м, частота вращения 597 об/мин, заполнение 0,0385.

Полная полетная масса вертолета предполагалась равной 650 кг при массе конструкции 260 кг и массе горючего 300 кг. Нагрузка на 1 м2 должна была составлять 13 кгс/м2. Выбор прямоточных двигателей был сделан исходя из следующих соображений:

  • простота конструкции двигателей;
  • высокая надежность их работы;
  • максимальные возможности форсажа.

После подбора основных параметров, исследования авторотирующих свойств несущего винта, изготовления винта и специального стенда были начаты (1950 г.) экспериментальные исследования работы реактивного винта, приводимого во вращение прямоточными двигателями.

В процессе стендовых исследований были отработаны система питания двигателей, системы управления двигателями и несущим винтом и система зажигания. Самым сложным вопросом оказался вопрос доводки двигателей в условиях вращательного движения.

После опробования многочисленных схем внутреннего устройства двигателей была определена наилучшая.

С этой схемой внутреннего устройства двигателя реактивный винт работал удовлетворительно до окружной скорости 170 м/с, развивая тягу 290 кгс. Это давало основание рассчитывать, что при окружной скорости 250 м/с винт будет развивать тягу 600 кгс.

Для дальнейшего повышения окружной скорости требовалось провести специальные динамические испытания двигателей на динамическую прочность, что, однако, не удалось сделать из-за отсутствия специального стенда.

В 1951 г. ОКБ-3 было ликвидировано, просуществовав около 11 лет.

Несмотря на ряд трудностей, связанных с войной, эвакуацией, недостатком конструкторских кадров, работа ОКБ-3 была плодотворной и его деятельность оказала большое влияние на дальнейшее развитие советского вертолетостроения.

В чем же заслуга конструкторского коллектива ОКБ-3 и его главного конструктора И. П. Братухина в области развития и совершенствования советских вертолетов?

Вертолеты, созданные Опытно-конструкторским бюро И. П. Братухина, были первыми советскими вертолетами, показавшими достаточно высокие летные данные, эксплуатация которых не была связана только со своим аэродромом, и пригодными для практического применения.

Здесь впервые в практике советского вертолетостроения стали применять на вертолете двигатель, специально созданный по техническим условиям ОКБ для аппаратов этого типа, т. е. в комплекте со специальным редуктором и муфтами включения и свободного хода.

Не менее важное значение имел тот факт, что в ОКБ-3 впервые в СССР было проведено исследование вертолета Г-4 (а затем и Б-11) на режиме безмоторного планирования и посадки. С этого момента важнейший фактор безопасности полета вертолета получил не только теоретическое обоснование, но и практическое подтверждение, что имело величайшее значение для широкого внедрения вертолетов в различные области хозяйства.

Здесь впервые в СССР была установлена и отработана практика длительных ресурсных испытаний вертолета в целом и отдельных его агрегатов, что благоприятным образом повлияло на повышение надежности конструкции вертолета.

Необходимо отметить еще одну сторону деятельности конструкторской организации, неразрывно связанной с созданием опытных образцов.

Ввиду почти полного отсутствия в тот период соответствующих подразделений в ведущих научных организациях ОКБ-3 вынуждено было вести у себя теоретическую и экспериментально-исследовательскую работу, без чего немыслимо было создание новых опытных аппаратов.

Прежде всего следует отметить большую теоретическую работу, проведенную ОКБ по дальнейшему уточнению методики аэродинамического расчета вертолета и расчета балансировки, по изучению вопросов сходимости с результатами летных испытаний.

Большое внимание уделялось также разработке методики расчета отдельных агрегатов вертолета на прочность, дальнейшему уточнению норм прочности. Эти изыскания были тесно связаны с работой по расширению статических и динамических испытаний элементов вертолетов на прочность.

Впервые в практике СССР здесь была разработана методика комплексных статических испытаний на прочность каркаса вертолета в собранном виде.

Испытания построенных вертолетов и их всесторонняя доводка потребовали более глубокого изучения некоторых основных элементов конструкции: лопастей несущего винта, сочленений, подшипников в специфических условиях работы и демпферов. Для этого пришлось создать целый ряд стендов и испытательных установок, разработать специальную методику таких испытаний, использовать новую совершенную аппаратуру.

Следует указать, что выбор направления вращения несущих винтов, что имело особо важное значение для двухвинтовых вертолетов поперечной схемы, был произведен на основе глубокого теоретического анализа с учетом всех возможных режимов полета вертолета и обеспечения эффективного управления им.

На основе анализа параметров созданных ОКБ-3 опытных вертолетов следует отметить технически интересные и наиболее важные их особенности.

1. Все вертолеты, ранее созданные во всем мире, имели коэффициент нагрузки на 1 м2 ометаемого диска 10-15 кг/м2, превышение этой величины считалось опасным. В вертолетах, построенных ОКБ-3, этот коэффициент достигал 23-26 кг/м2. После 1959 г. подобное значение удельной нагрузки стало обычным для всех современных вертолетов.

2. В вертолетах ОКБ-3 значение окружной скорости концов лопастей несущих винтов доходило до 200 м/с.

3. Немаловажной заслугой ОКБ-3 была разработка и практическое освоение нового типа целиком металлических лопастей, которые в значительной степени предвосхитили конструкцию лопастей, нашедшую применение в вертолетах за последние 5-10 лет.

Опытно-конструкторскому бюро И. П. Братухина принадлежит также оригинальное решение ряда конструктивных вопросов: суммарно-дифференциальный механизм в системе управления, автомат перекоса своеобразной оригинальной схемы, автомат аварийного сброса шага несущего винта и перевода его на режим авторотации.

В ОКБ-3 была проделана значительная работа по уточнению и дальнейшей разработке норм прочности, исследованию вопросов вибрации, вождения ручки управления, усилий в системе управления, методики летных исследований, использования совершенной испытательной аппаратуры и т. п.

В Опытно-конструкторском бюро И. П. Братухина были подготовлены квалифицированные кадры конструкторов, летчиков и инженеров.

В 1945 г. за создание советских вертолетов группа конструкторов ОКБ-3 была награждена орденами Советского Союза: орденом Трудового Красного знамени - И. П. Братухин, Д. Т. Мацицкий, И. Я. Никитин, Г. И. Солнцев, орденом Красной Звезды - Б. Я. Жеребцов.

В 1946 г. И. П. Братухину и Б. Н. Юрьеву была присуждена Государственная премия.

Следует также отметить работников конструкторского коллектива: В. П. Лаписова, Г. В. Ремизова, Т. Н. Выропаеву, Е. П. Троицкого, К. А. Бункина, М. Б. Малиновского, А. Я. Бахур, В. Н. Ясенецкого и других, а также летчиков-испытателей: К. И. Пономарева, М, К. Байкалова и Г. И. Комарова.

предыдущая главасодержаниеследующая глава










© Карнаух Л.А., Злыгостев А.С., 2009-2019
При копировании материалов активная ссылка обязательна:
http://fly-history.ru/ 'История авиации и воздухоплавания'

Рейтинг@Mail.ru Rambler s Top100