Ми-30

МВЗ им. М.Л. Миля Проект многоцелевого СВВП

В 1972 г. в МВЗ им. М.Л. Миля под руководством М.Н. Тищенко была начата инициативная разработка проекта-предложения транспортно-пассажирского вертолета-самолета Ми-30 с поворотными винтами. В соответствии с принятой у нас терминологией он сначала назывался вертолетом-самолетом, но потом в МВЗ он получил новое специальное название – винтоплан.

Главной задачей проектирования вертолета-самолета Ми-30 считалось обеспечение летно-технических характеристик, в первую очередь скорости и дальности полета, превосходящих характеристики обычных вертолетов. В МВЗ Ми-30 рассматривался как перспективная замена наиболее распространенного многоцелевого вертолета Ми-8 и предназначался для грузопассажирских перевозок (19 пассажиров или 2 т груза). Расчетная скорость полета составляла 500 – 600 км/ч, дальность – 800 км, взлетная масса – 10,6 т.

В качестве силовой установки предполагалось использовать два ГТД ТВЗ-117, расположенных над фюзеляжем, которые должны были приводить с помощью трансмиссии два поворотных несуще-тянущих винта диаметром 11 м в гондолах на концах крыла.

В исследованиях по программе Ми-30 активное участие принял ЦАГИ, и вскоре совместными усилиями МВЗ и ЦАГИ началась постройка аэродинамического стенда для испытаний модели поворотного винта. Конструкторы МВЗ спроектировали экспериментальную радиоуправляемую летающую модель винтоплана для изучения в полете переходных режимов, устойчивости и управляемости аппарата.

В ходе разработки было признано целесообразным увеличить грузоподъемность Ми-30 до 3 – 5 т и пассажировместимость – до 32 чело век, поэтому проект винтоплана был переработан под установку трех форсированных двигателей ТВЗ-117Ф, диаметр несуще-тянущих винтов увеличился до 12,5 м, а взлетная масса – до 15,5 т.

Проект винтоплана Ми-30

Схемы винтопланов Ми-30С и Ми-30Д

К началу 80-х годов в МВЗ был проработан ряд компоновок и возможных схем и конструкций агрегатов Ми-30 и проведены аналитические исследования проблем аэроупругости системы винт-крыло и динамики ее конструкции, а также аэродинамики и динамики режимов полета, характерных для преобразуемых винтокрылых аппаратов.

В августе 1981 г. было принято постановление о разработке вертолета с преобразуемой несущей системой (винтоплана) Ми-30, соответствующее техническое предложение было представлено на рассмотрение институтов МАП и военных заказчиков. Военные одобрили разработку, но потребовали оснастить винтоплан более мощной силовой установкой. Расчетная масса при этом увеличилась до 30 т.

В процессе последующей разработки тип силовой установки неоднократно изменялся: рассматривались варианты винтопланов с двумя и тремя двигателями ТВ7-117 и с двумя Д-27 соответственно, взлетной массой 11 т, 20 т и 30 т. Были проведены также фундаментальные теоретические исследования в области прочности, аэродинамики и динамики, в том числе расчеты собственных колебаний винтоплана, некоторых характерных для него видов неустойчивости, балансировочных характеристик, режимов вертикальной авторотации, автоколебаний типа «воздушный резонанс», «хордовый флаттер», «флаттер гондол». Определялась также масса несущей системы и сравнивалась транспортная эффективность винтоплана, вертолета и самолета; определялись параметры винта и его КПД и параметры крыла и оперения, выбирались также параметры лопасти винта и напряжения в ней. В МВЗ прорабатывались многочисленные варианты конструкции винтов, крыла, трансмиссии и других агрегатов.

Создание винтоплана Ми-30 было включено в программу разработки вооружения на 1986- 1995 гг., однако в связи с экономическими трудностями винтоплан так и не вышел из стадии аналитическо-конструкторских исследований.

Схема винтоплана Ми-30Л

В МВЗ к 1991 г. были разработаны три различных типа винтоплана: Ми-ЗОС и Ми-ЗОД, грузоподъемностью 3,2 т и 2,5 т и пассажировме- стимостыо 21 и 11 человек соответственно и более легкий Ми-ЗОЛ грузоподъемностью 0,95 т, рассчитанный на перевозку 7 пассажиров. Первых два винтоплана с максимальной взлетной массой 13 т, выполненных по схеме «утка», предполагалось оснастить силовыми установками из двух двигателей ТВ7-117, а третий, обычной схемы с двухкилевым оперением и взлетной массой 3,75 т, – двумя ГТД АЛ-34. Рассматривались и боевые варианты винтоплана.

В начале 90-х годов изучалась возможность участия МВЗ им. М. Л. Миля в европейском проекте EUROFAR по программе «Эврика», предусматривавшей создание СВВП, аналогичного по характеристикам Ми-30, однако соглашение о совместной работе не было достигнуто.

