Процесс изменения сил и моментов, обеспечивающих полет вертолета по заданной траектории, называют управлением, а комплекс соответствующих устройств составляет систему управления (СУ) (рис. 3.1.1).
Рис. 3.1.1. Управление вертолета: а – система осей вертолета; б – управление общим шагом; в – продольное управление; г – поперечное управление; д – путевое управление.
Управление вертолетом может осуществляться:
– непосредственно летчиком;
– летчиком, а также механизмами и устройствами, служащими для облегчения процесса управления и улучшения его качества (полуавтоматическая система);
– системой, в которой создание и изменение управляющих сил и моментов осуществляется комплексом автоматических устройств, а роль летчика сводится к отладке этих устройств и наблюдению за правильностью их работы.
СУ вертолетом состоит из ручного и ножного управления.
Ручное управление предназначено для воздействия на автомат перекоса (АП) НВ и разделяется на управление общим шагом (управление подъемной силой НВ по оси У) и циклическим шагом НВ (продольное и поперечное управление относительно осей X и Z).
Управление общим шагом летчик осуществляет при помощи рычага, расположенного слева от него. Управление циклическим шагом НВ производится правой рукой.
Ножным управлением создается момент М относительно вертикальной оси вертолета и осуществляется путевое управление (рысканье). На вертолете одновинтовой схемы путевое управление предназначено для изменения общего шага РВ, на вертолетах соосной схемы – для дифференциального изменения общего шага НВ.
Движение рук и ног летчика при управлении вертолетом соответствует естественным рефлексам человека. При перемещении ручки вперед, т.е. от себя, вертолет опускает нос (появляется пикирующий момент тангажа Мг относительно оси Z) и увеличивает горизонтальную скорость полета Vх при повышении мощности двигателя.
При движении ручки назад, т.е. на себя, появляется кабрирующий момент Мz и происходит соответствующее движение вертолета назад (вперед хвостом).
Движение ручки влево вызывает левый крен вертолета (относительно оси X) и при увеличении мощности двигателя – полет боком влево вдоль оси Z. Движение ручки вправо вызывает правый крен и полет боком вправо.
Движением левой ноги вперед вертолет поворачивается налево, правой ноги – направо.
ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТА
Выбор той или иной системы управления или их сочетания зависит от специфических особенностей вертолетов.
Основной задачей конструктора является создание такой СУ, которая наиболее точно осуществляет кинематическую связь между командными рычагами и органами управления. Эта задача значительно усложняется при увеличении полетной массы вертолета из-за роста нагрузок на органы управления, а также вследствие увеличения расстояния между командными рычагами и органами управления.
Летчик в общем случае решает две по существу различные задачи: одна из них – стабилизация положения вертолета в пространстве; вторая – управление траекторией полета вертолета. Наиболее эффективным средством улучшения устойчивости вертолета с шарнирным НВ является система автоматической стабилизации, называемая автопилотом.
Включение автопилота в СУ вертолета производится по т.н. дифференциальной схеме (рис. 3.1.2).
Рис. 3.1.2. Включение автопилота в систему управления по дифференциальной схеме: 1 – муфта автотриммера; 2 – загрузочная пружина; 3 – ручка управления;
4 – раздвижная тяга; 5 – силовой цилиндр; 6 – автопилот.
В этой схеме применяются рулевые приводы, работающие одновременно как от сигналов автопилота, так и от воздействия летчика. При дифференциальном включении рулевых машин рычаг управления, например, ручка, может быть неподвижным (или перемещаться летчиком), в то время как соответствующий орган управления независимо от ручки отклоняется под воздействием сигналов автопилота, но его максимально возможное отклонение обычно ограничено диапазоном шириной около 20% полного хода.
В то же время для быстрого изменения режима полета или при отказе автопилота летчик всегда может вмешиваться в управление, непосредственно отклоняя ручку управления. Дифференциальное включение автопилота обеспечивает устойчивость вертолета на всех режимах в течение всего времени полета.
Вертолеты, управление которыми невозможно или затруднительно без применения гидроусилителей (ГУ) или бустеров, должны иметь, кроме основной гидравлической системы, дублирующую. На вертолетах, управление которыми возможно без усилительных механизмов, допускается установка только основной усилительной системы.
ГУ состоит из исполнительного механизма (силового привода), следящего элемента (золотника) и связи между ними (рис. 3.1.3).
Рис. 3.1.3. Принципиальная схема работы гидроусилителя:
1 – ручка управления; 2 – ограничитель хода золотника; 3 – головка ГУ; 4 – золотник; 5 – силовой цилиндр; 6 – поршень силового штока.
При нейтральном положении золотника гидросмесь не поступает в силовой цилиндр и система остается неподвижной. Если сдвинуть золотник, то одна из полостей цилиндра соединяется с питающей магистралью гидросистемы, а другая – со сливной. Под действием разности давлений в полостях шток силового цилиндра начнет перемещаться, поворачивая лопасть относительно осевого шарнира. Одновременно со штоком в ту же сторону будет перемещаться и корпус золотника (через механическую обратную связь), стремясь снова перекрыть питающую и сливную магистрали. Если летчик или автопилот перестанут смещать золотник – он остановится. Таким образом, каждому положению тяги управления золотником, а следовательно, и ручки управления, связанной с ним, соответствует свое положение исполнительного штока.
На вертолетах по всех каналах применяют необратимую бустерную систему управления. Усилия, возникающие в проводке управления от шарнирных моментов на органах управления, не передаются на рычаги управления вертолетом, т.к. целиком воспринимаются ГУ. Для имитации усилий от органов управления в систему включаются загрузочные механизмы. В этом случае пилот преодолевает усилие не от шарнирных моментов лопастей, а от сжатия или растяжения пружины загрузочного механизма (рис. 3.1.4). К загрузочному устройству присоединяется т.н. механизм триммерного эффекта. При включении этого механизма снимается (по желанию пилота при длительном полете) усилие с ручки (педали).
Рис. 3.1.4. Схемы «автотриммирования»:
а – схема «автотриммирования» с применением электромеханизма: 1 – электромеханизм с самотормозящейся червячной парой; 2 – концевые выключатели;
3 – триммерная кнопка; 4 – ручка управления; 5 – пружинный механизм;
б – схема «автотриммирования» с применением электромагнитной муфты:
1 – электромагнитная муфта; 2 – триммерная кнопка; 3 – ручка управления; 4 – пружинный механизм.
