Вертолет

Вертолет

Вертолет – летательный аппарат, создание подъемной силы в котором происходит одним или несколькими несущими винтами, с вертикальными взлетом и посадкой. Определение «вертолет» введено вместо зарубежного «геликоптер».

Вертолеты взлетают вертикально вверх без предварительного разбега, неподвижно «висят» над одним местом и производят вертикальную посадку без предварительного пробега, допуская поворот вокруг вертикальной оси в любую из сторон, производят полет в горизонтальном направлении со скоростями от нуля до максимальной. При вынужденной или принудительной остановке силовой установки во время полета вертолет может совершить планирующий полет, спуск и посадку, используя самовращение несущих винтов (авторотацию). Во избежание срыва потока с лопастей, стабилизации и для увеличения скорости полета многие вертолеты имеют небольшое крыло, позволяющее разгружать несущие винты. В зависимости от способа уравновешивания реактивного момента несущего винта вертолеты подразделяются на:

  1) одновинтовые (с хвостовым винтом или с реактивным приводом несущего винта);

  2) двухвинтовые:

а) продольной схемы;

б) соосные;

в) с перекрещивающимися осями несущих винтов;

г) с поперечным расположением несущих винтов, или поперечной схемы;

  3) многовинтовые.

Из них широкое распространение получили вертолеты одновинтовые с хвостовым винтом (без крыла и с крылом); двухвинтовые соосные и вертолеты с продольной схемой расположения несущих винтов.

Вертолеты одновинтовой схемы

Одновинтовая схема включает в себя несущий и рулевой винты. Несущий винт (НВ) вертолета, как уже было отмечено, создает подъемную и движущую силы. Рулевой винт (РВ) в первую очередь необходим для уравновешивания реактивного момента НВ, а также обеспечения управляемости и устойчивости вертолета одновинтовой схемы расположения. РВ установлен на концевой (хвостовой) балке. Вращение РВ производится от главного редуктора валом хвостовой трансмиссии при помощи промежуточного и хвостового редукторов вертолета. Диаметр РВ меньше диаметра НВ, а частота вращения РВ значительно больше. РВ имеет большой диапазон изменения углов установки лопасти (до 30°) – от положительных на обычных режимах полета до отрицательных на режиме самовращения НВ и при интенсивных левых разворотах вертолета. Рулевой винт бывает тянущим и толкающим. РВ большинства типов вертолетов – толкающий, установлен справа по полету на концевой балке. При такой компоновке повышается аэродинамическая эффективность винта и устанавливается предел дополнительной динамической нагрузки концевой (килевой) балки воздушным потоком, отбрасываемым РВ.

Вращение НВ синхронизировано с РВ, так как при изменении скорости вращения НВ в равной степени изменяется скорость вращения РВ. Втулки РВ применяют с совмещенными или разнесенными горизонтальными шарнирами, осевыми шарнирами, как правило, без вертикальных шарниров, а также втулки на кардановом подвесе. Агрегат типа автомата перекоса (АП) у РВ отсутствует, а управляют силой тяги РВ изменением угла атаки (установки) лопастей. Углом атаки лопастей управляют при помощи педалей из кабины экипажа, обеспечивая поворот вертолета по горизонтальной оси (курсу). В прямолинейном полете действие силы тяги РВ перпендикулярно направлению полета вертолета.

Если НВ производит вращение по часовой стрелке, перемещение вперед правой педали (из кабины экипажа) вызовет уменьшение угла атаки лопастей и, как следствие, силы тяги РВ. Это создаст курсовой управляющий момент, под действием которого летательный аппарат начнет поворачиваться вправо по курсу движения. При перемещении вперед левой педали (из кабины экипажа) увеличится угол атаки лопастей, что вызовет увеличение силы тяги РВ, и летательный аппарат осуществит поворот по курсу влево. Однако при развороте летательного аппарата по вращению НВ увеличится нагрузка на хвостовую трансмиссию. Превышение нормально допустимого (установленного исходя из расчетных и конструктивных особенностей летательного аппарата) темпа роста этой нагрузки нежелательно. Для избежания увеличения силы нагрузки на хвостовую трансмиссию при резком воздействии правой педали и системе курсового управления современных вертолетов применяют специальный демпфер, ограничивающий скорость перемещения педалей управления вертолета.

