Несущие винты вертолётов, как известно, бывают с разным количеством лопастей, а вот сможет ли вертолёт летать с одной лопастью?
Вероятнее всего, "однолопастный винт" или скорее его "аналог" известен с незапамятных времён: достаточно взглянуть на кленовое "семечко-крылатку", которое наилучшим образом «авторотирует» при падении с высоты.
винт Эверелла - (Everel propeller).
Поэтому неудивительно, что "однолопастный винт" пробовали применять в авиации достаточно давно. Так или иначе, однолопастный пропеллер выпускался и применялся на самолётах - например, "винт Эверелла", выпускавшийся в США в 1930-х-40 годах.
Винт этот был деревянный, с металлическим грузом - противовесом вместо противоположной лопасти. Естественно положение этого противовеса в известных переделах регулировалось (что позволяло точно отбалансировать винт). Винт предлагался к установке на лёгкие самолеты типа Piper Cub и подобные. На сколько известно, работал он вполне прилично, пилотажные характеристики самолёта не изменялись, а вибрации были даже меньше обычных. Большой популярности, однако, эта схема не приобрела.
Некоторое применение однолопастный винт нашел в авиамоделизме.
Модельный двигатель
Значительно позже, по-видимому, с 1980-х годов, однолопастный винт нашёл некоторое применение на мотопланерах. Речь идёт о машинах с убирающимся винтом, где колонка выдвигается из фюзеляжа на время моторного полёта, а затем - убирается для снижения сопротивления. В силу того, что моторный полёт применяется только для набора высоты, а основное время приходится на парение, такая схема оказалась довольно удобной, за счёт малых габаритов.
Мотопланер
Было бы удивительно, если б такой винт не попытались поставить и на вертолёт. Попытки были. Вот, по видимому- первая: французский "жироптер", или, лучше сказать - "монокоптер"Папена и Руилли, названный Chrysalide. Это был реактивный вертолёт с одной пустотелой лопастью, длиной пятнадцать метров, в полость которой - сжатый воздух подавался от компрессора, приводимого 80- сильным двигателем. Двигатель был и противовесом. Вырываясь из сопла, воздух приводил лопасть в движение вокруг центральной гондолы. А для управления служила поворотная труба, также работающая как газовый руль - на сжатом воздухе. Монтировалось всё это на поплавке.
"монокоптер" Папена и Руилли, названный Chrysalide
В ходе испытаний в 1917 году, аппарат не смог подняться в воздух, перевернулся и затонул.
В начале 1960-х, немецкие конструкторы создают лёгкий одноместный экспериментальный вертолёт Во-103.
экспериментальный вертолёт Во-103.
Главной его особенностью был новый несущий винт, который состоял из одной единственной лопасти (был конечно у неё и противовес). Он не плохо летал кстати. Правда в 1962 году, после ряда испытаний проект свернули.... Лётно-Технические характеристики Bo-103: Экипаж: 1 чел, Силовая установка: 1 x ILO мощностью 37 кВт, Диаметр несущего винта: 6.57м, Взлётный вес: 400кг, Вес пустого: 268 кг, Максимальная скорость: 140км/ч, Крейсерская скорость: 114км/ч, Дальность полета: 450км.
экспериментальный вертолёт Во-103.
Также стоит добавить, что авиаконструктор Евгений Глухарёв, занимавшийся ранцевыми вертолётами, тоже обратил внимание на эту схему.
ранцевый вертолёт Е.Глухарёва Gluhareff MEG
Вертолёт испытывался на привязи, летал неплохо.
Однолопастный рулевой винт ставился на некоторые экспериментальные вертолёты.
В 60-е - 90- е годы "монокоптеры" строили авиамоделисты в СССР, в США, в Венгрии и добились немалых успехов.
Так, что вот Вам и ответ... Да вертолёт может летать с одной лопастью, но конечно же если это предусмотрено конструкцией...