Люфты в управлении неблагоприятно влияют на управляемость вертолета. Если имеется люфт на участке между ручкой и золотником ГУ, то после страгивания ручки золотник переместится лишь после выбора люфта. При наличии люфта между ручкой и загрузочным механизмом летчик ощутит усилие от последнего уже после начала поворота лопастей и реагирования вертолета. Это нарушение чувства управления может вызвать раскачку вертолета.
Появление чрезмерного суммарного люфта в проводке управления может привести к самопроизвольному перемещению управляющих золотников и включению ГУ.
В СУ вертолета должна быть обеспечена независимость действия продольного, поперечного, путевого управления и общего шага НВ.
±170 мм – для продольного отклонения ручки;
± 125 мм – для поперечного отклонения ручки;
± 100 мм – для отклонения педалей.
В системах прямого управления летчику приходится преодолевать не только шарнирный момент от лопастей НВ и РВ, но и трение во всех шарнирных узлах системы. При необратимом бустерном управлении летчик преодолевает усилия трения в узлах управления, установленных до золотника, и усилие трения в золотнике. Рекомендуется, чтобы усилия на органах управления, потребные для преодоления сил трения в системе управления, не превышали величин, указанных в табл. 3.1
Таблица 3.1.1
Для вертолетов максимальной взлетной массой более 15т допускаются несколько большие значения сил трения (до 25-30%) при максимальных усилиях на ручке управления и педалях в случаях полного их отклонения от среднего положения при нейтральном положении триммера.
Для облегчения пилотирования должно обеспечиваться самоцентрирование рычагов продольного и поперечного управления. Величина предварительной затяжки пружины загрузочного механизма должна превышать усилие трения примерно на 20%.
Усилия на рычаг продольного управления при выполнении установившихся и переходных режимов в случаях отказа двигателя, основной гидросистемы, автопилота и триммера не должны превышать более чем на на 30% рекомендуемые значения максимальных усилий (табл. 3.2).
Таблица 3.1.2
Максимальные усилия в поперечном и путевом каналах определяются соотношениями
Р х = (0,5 – 0,7) Р в
Р п = (2,0 – 2,5) Р в .
Деформация фюзеляжа и других частей вертолета, по которым идет проводка управления, не должна вызывать дополнительных усилий на ручке и педалях.
Из-за упругости фюзеляжа появляется возможность возникновения недопустимых автоколебаний в системе механическая проводка – золотник – гидроусилитель – упругий фюзеляж. Возможное изменение установочных углов лопастей при деформации конструкции должно давать демпфирующие аэродинамические силы на НВ.
Ручка управления, педали и рычаг общего шага должны иметь ограничители своих отклонений. Ограничители ставятся непосредственно на органах управления, если в СУ нет ГУ, или на ГУ.
Минимальная жесткость проводки управления должна определяться из условия обеспечения безопасности от флаттера лопасти НВ и РВ и подвижного оперения, а также из условия отсутствия опасных в отношении прочности вибраций в самой проводке управления.
Углы отклонения командных рычагов управления должны иметь запас, т.е. быть больше, чем требуется по расчету или экспериментальным данным.
Все рычаги и тяги управления в кабинете должны быть расположены таким образом и иметь такую форму, чтобы не стеснять движения летчика при работе, не мешать ему входить в кабину и покидать ее. Педали ножного управления в кабине должны допускать регулировку под рост летчика, кроме того необходимо обеспечить удобство осмотра, монтажа и демонтажа деталей и агрегатов управления.
Каждая деталь СУ должна быть спроектирована таким образом, чтобы предотвратить заклинивание, истирание и задевание вследствие воздействий груза, пассажиров, незакрепленных предметов или замерзания влаги.
Рис. 4.1. Автожир. Рис. 4.2. Вертоліт одногвинтової схеми з хвостовим гвинтом.
Рис. 4.3. Одногвинтової гвинтокрил. Рис. 4.4. Конвертоплан.
Вертоліт Карно.
Рис. 4.5. Схема вертольота с одним НВ і одним РВ:
1
– фюзеляж; 2
, 3
– лобове скло кабіни; 4
– силова установка; 5
– несучий гвинт; 6
– рульовий гвинт;
7
– кільова балка (кіль); 8
– стабілізатор; 9
– хвостова опора; 10
– хвостова балка; 11
– шасі; 12
– крило з вузлами підвіски вантажів; 13
– вихідні пристрої основного двигуна і двигуна допоміжної силової установки.
Рис. 4.6. Вертоліт з двогвинтовий Рис. 4.7. Вертоліт з двогвинтовий
поздовжньою схемою розташування НГ. поперечною схемою розташування НГ.
Рис. 4.8. Співвісна схема вертол. с двома НГ. Рис. 4.9. Кут установки лопаті гвинта вертольота.
Рис. 4.10. Поднімальна сила лопаті Рис. 4.11. Моменты, що діють на вертоліт.
гвинта вертольота.
Рис. 4.12. Система керування одногвинтовим вертольотом:
1 - ручка керування; 2 - зовнішнє кільце автомата перекосу; 3, 4, 5 - тяги (повідці);
6 - лопать НГ; 7 - лопать РГ; 8 - важіль загального кроку (крок - газ); 9 - ножні педалі.
Колонка поздовжньо-поперечного керування вертольотомМі – 8
Колонка поздовжньо-поперечного керування:
1
– важіль керування гальмами коліс шасі; 2
– колонка послідовного включення СПУ і радіо; 3
– кнопка виключення автопілоту; 4
– кнопка спецпризначення; 5
– кнопка включення ЭМТ-2М; 6
– рукоятка; 7
– труба ручки; 8
– чохол; 9
– корпус; 10
– регулювальний гвинт; 11
– кронштейн; 12
– стакан; 13
– шарнірна тяга; 14
– кожух;
15
– вісь; 16
, 18
– качалки; 17
– балансувальний вантаж; 19
– підшипники; 20
– важіль.
Педалі шляхового керування вертольотом Мі – 8
Педалі шляхового керування:
1
– гашетка; 2
– підніжка; 3
– кутовий важіль; 4
– основа; 5
– гвинтовий упор;
6
– кронштейн; 7
– важіль, що вирівнює; 8
– регулювальний гвинт з маховиком.
Двигатель вертолета служит для вращения несущего винта. Если на вертолете имеется несколько несущих винтов, то они могут приводиться во вращение от одного общего двигателя или каждый от отдельного двигателя, но так, чтобы вращение винтов было строго синхронизировано.