Поскольку сила тяги РВ и уровень нагрузки хвостовой трансмиссии пропорциональны плотности наружного воздуха, в системе путевого управления иногда устанавливают подвижный упор, автоматически ограничивающий максимальный угол установки лопастей рулевого винта при уменьшении температуры и увеличении давления наружного воздуха. При уменьшении плотности (увеличении температуры) наружного воздуха подвижный упор автоматически убирается.

В современном вертолетостроении в последнее время часто используют многолопастный РВ в кольцевом канале киля (фенестрон). Такая конструкция имеет несколько существенных преимуществ: уменьшается вредное сопротивление вертолета, предотвращаются задевание вращающимися лопастями РВ за наземные естественные препятствия при маневрировании на предельно допустимых малых высотах, а также травмирование при работе летательного аппарата на земле. Эффективность фенестрона существенно выше, чем открытого рулевого винта при равных диаметрах крыльчатки, поскольку диаметр фенестрона в 2 раза меньше, чем диаметр открытого рулевого винта. Он требует для создания одинаковой тяги большей мощности. Кроме того, выпускают вертолеты с так называемым Х-образным, четырехлопастным рулевым винтом. РВ такого типа обладает превосходством перед обычным (с равномерным азимутальным распределением лопастей) по уровню шума и уменьшению неблагоприятного воздействия на лопасти концевых вихревых шнуров, генерируемых соседними лопастями.

Основной расчетный режим вращения РВ – зависание летательного аппарата. В режиме зависания рулевой винт создает максимальную для существующих режимов полета вертолета силу тяги, которая требуется для уравновешивания реактивного момента НВ. Существует оригинальное конструкторское решение компенсации реактивного момента – NOTAR (NoTail Rotor – без рулевого винта).

Вместо рулевого винта на килевой части хвостовой балки устанавливается специальный агрегат, в сопла которого подается воздух от вентилятора, установленного в кормовой балке и имеющего привод от силовой установки.

Струйная система путевого управления и компенсации реактивного момента обеспечивает достаточно высокую маневренность и снижает уровень вибраций.

В конце 1970-х гг. эксперименты по созданию летательного аппарата без рулевого винта начались в США. Впервые эта концепция была применена на базе вертолета ОН-6А, первый полет которого проводился в декабре 1981 г. К достоинствам одновинтовой схемы относят относительную простоту агрегата и дешевизну конструкции. Одним из главных недостатков одновинтовой схемы расположения является срыв потока на отступающей лопасти, проявляющийся на больших расчетных скоростях. Именно это основная причина, ограничивающая скорость полета летательного аппарата. Следует обратить внимание также на возможность перехлеста лопасти НВ с кормовой балкой на некоторых одновинтовых летательных аппаратах. Данная опасность вполне реальна в первую очередь при нахождении вертолета в земном положении в случаях раскрутки, замедлении и остановки НВ при сильном ветре и взаимного влияния НВ соседних вертолетов и других типов летательных аппаратов на стоянке; при действии на несущий винт нисходящего потока от другого вертолета, пролетающего над вертолетной площадкой на высоте более 40 м.

В полете такая опасность возникает вследствие активного торможения резким переводом вертолета из пикирования в кабрирование (при больших скоростях горизонтального полета), турбулентности атмосферы и режима вихревого кольца. Для избежания перехлеста лопасти с кормовой балкой запрещается снижать обороты НВ ниже допустимых пределов для сохранения допустимого угла конуса лопасти НВ.

