Вертолёт, 2006 №2

Проектирование ДПЛА явилось естественным продолжением работ по созданию привязного дистанционно пилотируемого вертикально взлетающего аппарата, выполненного по схеме «винт в кольце». Работы велись в рамках СКБ кафедры под руководством ст. преподавателя В.М. Монашева. Привод соосных НВ диаметром 1 м осуществлялся от трехфазного асинхронного электродвигателя мощностью 4 кВт, питающегося от наземного источника, управление по курсу — с помощью воздушных рулей, установленных в кольце, по крену и тангажу — посредством автомата перекоса. Максимальная тяга аппарата составляла 260 Н при массе конструкции 18 кг. Аппарат был снабжен системой автоматической стабилизации и в испытаниях (1989 г.) показал хорошую устойчивость и управляемость.

Для экспериментальных исследований аэродинамических характеристик аппарата был построен специальный испытательный стенд с тензометрическими датчиками и весами. Полученные результаты использовались для проектирования последующей модификации аппарата массой 28 кг с двигателем мощностью 10 кВт и подъемной силой 560 Н. Его летные испытания были проведены в 2003 году.

Проектирование ЛА, имеющих в своей конструкции систему «винт в кольце», велось в начале 90-х годов по заказу НПК «Экотранс» (Тюмень). В рамках хоздоговорных НИР были выполнены работы по аэродинамическому проектированию несущей и движительной винтовых систем аэростатического комбинированного ЛА конструкции А.И. Филимонова. Аппарат представлял собой гибрид самолета, аэростата и вертолета с сильно развитой центральной частью корпуса в виде тора, внутренняя полость которого заполнялась легким газом.

На основании полученных результатов был спроектирован и построен на Тюменском судоремонтном заводе малоразмерный летный вариант аппарата. Его испытания проходили в 1995 году. Аппарат совершал полеты с работающей винтовой несущей системой, однако не смог выйти на расчетный самолетный режим из-за недостатка мощности.

В 1995 году по заказу коммерческого предприятия велось проектирование тяжелых многовинтовых летающих платформ, предназначенных для выполнения крановых операций в строительных работах. Несущие винты устанавливались с перекрытием в едином кольцевом обтекателе, внутренняя полость которого заполнялась легким газом, что обеспечивало аэростатическую разгрузку аппарата. На данную конструкцию был оформлен патент (№ 208014, авторы Л.Г. Крицкий, О.А. Завалов, В.И. Шайдаков).

В начале 90-х годов аспирант кафедры A.В. Зорин под научным руководством B.И. Шайдакова принимал участие в аэродинамическом проектировании автожира, создаваемого в ОСКБЭС МАИ. Автожир «Авиатика-МАИ 890А» разрабатывался на базе серийно выпускаемого самолета «Авиатика-890». Конструкция аппарата позволяла своими силами смонтировать вместо крыльев автожирную приставку, представляющую собой двухлопастный винт с общим горизонтальным шарниром и непосредственным управлением в поперечном канале. Продольное и путевое управление осуществлялось с помощью самолетных рулей.

Для выполнения аэродинамических расчетов на базе обобщенной дисковой вихревой теории были разработаны специальные методы, позволяющие исследовать все аэродинамические характеристики авторотирующего винта. С их помощью определены ЛТХ автожира в различных условиях полета, аэродинамические нагрузки, действующие на НВ, характеристики устойчивости и управляемости. Проектные данные автожира: взлетная масса — 350 кг, максимальная скорость — 130 км/ч, дальность полета — 300 км, потолок — 3000 м. К 1995 г. успешно прошли летные испытания аппарата.

В 1998 году начались проектные работы над сельскохозяйственным автожиром МАИ-205, предназначенным для выполнения авиационно-химических работ.

Основные параметры автожира: взлетная масса — 500 кг, максимальная скорость — 120 км/ч, потолок — 2000 м. В 2000–2001 гг. проведены летные испытания автожира.

Приход в 1995 году на преподавательскую работу академика РАН М.Н. Тищенко внес живую струю в проектно-конструкторскую деятельность кафедры. Под его руководством по заказу ОАО «Роствертол» конструкторы, аэродинамики и динамики кафедры вместе со специалистами МВЗ им. М.Л. Миля приступили к разработке эскизного проекта легкого многоцелевого вертолета Ми-60 МАИ. В процессе работы над проектом была изготовлена модель вертолета и проведены ее экспериментальные исследования в аэродинамической трубе Т-1. Полученные зависимости коэффициентов сопротивления, подъемной силы и момента тангажа корпуса вертолета положены в основу расчета балансировочных и летно-технических характеристик ЛА. Расчеты велись с использованием методов и программ, разработанных на базе обобщенной дисковой вихревой теории винта. Максимальная скорость полета вертолета составляет 210 км/ч. В случае отказа одного из двигателей вертолет может продолжать полет со скоростью 60-130 км/ч на высотах до 2000 м либо найти подходящую площадку и совершить безопасную посадку.