Назначение двигателя на вертолете отличается от назначения двигателя на самолете, автожире, дирижабле, так как в первом случае он вращает несущий винт, посредством которого создает как тягу, так и подъемную силу, в остальных же случаях он вращает тянущий винт, создавая только тягу «ли силу реакции газовой струи (на реактивном самолете), также дающей только тягу.
Если на вертолете установлен поршневой двигатель, то в его конструкции должен быть учтен ряд особенностей, присущих вертолету.
Вертолет может летать при отсутствии поступательной скорости, т. е. висеть неподвижно относительно воздуха. В этом случае отсутствует обдув и охлаждение двигателя, водо-радиатора и маслорадиатора, в результате чего возможен перегрев двигателя и выход его из строя. Поэтому на вертолете целесообразней применять двигатель не водяного, а воздушного охлаждения, так как последний не нуждается в тяжелой и громоздкой системе жидкостного охлаждения, для которой на вертолете потребовались бы очень большие поверхности охлаждения.
Двигатель воздушного охлаждения, обычно устанавливаемый на вертолете в туннеле, должен иметь привод для вентилятора принудительного обдува, который обеспечивает охлаждение двигателя на режиме висения и при горизонтальном полете, когда скорость относительно невелика.
В этом же туннеле устанавливается маслорадиатор. Регулировка температуры двигателя и масла может осуществляться путем изменения величины входного или выходного отверстий туннеля при помощи подвижных заслонок, управляемых из кабины летчика вручную или автоматически.
Авиационный поршневой двигатель обычно имеет номинальное число оборотов порядка 2000 в минуту. Понятно, что полное число оборотов двигателя на винт передавать нельзя, так как при этом концевые скорости лопастей будут настолько велики, что вызовут возникновение скоростного срыва потока. Из этих соображений число М на концах лопастей должно быть не более 0,7-0,8. Кроме того, при больших центробежных силах несущий винт был бы тяжелой конструкции.
Подсчитаем, какова величина максимально допустимых оборотов несущего винта диаметром в 12 м, при которых число М концов лопастей не превышает 0,7 для высоты полета в 5000 м при скорости полета в 180 км/час,
Итак, двигатель для вертолета обязательно должен иметь редуктор с высокой степенью редукции.
На самолете двигатель всегда жестко соединен с винтом. Прочный, малого диаметра цельнометаллический винт легко выдерживает рывки, сопровождающие запуск поршневого двигателя, когда он резко набирает несколько сот оборотов. Винт вертолета, имеющий большой диаметр, далеко разнесенные от оси вращения массы п, следовательно, большой момент инерции, не рассчитан на резкие переменные нагрузки в плоскости вращения; при запуске может произойти повреждение лопастей от пусковых рывков.
Поэтому необходимо, чтобы в момент запуска несущий винт вертолета был отсоединен от двигателя, т. е. двигатель должен запускаться вхолостую, без нагрузки. Обычно это осуществляется введением в конструкцию двигателя фрикционной и кулачковой муфт.
Перед запуском двигателя муфты должны быть выключены, при этом вращение вала двигателя на несущий винт не передается.
Однако без нагрузки двигатель может развить очень большие обороты (дать раскрутку), которые вызовут его разрушение. Поэтому при запуске до включения муфт нельзя полностью открывать дроссельную заслонку карбюратора двигателя и превышать установленное число оборотов.
Когда двигатель уже запущен, необходимо соединить его с несущим винтом посредством фрикционной муфты.
В качестве фрикционной муфты может служить гидравлическая муфта, состоящая из нескольких металлических дисков, покрытых материалом, обладающим высоким коэффициентом трения. Часть дисков соединена с валом редуктора двигателя, а промежуточные диски соединены с приводом главного вала к несущему винту. До тех пор, пока диски не сжаты, они свободно проворачиваются относительно друг друга. Сжатие дисков осуществляется поршнем. Подача масла с высоким давлением под поршень заставляет поршень передвигаться и постепенно сжимать диски. При этом крутящий момент от двигателя передается на винт постепенно, плавно раскручивая винт.
Счетчики оборотов, установленные в кабине, показывают числа оборотов двигателя и винта. Когда обороты двигателя и винта равны, это означает, что диски гидравлической муфты плотно прижаты друг к другу и можно считать, что муфта соединена по типу жесткого сцепления. В этот момент может быть плавно (без рывков) включена кулачковая муфта.
Наконец, для обеспечения возможности самовращения, несущего винта надо, чтобы винт автоматически отключался от двигателя. До тех пор, пока двигатель работает и вращает винт, кулачковая муфта находится в зацеплении. При отказе же двигателя его обороты быстро уменьшаются, но несущий винт некоторое время по инерции продолжает вращение с тем же числом оборотов; в этот момент кулачковая муфта выходит из зацепления.
Несущий винт, отсоединенный от двигателя, может продолжать затем вращение на режиме самовращения.
Полет на режиме самовращения с учебными целями производится при выключенном двигателе или при работающем двигателе, в последнем случае обороты его уменьшаются настолько, чтобы винт (с учетом редукции) делал большее число оборотов, чем коленчатый вал двигателя.
После посадки вертолета обороты двигателя сначала уменьшаются, выключается муфта сцепления, а затем останавливается двигатель. При стоянке вертолета винт всегда должен быть заторможен, иначе он может начать вращаться от порывов ветра.
Мощность двигателя вертолета расходуется на преодоление сопротивления вращения несущего винта, на вращение рулевого винта (6-8%), на вращение вентилятора (4-6%) и на преодоление потерь в трансмиссии (5-7%).
Таким образом, несущий винт использует не всю мощность двигателя, а только часть ее. Использование винтом мощности двигателя учитывается коэффициентом, который показывает, какую часть мощности двигателя использует несущий винт. Чем выше этот коэффициент, тем более совершенна конструкция вертолета. Обычно = 0,8, т. е. винт использует 80 % мощности двигателя:
Мощность поршневого двигателя зависит от весового заряда воздуха, всасываемого в цилиндры, или от плотности окружающего воздуха. В связи с тем, что с поднятием на высоту плотность окружающего воздуха уменьшается, постоянно падает также мощность двигателя. Такой двигатель носит название невысотного. С поднятием на высоту 5000-6000 м мощность такого двигателя уменьшается примерно вдвое.