Впервые схема СВВП с реактивным двигателем с изменяемым направлением вектора тяги была предложена в 1946 г. конструктором К.А. Шуликовым. Им было также впервые предложено поворотное сопло реактивного двигателя, особенность конструкции которого, как указывалось в авторском свидетельстве №166244 от 18 декабря 1948 г., «состоит в том, что оно оборудовано поворотными в вертикальной плоскости реактивными насадками, монтируемыми на опорно-упорных подшипниках и связанными червячной передачей с приводным механизмом. С помощью этих насадков можно изменять направление вектора тяги в вертикальной плоскости. При такой конструкции сопла энергию газовой струи можно использовать непосредственно как источник подъемной силы для осуществления вертикального взлета, вертикальной посадки и торможения летательного аппарата».

Поворот реактивных насадков осуществляется от электропривода с помощью червячной передачи. Сопла снабжены направляющими лопатками и имеют кожухи для охлаждения. Насадки могут поворачиваться на любой заданный угол, благодаря чему достигается необходимое отклонение газовой струи в зависимости от режима полета. Максимальное отклонение соответствует взлету и посадке, для торможения сопло отклоняется вперед.

К. А Шуликовым были разработаны несколько проектов СВВП, снабженных реактивными двигателями с поворотными соплами. Сопла могли отклоняться на такой угол, чтобы равнодействующая сила тяги ТРД проходила через центр тяжести самолета.

Проекты СВВП, предложенные К. А. Шуликовым, с ТРД РД-45 (а) и ВК-1 (б)

Особый интерес представляет проект СВВП с ТРД РД-45, предложенный К.А. Шуликовым в 1947 г. У этого самолета предполагалось использовать кроме основных поворотных сопл, через которые вытекала основная часть газов ТРД, вспомогательные поворотные насадки. Благодаря этому при установке основных сопл в отклоненное положение, соответствующее режимам взлета или посадки, можно обеспечивать управление самолетом, поворачивая вспомогательные насадки. Двигатель размещался в носовой части СВВП в наклонном положении по так называемой реданной схеме, что обеспечивало дополнительный момент тангажа, сокращая разбег самолета при коротком взлете. Для управления самолетом на разных режимах в проекте предусматривалось использовать поворотный стабилизатор.

Недостаточную тяговооруженность СВВП автор улучшил в другом проекте, в котором предполагалось использовать более мощный ТРД ВК-1. В предложенных проектах не использовалась струйная система управления, которое предполагалось обеспечить только с помощью поворотных сопл, тем не менее можно видеть, что предложенная К. А. Шуликовым схема СВВП на несколько лет опережала предложенную М. Вибо схему СВВП с поворотными соплами, использованную позже для СВВП Р.1127.

Другим нашим конструктором – А.Я. Щербаковым в 1947 г. было впервые предложено использовать подъемные реактивные двигатели, которые должны создавать вертикальную тягу и обеспечивать вертикальный взлет и посадку самолета. Им был также разработан проект СВВП с поворотными ТРД а в 1948 г. был построен экспериментальный аппарат, который испытывался подвешенным на стенде.

Теоретические и экспериментальные исследования СВВП проводились в Летно-исследовательском институте им. М.М. Громова, где в 1955 г. экспериментальный аппарат «Турболет» был построен конструкторским коллективом под руководством А. Н. Рафаэлянца и В. Н. Матвеева. Этот аппарат представляет собой металлическую ферму, на которой в вертикальном положении установлен турбореактивный двигатель АА-9Т. Рядом с двигателем расположены закрытая кабина летчика и баки с топливом. Аппарат стоит на земле на четырех опорах шасси с небольшими колесами.

Экспериментальный аппарат «Турболет»

Для управления на аппарате в выходном сопле турбореактивного двигателя установлены два газовых руля. Отклоняя их в разные стороны, можно получить продольное и поперечное управление аппаратом. Кроме того, аппарат был снабжен струйными рулями, установленными на четырех длинных фермах. Струйные рули обеспечивают путевое управление аппаратом, а также могли быть использованы вместо газовых рулей и для продольного и поперечного управления. Управляются струйные и газовые рули при помощи ручки и педалей в кабине летчика.

«Турболет», испытываемый летчиком-испытателем Ю.А. Гарнаевым, успешно летал сперва на привязи, а затем в свободном полете. Управление посредством газовых и струйных рулей действовало весьма эффективно. Управляемый летчиком аппарат мог вертикально подниматься, перемещаться в воздухе в любом направлении и садиться на площадку, по размерам лишь несколько превышающую размер аппарата. Аппарат «Турболет» демонстрировался в полете на воздушном празднике в Тушино в 1957 г., а в дальнейшем использовался для оценки устойчивости и управляемости СВВП.