Соосная схема НВ двухвинтового летательного аппарата – это два винта одинакового диаметра, расположенных на одной оси и вращающихся в противоположные стороны. Реактивные моменты верхнего и нижнего винтов взаимно уравниваются. Верхний и нижний винты в соосной схеме разнесены по вертикали для предотвращения схлестывания лопастей. Верхний винт засасывает воздух из воздушного пространства и создает поток, отбрасываемый на нижний винт. Воздействие потока верхнего винта вызывает уменьшение угла атаки и, соответственно, подъемной силы нижнего винта. Последствием сужения нисходящего потока, отбрасываемого верхним винтом, радиально удаленные участки лопастей нижнего винта работают на режимах, подобных верхним лопастям, при этом радиально удаленные участки лопастей нижнего винта засасывают небольшое количество воздуха из окружающего пространства.

Соосный НВ вовлекает в движение воздушную массу, на 20% большую, чем НВ летательного аппарата одновинтовой схемы расположения. Так как воздушный поток верхнего винта закручен в противоположную сторону вращению нижнего винта, окружные скорости обтекания сечений лопастей нижнего винта возрастают на величину скорости закрутки, что значительно улучшает аэродинамическую эффективность соосной схемы. Аэродинамическая эффективность соосной винтовой схемы всегда на 3—10% выше, чем у НВ вертолета одновинтовой схемы. Диаметр соосного НВ несколько меньше, чем у одновинтового, поэтому в режиме зависания при одинаковых условиях соосный вертолет требует несколько большей мощности силовой установки, чем одновинтовой. Практически же отсутствие РВ и хвостовой трансмиссии обеспечивает соосному вертолету значительно меньшую массу собственной конструкции и большую удельную массу полезной нагрузки при равной с сопоставимым одновинтовым вертолетом полетной массе, а отсутствие затрат мощности силовой установки на привод РВ (на одновинтовых вертолетах затраты составляют около 10% от мощности двигателей) – больший статический потолок при одинаковой мощности двигателей и полетной массе. При зависании на равной малой высоте от колес шасси до поверхности земли положительное воздействие воздушной подушки оказывается меньшим, чем для одновинтового летательного аппарата.

В режиме горизонтального полета на высокой скорости соосный НВ имеет более высокое лобовое сопротивление, чем одновинтовой НВ, что понижает максимальную скорость полета летательных аппаратов соосной схемы. Курсовое управление вертолетом (развороты и повороты) осуществляется в основном дифференциальным (раздельным) изменением реактивных моментов несущих винтов и отклонением рулей направления (размещенных на киле), а продольно-поперечное управление – одновременным изменением направления тяги верхнего и нижнего винтов. Важной особенностью соосного вертолета является установка двух автоматов перекоса на одной колонке. Для обеспечения путевой балансировки вертолета, выравнивания крутящих моментов винтов при нейтральном положении педалей управления на режиме зависания углы атаки лопастей нижнего винта преимущественно несколько больше, чем у верхнего винта. Принципиальное значение для соосной несущей системы играет расстояние между втулками верхнего и нижнего винтов. Увеличение этого расстояния утяжеляет и усложняет конструкцию колонки НВ, ухудшает устойчивость вертолета на земле. Уменьшение же данной величины вызывает опасное сближение лопастей винтов. Поэтому разработчики добиваются компромиссного решения, наилучшим образом удовлетворяющего противоречивым требованиям аэродинамики, динамической прочности и надежности вертолета.

Благодаря отсутствию РВ и хвостовой трансмиссии, а также незначительной зависимости суммарной силы тяги НВ от угловой скорости на соосном летательном аппарате нет ограничений по угловой скорости разворота на зависании (скорости дачи педалей), присущих одновинтовому вертолету. Преимущественно отрицательной особенностью соосной схемы расположения НВ является возможность перехлеста лопастей верхнего и нижнего НВ. Такая возможность в принципе рассматривается и становится реальна при достаточно сильном сближении лопастей, что обусловлено завалом конусов вращения несущего винта в диаметрально противоположных направлениях на высоких темпах горизонтального полета (особенно при выполнении активного торможения резким переводом летательного аппарата из пикирования в кабрирование), турбулентностью атмосферы, дифференциальным изменением шага винтов и режимом вихревого кольца. Опасным в данном случае является режим раскрутки и остановки НВ при сильном ветровом потоке вследствие упругости лопастей, не растянутых центробежными силами.