Для того чтобы до определенной высоты мощность двигателя не только падала, а даже увеличивалась, на магистрали всасывания воздуха в двигатель ставят нагнетатель, повышающий плотность всасываемого воздуха. За счет нагнетателя мощность двигателя до определенной высоты, называемой расчетной, возрастает, а затем падает так же, как у невысотного.
Нагнетатель приводится во вращение от коленчатого зала двигателя. Если в передаче от коленчатого вала к нагнетателю имеются две скорости, причем при включении второй скорости увеличиваются обороты нагнетателя, то с поднятием на высоту можно дважды обеспечивать повышение мощности. Такой двигатель имеет уже две расчетные высоты.
На вертолетах, как правило, устанавливаются двигатели с нагнетателями.
ВЕРТОЛЁТЫ
Рис. 1. К объяснению принципа полёта вертолёта
Несущий винт (НВ) служит для поддержания и перемещения вертолета в воздухе.
При вращении в горизонтальной плоскости НВ создает тягу (Т), направленную вверх и т.о. выполняет роль создателя подъёмной силы (Y). Когда тяга НВ будет больше веса вертолета (G), вертолет без разбега оторвется от земли и начнет вертикальный набор высоты. При равенстве веса вертолета и тяги НВ вертолет будет неподвижно висеть в воздухе. Для вертикального снижения достаточно тягу НВ сделать несколько меньше веса вертолета. Сила (P) для поступательного движения вертолета обеспечивается наклоном плоскости вращения НВ при помощи системы управления винтом. Наклон плоскости вращения НВ вызывает соответствующий наклон полной аэродинамической силы, при этом ее вертикальная составляющая будет удерживать вертолет в воздухе, а горизонтальная - вызывать поступательное перемещение вертолета в соответствующем направлении.
Рис. 2. Основные части вертолета:
1 – фюзеляж; 2 – авиадвигатели; 3 – несущий винт; 4 – трансмиссия;5 – хвостовой винт;
6 – концевая балка; 7 – стабилизатор; 8 – хвостовая балка; 9 – шасси
Фюзеляж является основной частью конструкции вертолета, служащей для соединения в одно целое всех его частей, а также для размещения экипажа, пассажиров, грузов, оборудо-вания. Он имеет хвостовую и концевую балки для размещения хвостового винта вне зоны вращения НВ, и крыла (на некоторых вертолетах крыло устанавливается с целью увеличения максимальной скорости полета за счет частичной разгрузки – (МИ-24)). Силовая установка (двигатели) является источником механической энергии для приведения во вращение несу-щего и рулевого винтов. Она включает в себя двигатели и системы, обеспечивающие их работу (топливную, масляную, систему охлаждения, систему запуска двигателей и др.).
НВ служит для поддержания и перемещения вертолета в воздухе, и состоит из лопастей
и втулки НВ. Трансмиссия служит для передачи мощности от двигателя к несущему и рулевому винтам. Составными элементами трансмиссии являются валы, редукторы и муфты. Рулевой винт (РВ) (бывает тянущий и толкающий) служит для уравновешивания реактив-ного момента, возникающего при вращении НВ, и для путевого управления вертолетом. Сила тяги РВ создает момент относительно центра тяжести вертолета, уравновешивающий реактивный момент от НВ. Для разворота вертолёта достаточно изменить величину тяги РВ. РВ так же состоит из лопастей и втулки.
Система управления (СиУпр) вертолета состоят из ручного и ножного управления. Они включают командные рычаги (ручку управления, рычаг «шаг-газ» и педали) и системы проводки к НВ и РВ. Управление НВ-ом производится при помощи специального устрой-ства, называемого автоматом перекоса. Управление РВ производится от педалей.
Взлетно-посадочные устройства (ВПУ) служат опорой вертолета при стоянке и обеспе-чивают перемещение вертолета по земле, взлет и посадку. Для смягчения толчков и ударов они снабжены амортизаторами. Взлетно-посадочные устройства могут выполняться в виде колесного шасси, поплавков и лыж.
Рис. 3. Общий вид конструкции вертолёта (на примере боевого вертолёта МИ-24П).
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ВЕРТОЛЕТА Ми-8Т
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ВЕРТОЛЕТЕ
Вертолет Ми-8 предназначен для перевозки различных грузов внутри грузовой кабины и на внешней подвеске, почты, пассажиров, а также для проведения строительно-монтажных и других работ в труднодоступной местности.
Рис. 1.1. Вертолет Ми-8 (общий вид)
Вертолет (рис. 1.1) спроектирован по одновинтовой схеме с пятилопастным несущим и трехлопастным рулевым винтами. На вертолете установлены два турбовинтовых двигателя ТВ2-117А со взлетной мощностью 1500 л.с. каждый, что обеспечивает высокую безопасность полетов, так как полет возможен и при отказе одного из двигателей.
Вертолет эксплуатируется в двух основных вариантах: пассажирском Ми-8П и транспортном Ми-8Т. Пассажирский вариант вертолета предназначен для межобластных и местных перевозок пассажиров, багажа, почты и малогабаритных грузов. Он рассчитан на перевозку 28 пассажиров. Транспортный вариант предусматривает перевозку грузов массой до 4000 кг или пассажиров в количестве 24 человек. По желанию заказчика пассажирский салон вертолета может быть переоборудован в салон с повышенным комфортом на 11 пассажиров.
Пассажирский и транспортный варианты вертолета могут быть переоборудованы в санитарный вариант и в вариант для работы с внешней подвеской.
Вертолет в санитарном варианте позволяет перевозить 12 лежачих больных и сопровождающего медработника. В варианте для работы с внешней подвеской осуществляется перевозка крупногабаритных грузов массой до 3000 кг вне фюзеляжа.
Для перелетов вертолета на большие дальности предусмотрена установка в грузовой кабине одного или двух дополнительных топливных баков.
Существующие варианты вертолета снабжены электролебедкой, позволяющей с помощью бортовой стрелы производить подъем (спуск) на борт вертолета грузов массой до 150 кг, а также при наличии полиспаста затягивать в грузовую кабину колесные грузы массой до 3000 кг.
Экипаж вертолета состоит из двух пилотов и бортмеханика.
При создании вертолета особое внимание было уделено высокой надежности, экономичности, простоты в обслуживании и эксплуатации.