Самолёт Ту-134Б с бортовым номером 65703 был выпущен Харьковским авиационным заводом в конце лета 1980 года, после чего передан Министерству гражданской авиации. Вначале лайнер летал в 1-ом Рижском объединённом авиаотряде, а летом 1982 года был переведён в Бакинский объединённый авиаотряд Азербайджанского управления ГА. После распада СССР в сентябре 1993 года самолёт перешёл к азербайджанской авиакомпании АЗАЛ (азербайджанские авиалинии).
Особенностью данного самолёта были его двигатели. Спустя год после перехода самолёта в а/к АЗАЛ, в ноябре 1994 года, на него были установлены двигатели Д-30 третьей серии. Следующий год лайнер без проблем совершал пассажирские рейсы, пока однажды, в ноябре 1995 года в бортовом журнале не появилась следующая запись:
“При включении системы кондиционирования ощущается запах масляной гари”.
Выявить и устранить причину возникшей неисправности не удалось. Самолёт продолжал летать, а при появлении в кабине запаха гари экипажам рекомендовалось снижать отбор воздуха от двигателей. Также стоит отметить, что к этому времени самолёт выработал 90% своего ресурса.
27 ноября 1995 года в бортжурнале самолёта вновь появилась запись о наличии запаха гари в кабине. По словам техников, причиной, скорее всего, являлась неисправность левого двигателя либо части системы отбора и кондиционирования воздуха, связанной с левым двигателем. Через несколько дней неисправность была устранена, а в бортжурнале появилась запись «Замечаний нет» которая соседствовала с зачёркнутой записью «Запах гари незначительный». 4 декабря лайнер совершил пять рейсов, при этом никаких замечаний о наличии запаха гари в кабине и пассажирском салоне не было.
Аэропорт Баку, Азербайджан 15:20 5 декабря 1995 года
В этот день у Ту-134 запланирован очередной разворотный рейс в Нахичевань. Его должен выполнить экипаж из шести человек во главе с командиром – пилотом 1-го класса Эдуардом Гасановым. В данном составе в 1995 году экипаж выполнил уже 50 полётов, а потому считался очень слаженным и опытным. В 15:30 лайнер вылетел из Бакинского аэропорта и чуть более чем через час приземлился аэропорту Нахичевани. Полёт прошёл штатно, замечаний по работе оборудования и систем воздушного судна у экипажа не было.
В 17 часов экипаж начал готовиться к обратному рейсу в Баку. На борт поднялись 76 пассажиров. На этапе предполётной подготовки, запуска и руления не возникло никаких отклонений или отказов, которые бы могли препятствовать выполнению взлёта.
Ту-134Б-3 авиакомпании Азербайджанские авиалинии
В 17 часов 52 минуты Ту-134 поднялся в вечернее небо. Через 3 секунды после отрыва от полосы экипаж убрал шасси. В этот момент был зафиксирован рост температуры газов за турбиной левого двигателя. Значение было небольшим и едва превышало 3 градуса в секунду. Всё изменилось, когда на 86-й секунде полёта на скорости 335 км/ч и на высоте 60 метров произошёл отказ левого двигателя. При этом температура газов за турбиной подскочила до 680°C, а в кабине сработало оповестительное табло об отказе генераторов 1-го двигателя (левого). Но экипаж этого не увидел, так как кресло бортмеханика находилось во взлётном положении. В таком положении лампы сигнализации "Отказ генератора" и "Температура высока" находятся вне его поля зрения, так как они расположены на правом бортовом пульте. Самолёт тут же начало кренить влево.
Вскоре весь экипаж почувствовал замедление роста скорости. Второй пилот Сергей Кулиев попытался парировать левый крен и отклонил руль высоты вниз (на пикирование), а руль направления вправо, чтобы создать координируемое устойчивое скольжение. Бортмеханик ошибочно решил, что отказал правый двигатель, о чём доложил капитану. Делая такой вывод, он руководствовался изменением положения стрелок приборов контроля работы двигателей без считывания значений показаний с этих приборов. На оценку ситуации у него ушло 3 секунды, тогда как обычно для этого необходимо не менее 5 секунд. В ночных условиях бортмеханику было трудно быстро и правильно анализировать показания приборов. Иными словами, бортмеханик поторопился и неверно оценил состояние двигателей. После того, как командир Эдуард Гасанов услышал об отказе правого двигателя, он незамедлительно взял управление на себя. К этому моменту второму пилоту уже удалось стабилизировать самолёт. Кулиев чувствовал, что лайнер разворачивает не вправо, как при отказе правого двигателя, а влево. Он предполагал, что бортмеханик ошибся, но заявить об этом вслух он не смог.
Кабина самолёта Ту-134
На 96-ой секунде полёта самолёт влетел в смог, который начал экранировать факеление отказавшего левого двигателя. Шлейф пламени был хорошо виден с земли. Возникшее свечение КВС принял за пожар в хвосте самолёта. Он вспомнил о словах бортмеханика, который несколько секунд назад доложил об отказе правого двигателя. Решив, что горит именно правый двигатель, он отдал приказ о его экстренном отключении.
Согласно руководству по лётной эксплуатации Ту-134, если в двигателе падают обороты ротора, а температура растёт выше максимально допустимого значения, что, собственно, и наблюдал бортмеханик, необходимо перевести двигатель в режим малого газа, дать ему поработать две минуты, а затем выключить. В реальной же ситуации КВС сперва скомандовал штатно выключить двигатель, но уже через 10 отдал приказ на его экстренное выключение. Другими словами, если бы экипаж действовал строго по инструкции, у бортмеханика ещё была возможность исправить свою ошибку.
Когда бортмеханик начал отключать правый двигатель, то по тахометру он увидел падение оборотов работающего двигателя. Осознав ошибку, он мгновенно вернул рычаг остановки двигателя в рабочее положение. Но было уже поздно. К этому моменту единственный работающий правый двигатель был остановлен.
– Полный отказ второго двигателя, — доложил он командиру.
На высоте 200 метров вертикальная скорость самолёта упала до нуля, а приборная – до 290 км/ч. Командир экипажа, понимая, что до полосы они не дотянут, решает совершить аварийную посадку вне аэродрома. Позже эксперты отметят, что, несмотря на столь сложную и аварийную ситуацию, командир Эдуард Гасанов действовал грамотно и сохранял высокую работоспособность. Снижаясь и подыскивая место для авариной посадки, прямо по курсу он видит жилые дома. Командир отклоняет штурвал вправо, но делает это настолько сильно, что уровень крена достигает 36˚ вместо максимально установленного 15°.
В результате самолёт быстро теряет высоту и в 17:54 с вертикальной скоростью 10 м/с сталкивается с землёй. Вначале лайнер врезался правым крылом во вспаханное поле, в результате чего у него разрушилась правая консоль крыла, а также отделился правый двигатель. Движущийся на высокой скорости фюзеляж врезался в бетонное основание опоры ЛЭП, из-за чего у самолёта оторвало хвостовую часть и стабилизатор. Через 180 метров от места первого касания земли разрушенный самолёт остановился.
Самолёт упал на окраине города Нахичевань в 3,5 километрах от торца ВПП. На месте крушения обошлось без пожара.
Спасатели прибыли на место только через час, когда погибших и раненых уже вывезли силами местных властей и воинских частей. Из находившихся на борту 82 человек, в катастрофе погибли 52. Ими стали второй пилот, стюардесса и 50 пассажиров, которые сидели в центральной части салона. По числу жертв эта авиакатастрофа является третьей в истории Азербайджана (после катастроф Ил-76 в 1989 году и Ан-24 в 1973 году).
Расследованием причин катастрофы занимался МАК совместно с другими научными и исследовательскими центрами. Уже через 21 день после крушения заместитель начальника авиакомпании АЗАЛ Назим Джавадов заявил, что катастрофа произошла вследствие отказа двигателей. В этом он обвинил российский Быковский авиаремонтный завод № 402, который ранее произвёл ремонт двигателей с нарушениями.