Безопасность полетов на вертолете Ми-8 обеспечивается:
Установкой на вертолете двух двигателей ТВ2-117А(АГ), надежностью работы этих двигателей и главного редуктора ВР-8А;
Возможностью совершать полет в случае отказа одного из двигателей, а также перейти на режим авторотации (самовращения несущего винта) при отказе обоих двигателей;
Наличием отсеков, изолирующих двигатели и главный редуктор с помощью противопожарных перегородок;
Установкой надежной противопожарной системы, обеспечивающей тушение пожара в случае его возникновения как одновременно во всех отсеках, так и в каждом отсеке в отдельности;
Установкой дублирующих агрегатов в основных системах я оборудовании вертолета;
Надежными и эффективными противообледенительными устройствами лопастей несущего и рулевого винтов, воздухозаборников двигателей и лобовых стекол кабины экипажа, что позволяет совершать полет в условиях обледенения;
Установкой аппаратуры, обеспечивающей простое и надежное пилотирование и посадку вертолета в различных метеорологических условиях;
Приводом основных агрегатов систем от главного редуктора, обеспечивающим работоспособность систем при отказе двигателя:
Возможностью быстрого покидания вертолета после его посадки пассажирами и экипажем в аварийных случаях.
2. ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ВЕРТОЛЕТА
Летные данные
(транспортный и пассажирский варианты)
Взлетная масса (нормальная), кг.............. 11100
Максимальная скорость полета (по прибору), км/ч, 250
Статический потолок, м............................ 700
Крейсерская скорость полета по прибору на высоте
500 м, км/ч ………………………………………………220
Экономическая скорость полета (по прибору), км/ч. 120
топливом 1450 кг, км................................ 365
варианте с заправкой топливом 2160 кг, км. . .620
Дальность полета (на высоте 500 м) в перегоночном
варианте с заправкой топливом 2870 кг, км... 850
Дальность полета (на высоте 500 м) с заправкой
топливом 2025 кг (подвесные баки увеличенной
вместимости), км................................................ 575
Дальность полета (на высоте 500 м) в перегоночном
варианте с заправкой топливом 2735 кг (подвесные баки
увеличенной вместимости), км.... 805
Дальность полета (на высоте 500 м) в перегоночном
варианте с заправкой топливом 3445 кг (подвесные баки
увеличенной вместимости), км.... 1035
Примечание. Дальность полета рассчитана с учетом 30-минутного остатка топлива после посадки
Геометрические данные
Длина вертолета, м:
без несущего и рулевого винтов.................. 18,3
с вращающимися несущим и рулевым винтами …25,244
Высота вертолета, м:
без рулевого винта........................................ 4,73
с вращающимся рулевым винтом................ 5,654
Расстояние от конца лопасти несущего винта до
хвостовой балки на стоянке, м..................... 0,45
Расстояние от земли до нижней точки фюзеляжа
(клиренс), м................................................... 0,445
Площадь горизонтального оперения, м 2 ….. 2
Стояночный угол вертолета................. 3°42"
Фюзеляж
Длина грузовой кабины, м:
без грузовых створок............................ 5,34
с грузовыми створками на уровне 1 м от пола 7,82
Ширина грузовой кабины, м:
на полу................................................... 2,06
по коробам отопления........................... 2,14
максимальная......................................... 2,25
Высота грузовой кабины, м.................. 1,8
Расстояние между силовыми балками пола, м … 1,52
Размер аварийного люка, м…………………… 0,7 X1
Колея погрузочных трапов, м.............. 1,5±0,2
Длина пассажирской кабины, м............ 6,36
Ширина пассажирской кабины (по полу), м... 2,05
Высота пассажирской кабины, м 1,8
Шаг кресел, м.................................................. 0,74
Ширина прохода между креслами, м... 0,3
Размеры гардероба (ширина, высота, глубина), м 0,9 X1,8 X 0,7
» сдвижной двери (ширина, высота), м. . 0,8 X1.4
» проема, по заднюю входную дверь в пассажирском
варианте (ширина, высота), м.......... 0,8 X1>3
Размер аварийных люков в пассажирском
варианте, м............................................. 0,46 X0,7
Размер кабины экипажа, м.................... 2,15 X2,05 X1,7
Регулировочные данные
Угол установки лопастей несущего винта (по указателю шага винта):
минимальный................................................. 1°
максимальный........................................ 14°±30"
Угол отгиба триммерных пластин лопастей винта -2 ±3°
» установки лопастей рулевого винта (на r=0,7) *:
минимальный (левая педаль до упора) ................... 7"30"±30"
максимальный (правая педаль до упора)………….. +21°±25"
* r- относительный радиус
Весовые и центровочные данные
Взлетная масса, кг:
максимальная для транспортного варианта …….. 11100
» с грузом на внешней подвеске …………… 11100
транспортный вариант.......................... 4000
на внешней подвеске.............................. 3000
пассажирский вариант (человек).......... 28
Масса пустого вертолета, кг:
пассажирский вариант........................... 7370
транспортный »................................ 6835
Масса служебной нагрузки, в том числе:
масса экипажа, кг................................... 270
» масла, кг........................................................... 70
масса продуктов, кг.............................................. 10
» топлива, кг......................................................... 1450 - 3445
» коммерческой нагрузки, кг............................... 0 - 4000
Центровка пустого вертолета, мм:
транспортный вариант........................................... +133
пассажирский » ....................................... +20
Допустимые центровки для загруженного вертолета, мм:
передняя.................................................................. +370
задняя...................................................................... -95
3. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ И ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТА
По аэродинамической схеме вертолет Ми-8 представляет собой фюзеляж с пятилопастным несущим, трехлопастным рулевым винтами и неубирающимися шасси.
Лопасти несущего винта прямоугольной формы в плане с хордой, равной 0,52 м. Прямоугольная форма в плане в аэродинамическом отношении считается хуже других, но она проста в производстве. Наличие триммерных пластин на лопастях позволяет изменять их моментные характеристики.
Профиль лопасти является важнейшей геометрической характеристикой несущего винта. На вертолете подобраны различные профили по длине лопасти, что заметно улучшает не только аэродинамические характеристики несущего винта, но и летные свойства вертолета. От 1-го до 3-го сечения применен профиль NACA-230-12, а от 4-го до 22-го - профиль NACA-230-12M (модифицированный) *. У профиля NACA-230-12M число Мкр = 0,72 при угле атаки нулевой подъемной силы. При увеличении углов атаки a°(рис. 1.2) Мкр уменьшается и при наивыгоднейшем угле атаки, при котором коэффициент подъемной силы С у = 0,6, Мкр = 0,64. В этом случае критическая скорость в стандартной атмосфере над уровнем моря составит:
V KP == а Мкр = 341 0,64 = 218 м/с, где a- скорость звука.