Согласно заключению комиссии МАК, причиной катастрофы стала вынужденная посадка с двумя авторотирующими двигателями вне аэродрома, приведшая к разрушению воздушного судна, в результате сочетания ряда факторов. Первый - самовыключение левого двигателя после отрыва самолёта от ВПП из-за разрушения вала, роторных и статорных деталей турбины в результате смещения с топливной форсунки и последующего прогара одной из жаровых труб. Второй фактор - действия бортмеханика, который ошибочно экстренно выключил исправный правый двигатель, а также выполнение им на взлёте функций, не предусмотренных РЛЭ, а именно: контроль значений скорости и высоты полёта. Третий фактор - недостатки эргономики кабины самолёта Ту-134Б, которая не позволила экипажу безошибочно определить отказавший двигатель и принять соответствующие меры.
Свою роль сыграла и необходимость выполнения экипажем манёвра с креном, превышающим предельно допустимый для избежания столкновения с жилыми домам. Кроме того, имела место эксплуатация левого двигателя на протяжении более чем 30-ти часов с неустранённым дефектом.
Помимо этого, при расследовании комиссия выявила ряд недостатков. Так, техническая информация по эксплуатации двигателей Д-30 в страны СНГ не рассылалась. Помимо этого, в авиакомпании АЗАЛ отсутствовал тренажёр Ту-134Б. Тренировки лётного состава проводились в кабинах настоящих самолётов. Это допускалось инструкцией по Организации лётной работы, но влекло за собой различные последствия. Например, тренировки в реальном самолёте не позволяли экипажам отработать определённые манёвры. Ну и наконец, руководство по лётной эксплуатации Ту-134Б не содержало изменения в технологии действий членов экипажа и перераспределение обязанностей для случая, когда самолётом управляет второй пилот.
Также МАК предложил провести необходимые исследования, разработать и внедрить рекомендации по дальнейшей эксплуатации двигателей Д-30 третьей серии. Был поднят вопрос о целесообразности изменения компоновки пульта контроля работы двигателей на самолёте Ту-134Б с целью исключения ошибки экипажа. Исходя из того, что одним из факторов катастрофы стали ошибки во взаимодействии экипажа, МАК предложил внести в РЛЭ раздел, определяющий порядок взаимодействия экипажа при пилотировании самолёта с рабочего места 2-го пилота.
Всякому вертолёту нужен двигатель - для приведения во вращение несущего винта, а также и хвостового винта. Или двух несущих винтов, в зависимости от схемы машины (соосной, продольной и поперечной).
Двигатель этот может быть поршневым или газотурбинным. В обоих случаях привод от двигателя на винт осуществляется через редуктор. Связано это с тем, что обороты двигателя значительно выше нужных оборотов несущего винта. Понижающий редуктор необходим. Но этот агрегат очень дорогой и тяжёлый.
Схематический рисунок главного редуктора вертолёта
Кроме того, одним редуктором обойтись тоже не удаётся - ведь хвостовой винт имеет свой диапазон оборотов. Приходится ставить ещё один, а то и два редуктора. Трансмиссия вертолёта - сложная конструкция, состоящая из силовых установок, редукторов, валов, а также и системы управления несущим и хвостовым винтами... Это целый комплекс деталей и агрегатов требующих трепетного обслуживания....
Идея радикально упростить конструкцию витала в воздухе. Действительно, уже издавна известны такие инженерные изобретения как турбина Герона, или фейерверочное колесо. Поэтому- не поставить ли небольшой реактивный двигатель прямо на лопасть?
вертолёт с реактивным приводом несущего винта Hiller YH-32.
Каковы преимущества такого решения:
- Во- первых, при таком приводе не возникает реактивного момента, и соответственно, сразу отпадает нужда в хвостовом (рулевом) винте и его трансмиссии;
- Понижающий редуктор также не нужен;
- Вертолёт становится очень лёгким и простым, из-за радикального упрощения конструкции.
вертолёт Hiller HJ-1
Идея приобрела популярность еще с 1950-х годов. Вертолеты с реактивным приводом несущего винта строились и испытывались десятками. Как сверхлёгкие одноместные, так и тяжёлые.
Двигатели были разного типа: классические турбореактивные, пульсирующие, прямоточные, даже ракетные на перекиси водорода. Основными проблемами, которые обнаружились сразу, были прочностные: - центробежная сила, стремящаяся оторвать двигатель на рабочих оборотах, подача топлива через лопасть, тепловые нагрузки и высокий расход горючего. Да и ночью они выглядели впечатляюще:
Поэтому опробовали и другую схему, в которой газовая турбина стояла, традиционно, в корпусе вертолёта, а горячий газ от неё разводился по лопастям, так называемый "привод горячего цикла".
Ещё более удачной оказалась схема, где газотурбинный двигатель приводил воздушный компрессор с последующим разведением сжатого воздуха по лопастям к выходным патрубкам. По этой схеме строился единственный серийный реактивный вертолёт- французский "Джинн" - лёгкая машина общего назначения, первый полёт в 1953, построено 180 вертолетов.
французский "Джинн"
Почему же вертолёты с реактивным приводом не стали распространенными?
В первую очередь, из-за высокого расхода топлива в сравнении с обычной схемой, и соответственно, малой дальности полёта. Впрочем, схема не изжила себя, а за прошедшие полвека стали доступны новые технологические решения и материалы. Энтузиасты продолжают строить!
Аэропорт Черемшанка, Красноярск 26 сентября 1994 года
Небольшой самолёт Як-40 авиакомпании «Черемшанка» готовится к выполнению рейса в Туру (Красноярский край). На его бору находятся 4 члена экипажа и 24 пассажира, трое из которых – дети.
Подлетая к Туре экипаж вдруг замечает, что погода сильно испортилась, а об актуальных метеоусловиях пилотам не сообщили. Самолёт трижды пытается зайти на посадку, но все три раза экипаж вынужден прерывать заход. Тогда командир Анатолий Данилов принимает решение следовать на запасной аэродром Ванавара, расстояние до которого составляло 453 километра. Это кажется странным, ведь в в 354 км (на 100 километров ближе) расположен другой аэродром – Байкит. Он также может принять Як-40. Тем не менее экипаж меняет курс на Ванавару.
Когда до пункта назначения оставалось 40 километров, а самолёт летел на эшелоне 3000 метров, в баках закончилось топливо и остановились двигатели. На связь с пилотами вышли экипажи других воздушных судов, находившихся поблизости. Они попытались помочь своим коллегам, подсказывая курс на болота, на которых можно было бы совершить вынужденную посадку. Но выяснилось, что борт уже пролетел эти болота, поэтому для аварийной посадки была выбрана другая площадка — берег реки Чамба шириной около 20 метров. КВС приказывает второму пилоту и бортмеханику уйти в салон, а сам выходит на связь с диспетчером:
КВС: "Ищите нас на речке"
Во время захода на вынужденную посадку на скорости 235 км/ч самолёт начал врезаться в верхушки деревьев. У лайнера оторвало правую консоль крыла. С быстро увеличивающимся правым креном Як-40 врезался в землю у реки и полностью разрушился. Все 28 человек на борту самолёта погибли.
Последствия катастрофы
Когда комиссия по расследованию решила прослушать записи переговоров между пилотами и диспетчером, выяснилось, что директор Туринского авиапредприятия А.М. Чернов ещё до прибытия комиссии дал указание изъять и прослушать эти записи. Когда же плёнка была передана специалистам, то записей на ней не оказалось. В ходе проверки авиакомпании «Черемшанка» было выявлено множество нарушений как в организации лётной работы, так и с сфере обеспечения безопасности полётов при управлении воздушным движением в Туринском аэропорту. В авиакомпании творился полный бардак.
Сотрудники УВД аэропорта Тура не раз поднимали вопрос об условиях их работы, а также о состоянии безопасности полётов. Но руководство Туринского авиапредприятия никогда не устраняло этих недостатков, а вышестоящее начальство никак не контролировало их работу.
По заключению комиссии, катастрофа произошла по причине целого ряда факторов:
Во-первых, экипаж неправильно рассчитал количество топлива, необходимого для полёта до Туры, при том, что запасным аэродромом была выбрана Ванавара. Когда топливо на борту кончилось, экипаж неверно определил требуемый эшелон полёта, а также точку начала снижения.