Следовательно, на концах лопастей можно создавать скорость менее 218 м/с, при которой не будет появляться скачков уплотнения и волнового сопротивления. При оптимальной, частоте вращения несущего винта 192 об/мин окружная скорость концов лопастей составит:
U = wr = 2 prn / 60 = 213,26 м/с, где w - угловая скорость;
r- радиус окружности, описываемый концом лопасти.
Рис. 1.2. Изменение коэффициента подъемной силы С у от углов атаки a° и числа М профиля NACA-230-12M
Отсюда видно, что окружная скорость близка к критической, но не превышает ее. Лопасти несущего винта вертолета имеют отрицательную геометрическую крутку, изменяющуюся по линейному закону от 5° у 4-го сечения до 0° у 22-го. На участке между 1-ми 4-м сечениями крутка отсутствует и установочный угол сечений лопасти на этом участке равен 5°. Крутка лопасти на такую большую величину существенно улучшила ее аэродинамические свойства и летные характеристики вертолета, в связи с чем более равномерно распределяется подъемная сила по длине лопасти.
* Отсек от 3-го до 4-го сечения является переходным. Профиль лопасти несущего винта - смотри рис. 7.5.
Лопасти винта имеют переменную как абсолютную, так и относительную толщину профиля. Относительная толщина профиля с составляет в комле 13%, на участке от г=_0,23до 7=0,268- 12%, а на участке от г = 0,305 до конца лопасти- 11,38%. Уменьшение толщины лопасти к ее концу улучшает аэродинамические свойства винта в целом за счет увеличения критической скорости и Мкр концевых частей лопасти. Уменьшение толщины лопасти к концу приводит к уменьшению лобового сопротивления и снижению потребного крутящего момента.
Несущий винт вертолета имеет сравнительно большой коэффициент заполнения - 0,0777. Такой коэффициент дает возможность создать большую тягу при умеренном диаметре винта и тем самым удерживать в полете лопасти на небольших установочных углах, при которых углы атаки ближе к наивыгоднейшим на всех режимах полета. Это позволило увеличить к. п. д. винта и отодвинуть срыв потока на большие скорости.
Рис. 1.3. Поляра несущего винта вертолета на режиме висения: 1 - без влияния земли; 2 - с влиянием земли.
Аэродинамическая характеристика несущего винта вертолета представлена в виде его поляры (рис. 1.3), которая показывает зависимость коэффициента тяги Ср и коэффициента крутящего момента т кр от величины общего шага несущего винта <р. По поляре видно, что чем больше общий шаг несущего винта, тем больше коэффициент крутящего момента, а следовательно, больше коэффициент тяги. При наличии «воздушной подушки» тяга несущего винта будет больше, чем без нее при том же шаге винта и коэффициенте крутящего момента.
Лопасти рулевого винта прямоугольной формы в плане с профилем NACA-230M не имеют геометрической крутки. Наличие у втулки рулевого винта совмещенного горизонтального шарнира типа «кардан» и компенсатора взмаха позволяет обеспечить более ровное перераспределение подъемной силы по ометаемой винтом поверхности в полете.
Фюзеляж вертолета аэродинамически несимметричен. Это видно из кривых изменения коэффициентов подъемной силы фюзеляжа С 9ф и лобового сопротивления С в зависимости от углов атаки а ф (рис. 1.4). Коэффициент подъемной силы фюзеляжа равен нулю при угле атаки несколько больше 1 , поэтому и подъемная сила будет положительной на углах атаки больше Г, а на углах атаки меньше 1 -отрицательной. Минимальное значение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа С будет при угле атаки, равном нулю. Ввиду того что на углах атаки больше или меньше нуля коэффициент С ф увеличивается, выгодно совершать полет на углах атаки фюзеляжа, близких к нулю. С этой целью предусмотрен угол наклона вала несущего винта вперед, составляющий 4,5°.
Фюзеляж без стабилизатора статически неустойчив, так как увеличение углов атаки фюзеляжа приводит к увеличению коэффициента продольного момента, а следовательно, и продольного момента, действующего на кабрирование и стремящегося к дальнейшему увеличению угла атаки фюзеляжа. Наличие стабилизатора на хвостовой балке фюзеляжа обеспечивает продольную устойчивость последнему лишь на малых установочных углах от +5 до -5° и в диапазоне небольших углов атаки фюзеляжа от -15 до + 10°. На больших углах установки стабилизатора и больших углах атаки фюзеляжа, что соответствует полету на режиме авторотации, фюзеляж статически неустойчив. Это объясняется срывом потока со стабилизатора. В связи с наличием у вертолета хорошей управляемости и достаточных запасов управления на всех режимах полета на нем применен стабилизатор, не управляемый в полете с установочным углом - 6°.
Рис. 1.4. Зависимость коэффициента подъемной силы Суф и лобовогосопротивления Схф фюзеляжа от углов атаки a° фюзеляжа
В поперечном направлении фюзеляж устойчив лишь на больших отрицательных углах атаки -20° в диапазоне углов скольжения от -2 до + 6°. Это вызвано тем, что увеличение углов скольжения приводит к увеличению коэффициента момента крена, а следовательно, и поперечного момента, стремящегося и дальше увеличить угол скольжения.
В путевом отношении фюзеляж неустойчив практически на всех углах атаки при малых углах скольжения от -10 до +10°, на углах, больше указанных, характеристики устойчивости улучшаются. При углах скольжения 10° < b < - 10° фюзеляж нейтрален, а при скольжении больше 20° он приобретает путевую устойчивость.
Если рассматривать вертолет в целом, то хотя он и обладает достаточной динамической устойчивостью, но не вызывает больших затруднений при пилотировании даже без автопилота. Вертолет Ми-8 в общем оценен с удовлетворительными характеристиками устойчивости, а с включенными системами автоматической стабилизации эти характеристики значительно улучшились, вертолету придана динамическая устойчивость по всем осям и поэтому пилотирование существенно облегчается.
4. КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТА
Вертолет Ми-8 (рис. 1.5) состоит из следующих основных частей и систем: фюзеляжа, взлетно-посадочных устройств, силовой установки, трансмиссии, несущего и рулевого винтов, управления вертолетом, гидравлической системы, авиационного и радиоэлектронного оборудования, системы отопления и вентиляции кабин, системы кондиционирования воздуха, воздушной и противообледенительной систем, устройства для внешней подвески грузов, такелажно-швартовочного и бытового оборудования. Фюзеляж вертолета включает носовую 2 и центральную 23 части, хвостовую 10 и концевую 12 балки. В носовой части, являющейся кабиной экипажа, размещены сиденья пилотов, приборные доски, электропульты, автопилот АП-34Б, командные рычаги управления. Остекление кабины экипажа обеспечивает хороший обзор; правый 3 и левый 24 блистеры снабжены механизмами аварийного сброса.
В носовой части фюзеляжа расположены ниши для установки контейнеров с аккумуляторами, штепсельные разъемы аэродромного питания, трубки приемников воздушного давления, две рулежно-посадочные фары и люк с крышкой 4 для выхода к силовой установке. Носовая часть фюзеляжа отделена от центральной части стыковочным шпангоутом № 5Н, в стенке которого имеется дверной проем. В проеме двери установлено откидное сиденье бортмеханика. Спереди, на стенке шпангоута № 5Н, расположены этажерки радио- и электрооборудования, сзади - контейнеры двух аккумуляторных батарей, коробка и пульт управления электролебедкой.
В центральной части фюзеляжа расположена грузовая кабина, для входа в которую слева имеется сдвижная дверь 22, снабженная механизмом аварийного сброса. У верхнего переднего угла проема сдвижной двери снаружи крепится бортовая стрела. В грузовой кабине вдоль правого и левого бортов установлены откидные сиденья. На полу грузовой кабины расположены швартовочные узлы и электролебедка. Над грузовой кабиной размещены двигатели, вентилятор, главный редуктор с автоматом перекоса и несущим винтом, гидропанель и расходный топливный бак.
К узлам фюзеляжа снаружи крепятся амортизаторы и подкосы главных 6, 20 и передней / стоек шасси, подвесные топливные баки 7, 21. Впереди правого подвесного топливного бака расположен керосиновый обогреватель.
Грузовая кабина заканчивается задним отсеком с грузовыми створками. В верхней части заднего отсека расположен радиоотсек, в котором установлены панели под приборы радио- и электрооборудования. Для входа из грузовой кабины в радиоотсек и хвостовую балку имеется люк. Грузовые створки закрывают проем в грузовой кабине, предназначенный для закатки и выкатки колесной техники, погрузки и выгрузки крупногабаритных грузов.
В пассажирском варианте к специальным профилям, расположенным по полу центральной части фюзеляжа, крепятся 28 пассажирских кресел. По правому борту в задней части кабины расположен гардероб. Правая бортовая панель имеет шесть прямоугольных окон, левая - пять. Задние бортовые окна встроены в крышки аварийных люков. Грузовые створки в пассажирском варианте укороченные, на внутренней стороне левой створки расположено багажное отделение, а в правой створке размещены короба под контейнеры с аккумуляторами. В грузовых створках сделан проем под заднюю входную дверь, состоящую из створки и трапа.
Рис. 1.5 Компоновочная схема вертолета.
1-передняя нога шасси; 2-носовая часть фюзеляжа; 3, 24-сдвижные блистеры; 4-крышка люка выхода к двигателям; 5, 21-главные ноги шасси; 6-капот обогревателя КО-50; 7, 12-подвесные топливные баки; 8-капоты; 9-редук-торная рама; 10-центральная часть фюзеляжа; 11-крышка люка в правой грузовой створке; 12, 19-грузовые створки; 13-хвостовая балка; 14-стабилизатор; 15-концевая балка; 16-обтекатель; 17-хвостовая опора; 18-трапы; 20-щиток створки; 23-сдвижная дверь; 25-аварийный люк-окно.
К центральной части фюзеляжа пристыкована хвостовая балка, к узлам которой крепится хвостовая опора и неуправляемый стабилизатор. Внутри хвостовой балки в верхней ее части проходит хвостовой вал трансмиссии. К хвостовой балке пристыкована концевая балка, внутри которой установлен промежуточный редуктор и проходит концевая часть хвостового вала трансмиссии. Сверху к концевой балке крепится хвостовой редуктор, на валу которого установлен рулевой винт.
Вертолет имеет неубирающееся шасси трехопорной схемы. Каждая стойка шасси снабжена жидкостно-газовыми амортизаторами. Колеса передней стойки самоориентирующиеся, колеса главных стоек снабжены колодочными тормозами, для управления которыми вертолет оборудован воздушной системой.
Силовая установка включает два двигателя ТВ2-117А и системы, обеспечивающие их работу.
Для передачи мощности от двигателей к несущему и рулевому винтам, а также для привода ряда агрегатов используется трансмиссия, состоящая из главного, промежуточного и хвостового редукторов, хвостового вала, вала привода вентилятора и тормоза несущего винта. Каждый двигатель и главный редуктор имеют свою автономную маслосистему, выполненную по прямой одноконтурной замкнутой схеме с принудительной циркуляцией масла. Для охлаждения маслорадиаторов двигателей и главного редуктора, стартер-генераторов, генераторов переменного тока, воздушного компрессора и гидронасосов на вертолете предусмотрена система охлаждения, состоящая из высоконапорного вентилятора и воздухопроводов.
Двигатели, главный редуктор, вентилятор и панель с гидроагрегатами закрыты капотом. При открытых крышках капота обеспечивается свободный доступ к агрегатам силовой установки, трансмиссии и гидросистемы, при этом открытые крышки капота двигателей и главною редуктора являются рабочими площадками для выполнения технического обслуживания систем вертолета.
Вертолет оборудован средствами пассивной и активной защиты от пожара. Продольная и поперечная противопожарные перегородки делят подкапотное пространство на три отсека: левого двигателя, правого двигателя, главного редуктора. Активная противопожарная система обеспечивает подачу огнегасящего состава из четырех баллонов в горящий отсек.
Несущий винт вертолета состоит из втулки и пяти лопастей. Втулка имеет горизонтальные, вертикальные и осевые шарниры и снабжена гидравлическими демпферами и центробежными ограничителями свеса лопастей. Лопасти цельнометаллической конструкции имеют визуальную систему сигнализации повреждения лонжерона и электротепловое противообледенительное устройство.
Рулевой винт толкающий, изменяемого в полете шага. Он состоит из втулки карданного типа и трех цельнометаллических лопастей, снабженных электротепловым противообледенительным устройством.