Во-вторых, диспетчер вовремя не проинформировал экипаж о резком ухудшении метеоусловий, а техник-наблюдатель не стал проводить внеочередное наблюдение за погодой, когда та начала портиться. Руководитель полётов, в свою очередь, не проконтролировал как следует работу своих подчиненных.
Обломки
В-третьих, при аварийном остатке топлива на борту экипаж выбрал запасной аэродром Ванавара, расстояние до которого составляло 453 километров. Это при том, что в ста километрах ближе находился аэродром Байкит.
Была теория, что при принятии решения в пользу Ванавары командир Данилов руководствовался экономическими и временными соображениями. Дело в том, что при посадке в некоторых аэродромах Красноярского управления воздушного транспорта, в том числе и в Байките, аэродромные сборы за обслуживание самолёта брались наличными деньгами. Чаще всего это приводило к задержкам вылета. Поэтому экипажи предпочитали таким аэропортам другие, включая и Ванавару.
26 мая 1966 годасостоялся первый полёт вертолётаFilper Research Beta 200A.
Filper Research Beta 200A в полёте. Рисунок, автор неизвестен.
Бывший инженер Lockheed CorporationУильям Орр(William F. Orr) в 1958 году начал работу над системой стабилизации несущего винта "Gyroflex".
Компания Filper Corporation в 1965 году выкупила эту разработку и финансировала постройку полноценных вертолётов. Орр продолжил работы и в 1966 году был построен Model 200A.
Filper Research Beta 200A в полёте. Фото: Filper Corporation
Это был нетипичный вертолёт продольной схемы с двухместной кабиной в задней части обтекаемого фюзеляжа, по форме напоминающего женскую туфельку. В системе "Gyroplex" для стабилизации несущего винта использовались специальные противовесы, прикрепленные к основанию лопастей.
Filper Research Beta 200A. Вид спереди. Фото: Filper Corporation
В передней части фюзеляжа стоял двигатель ContinentalIO-360E, мощностью в 210 л.с.(разница в обозначении проистекала от двигателей - Continental IO-360E на 200А, ГТД Allison 250-C18 на 300А и Continental IO-520 на 400А. Что было на Model 600 - неизвестно, но по общей логике должно быть что-то газотурбинное).
Максимальная скорость - 241 км/ч, дальность полёта - 642 км.
Filper Research Beta 200A. Вид сбоку. Фото: Filper Corporation
Несмотря на то, что сначала единственный построенный Model 200A неплохо летал, успешным проект не стал. В одном из полётов вертолёт потерпел аварию из-за проблем с несущим винтом. В итоге, он не смог получить сертификат лётной годности и проект закрыли.
Filper Research Beta 200A. Фото: CC BY-SA 2.0 // Bill Larkins
Основные лётно-технические характеристики
Максимальная скорость: 241 км/ч,
Дальность действия: 642 км,
Длина: 5,33 м,
Высота: 2,8 м,
Масса пустого: 453 кг,
Максимальная масса: 771 кг,
Силовая установка: 1 × поршневой двигатель ContinentalIO-360E, мощностью 210 л.с.(147,1 кВт),
Диаметр несущего винта: 2 × 6,22 м.
Все фото и материалы взяты из открытых источников и принадлежат их авторам
26 мая 1965 годабыл установлен мировой рекорд высоты с грузом: в5175 кгдля вертолётов - подняв на высоту7151 м., под управлением лётчика-испытателяВасилия Петровича Колошенкона транспортном вертолётеМи-10Р (установив при этом два новых мировых рекорда высоты – 7151 мс грузом2000 кги5000 кг).
Ми-10Р, бортовой номер «81 красный», май 1965 года. Фотография - Архив Юрия Дорошенко.
На вертолёте была максимально облегчена конструкция. Также было установлено трёхопорное шасси от вертолёта Ми-6, снабдив его обтекателями и были заменены двигатели ТВ-2ВМ на более мощные Д-25В, мощностью по 5500 л.с. каждый.
Ми-10Р, бортовой номер «81 красный», май 1965 года. Фотография - Архив Юрия Дорошенко.
Буква "Р" в наименовании модификации Ми-10Р, означала "рекордный". Свой первый полёт вертолёт совершил 14 января 1965 года.
Ми-10Р, бортовой номер «81 красный», май 1965 года. Фотография - Архив Юрия Дорошенко.
В мае 1965 года на вертолёте Ми-10Р было установлено шесть мировых рекордов:
- (Первый рекорд от 26 мая был указан в самом начале этой статьи).
- 28 мая 1965 года, в одном полёте на этом же вертолете Ми-10Р, четыре мировых рекорда установил экипаж Г. Б. Алфёрова. В полёте была достигнута высота 2840 м с невиданным до этого грузом массой в 25 тонн, причём по правилам "FAI" засчитывались одновременно и рекорды высоты с грузом в 15 тонн и в 20 тонн.
Одновременно экипаж Г. Б. Алфёрова установил, что было зарегистрировано Международной авиационной федерацией "FAI" - рекорд подъёма на высоту более 2000 м с грузом в 25105 кг.
Все фотография в этой статье: из архива Юрия Дорошенко, май 1965 года.
25 мая 1945 годасостоялся первый полёт прототипа лёгкого автожираSNCASE SE-700.
SNCASE SE-700 перед ангаром. Фото: Société Nationale de Constructions Aéronautiques du Sud-Est
В 1939 году в компании Société Nationale de Constructions Aéronautiques du Sud-Est(SNCASE) начались работы над многоцелевым автожиром. Проект, получивший обозначение SE-700, возглавил инженер Пьер Мерсье(Pierre Mercier).
SNCASE SE-700. Вид сбоку. Фото: Société Nationale de Constructions Aéronautiques du Sud-Est
Работы по проектированию многоцелевого автожира, предназначенного в первую очередь для обеспечения связи, начались в концерне SNCASE сразу после завершения немецкой оккупации (Немецкая оккупация затормозила развитие проекта. Но к 1945 году прототип был готов).
Конструкция аппарата была деревянной, но его внешний облик иначе как футуристическим не назовешь.
SNCASE SE-700. Проекции. Фото: Public domain.
Фюзеляжу автожира придали наиболее аэродинамически выгодную форму с наименьшим количеством выступающих деталей. Впервые в практике вертолетостроения использовали убираемое шасси: носовая стойка убиралась в фюзеляж, основные колеса почто полностью закрывались высокими и тонкими обтекателями, которые одновременно служили дополнительными килями. Кабина была рассчитана на одного пилота и двух пассажиров. Для автожира планировался рядный двигатель Bearn 6D-07, но получить его в срок оказалось невозможным и на опытном экземпляре установили мотор Renault(двигатель Renault 6Q-01, мощностью 220 л.с.), недостатка в которых не ощущалось.
SNCASE SE-700. Вид сбоку. Фото: Société Nationale de Constructions Aéronautiques du Sud-Est
Первый прототип автожира SE.700 был построен в менее чем за год и уже 25 мая 1945 года он совершил свой первый полёт на аэродроме в Мариньяне, управлял автожиром пилот Стакенбург. Замена двигателя повлияла на характеристики автожира не самым лучшим образом (Испытания выявили проблемы с охлаждением двигателя, но также показали, что у SE-700 хорошие лётные характеристики), но даже с ним у SE.700 были большие перспективы. Испытания автожира неожиданно завершились 6 января 1946 года, когда при неудачной посадке аппарат был сильно поврежден. Его решили не восстанавливать и сосредоточить усилия на доводке улучшенного SE.700А, однако по причине неготовности двигателя Bearn 6D-07 второй прототип так никогда и не взлетел. Программу SE.700 решили закрыть, посчитав, что с функциями связи отлично справятся обычные лёгкомоторные самолёты и вертолёты, которых с каждым годом становилось всё больше.
SNCASE SE-700. Фото: Public domain
Лётно-технические характеристики SE.700:
- Диаметр несущего винта: 12.50 м;
- Длина: 6.55 м; - Высота: 3.80 м;
- Масса: максимальная взлётная 1535 кг;
- Тип двигателя: 1 ПД Renault 6Q-01, мощностью: 1 х 220 л.с.;