Управление вертолетом сдвоенное состоит из продольно-поперечного управления, путевого управления, объединенного управления «Шаг - газ» и управления тормозом несущего винта. Кроме того, имеется раздельное управление мощностью двигателей и их остановом. Изменение общего шага несущего винта и продольно-поперечное управление вертолетом осуществляются с помощью автомата перекоса.
Для обеспечения управления вертолетом в систему продольного, поперечного, путевого управления и управления общим шагом включены по необратимой схеме гидроусилители, для питания которых на вертолете предусмотрена основная и дублирующая гидросистемы.
Установленный на вертолете Ми-8 четырехканальный автопилот АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте.
Для поддержания в кабинах нормальных температурных условий и чистоты воздуха вертолет оборудован системой отопления и вентиляции, которая обеспечивает подачу подогретого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров. При эксплуатации вертолета в районах с жарким климатом вместо керосинового обогревателя могут быть установлены два бортовых фреоновых кондиционера.
Противообледенительная система вертолета защищает от обледенения лопасти несущего и хвостового винтов, два передних стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей.
Противообледенительное устройство лопастей винтов и стекол кабины экипажа - электротеплового, а воздухозаборников двигателей - воздушнотеплового действия.
Установленное на вертолете авиационное и радиоэлектронное оборудование обеспечивает выполнение полетов днем и ночью в простых и сложных метеорологических условиях.
В наши дни вертолет является наиболее универсальным летательным аппаратом. Во многих странах он носит название «геликоптер », которое было образовано из двух греческих слов, в переводе означающих «спираль» и «крыло». Вертолет, подолгу зависая на одном месте, может затем полететь в любое направление, даже не совершая разворота. А ещё ему не нужны специальные взлетно-посадочные полосы, ведь он способен взлетать вертикально вверх без «разбега» и совершать вертикальную посадку без «пробега». Благодаря этому вертолеты широко применяются для транспортных перевозок в труднодоступные места, для пожарных, санитарных и спасательных работ.
Основным отличием вертолёта от самолёта является то, что он взлетает без разгона и поднимается ввысь в вертикальном положении. У вертолёта нет крыльев, вместо них имеются большой винт, расположенный на крыше, и маленький винт на хвосте. Главное достоинство вертолёта – манёвренность. Он может подолгу зависать в воздухе и, кроме того, летать задним ходом. Чтобы совершить посадку, вертолёту не требуется аэродром: он может приземлиться на любой ровной площадке, даже высоко в горах.
В начале двадцатого столетия француз П. Корню первый в мире поднялся на вертолёте. Ему удалось взлететь на высоту 150 сантиметров, то есть он висел в своём изобретении где-то на уровне груди взрослого мужчины. Тогда этот полёт продолжался всего 20 секунд. Поль Корню решил, что высота слишком большая, и он сильно рискует, поэтому в последующем взмывал вверх только со страховкой – на привязи.
Главным элементом конструкции, который заставляет вертолёт взлетать, а затем парить в небесах, является его большой винт. Он постоянно загребает лопастями воздух, за счёт чего вертолёт и летит. В тоже время хвостовой винт не даёт корпусу этой летающей птицы поворачиваться в противоположное направление вращения основного винта. Такая конструкция вертолёта была придумана в 1940-х годах русским инженером.
При вращении несущего винта вертолета возникает сила реакции, раскручивающая его в противоположном направлении. В зависимости от способа уравновешивания этой силы бывают одновинтовые и двухвинтовые вертолеты. У одновинтовых вертолетов силу реакции устраняют вспомогательным хвостовым винтом, а у двухвинтовых – за счет того, что винты вращаются в противоположные стороны.
Виды вертолетов .
Главным предназначением ударных вертолётов является поражение наземных целей противника. Это лучшие военные вертолёты, поэтому такие машины ещё называют штурмовыми. Их вооружение состоит из управляемых противотанковых и авиационных ракет, крупнокалиберных пулемётов и малокалиберных орудий.
Ударный вертолёт может в одном бою уничтожить огромное количество техники и живой силы противника. Ударный вертолёт «Еврокоптер тайгер» состоит на вооружении в армиях Франции, Испании, Германии и Австралии.
Одним из самых манёвренных ударных вертолётов в мире считается российский вертолет Ка-50. Он широко известен в мире под прозвищем Черная акула. Этот вертолёт оснащён двумя большими винтами, а хвостовое оперение у него как у самолёта. Вертолет Черная акула выполняет самые сложные фигуры высшего пилотажа и способна зависать в воздухе до 12 часов. Благодаря современной автоматизации Ка-50 управляет только один пилот.
В 1983 году в американском штате Аризона был создан ударный вертолёт АН-64 «Апач». В его вооружение вошли автоматическая скорострельная пушка и 16 управляемых противотанковых ракет. Вертолет «Апач» способен развивать скорость до трехсот км в час и летать на высоте 6 километров. Этот вертолёт превосходно маневрирует как в кромешной тьме, так и во время самых скверных погодных условий. Вертолет Апач, и в наши дни является основным вертолётом армии в США.
Транспортный вертолет может быть использован для перевозки, как пассажиров, так и грузов. Также из разновидностей вертолетов можно выделить специальный спасательный вертолет и легкий двухместный исследовательский вертолет.
.
Несущий винт у вертолета: используется для полета один или несколько (чаще два) несущих винтов. Его лопасти (до 8 штук) действуют как крылья самолета и при вращении создают необходимую подъемную силу. Вначале лопасти изготавливали из металла, а с конца пятидесятых годов прошлого столетия их делают из стеклопластика.
Вспомогательный винт служит для устранения силы реакции, раскручивающей вертолет в противоположном направлении при вращении несущего винта. Иногда вместо винта на хвостовой балке может быть установлено реактивное сопло. Двигатель вертолета приводит во вращение несущие и вспомогательные винты. Обычно это поршневой или реактивный мотор.
В кабине пилотов находится руль управления (штурвал), поворачиваемый пилотом для полета в нужном ему направлении. Руль изменяет наклон лопастей винта, в полете одна часть круга, который описывает винт, будет опущена ниже, чем другая, и вертолет полетит в эту сторону.
Фюзеляж включает в себя кабину пилота, пассажирский или грузовой салон, а также моторный отсек. Шасси – так как вертолету для взлета и посадки «пробежка» не нужна, очень часто колесное шасси заменяют более удобными лыжами.