Силовая установка современных вертолетов состоит преимущественно из двух газотурбинных (турбовальных) двигателей и обеспечивающих их систем (топливной, смазки, автоматического управления, противообледенительной и др.).

Передача крутящего момента от силовой установки к НВ происходит при помощи муфт свободного хода и главного редуктора, а к рулевому винту – с помощью промежуточного и хвостового редукторов, валов и муфт кормовой трансмиссии. Муфта свободного хода передает крутящий момент выходного вала силовой установки за счет сил трения, возникающих при заклинивании роликов среди рабочих поверхностей ведущего и ведомого звеньев. Управление мощностью обоих силовых агрегатов синхронизировано с управлением общим шагом НВ и осуществляется рычагом «шаг – газ», воздействующим через гидроусилитель на ползун автомата перекоса, а также одновременно на дроссели топливных насосов силовых агрегатов. При воздействии на рычаг «шаг – газ» вверх увеличиваются угол атаки лопастей и соответственно тяга НВ с одновременным увеличением мощности силовых агрегатов.

На переходных режимах полета управление силовой установкой осуществляется агрегатами системы автоматического управления (САУ). Главным регулирующим фактором автоматического управления силовой установкой служит подача топливной смеси в камеры сгорания силовых агрегатов. Регулируемым параметром на крейсерских и номинальных режимах работы силового агрегата является частота вращения ротора свободной турбины (значит, и НВ). При этом во всем расчетном эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета летательного аппарата САУ обеспечивает преимущественно стабилизацию частоты вращения свободной турбины. На режимах полета «Малый газ» и «Взлетный» в качестве регулируемого параметра используется, как правило, частота вращения ротора турбокомпрессора. Система автоматического управления обеспечивает стабильную работу камеры сгорания силового агрегата на режиме малого газа.

Для повышения высоты полета пилот изменяет положение рычага «шаг – газ» вверх. С помощью гидроусилителя увеличиваются общий шаг (угол атаки) и потребная мощность несущего винта, которая сразу же становится больше располагаемой мощности силовых агрегатов. Вследствие этого частота вращения НВ начинает уменьшаться – НВ «нагружается» («затяжеляется»). Как только происходит уменьшение частоты вращения НВ и жестко связанной с винтом свободной турбины силового агрегата, регулятор частоты вращения свободной турбины увеличит подачу топлива в силовой агрегат. Вместе с тем при перемещении вверх рычага «шаг – газ» происходит механическое изменение положения регулятора частоты вращения турбокомпрессора на ускоренный режим работы системы.

В результате частота вращения турбокомпрессора и, как следствие, мощность двух двигателей синхронно увеличатся, а частота вращения несущего винта восстановит свое прежнее значение. Однако выход двигателя на новый режим повышенной мощности занимает некоторое время, в течение которого частота вращения НВ отклоняется от своего заданного значения. Желательно уменьшить этап переходного процесса, для чего и применяют механическую переналадку регулятора вращения ротора турбокомпрессора на повышенный режим работы. Резкое увеличение подачи топлива при разгоне двигательной установки может вызвать опасный перегрев деталей газовоздушного тракта из-за переобогащения смеси, срыв пламени в камере сгорания, неустойчивую работу компрессора.

Для обеспечения нормального (конструктивно-расчетного) разгона ротора турбокомпрессора рычаг управления регулятором подачи топлива требуется перемещать в плавном темпе. А поскольку этот рычаг кинематически связан с рычагом «шаг – газ», требуемый замедленный темп его перемещения не может быть обеспечен, особенно в усложненных и особо сложных полетных ситуациях. Для безопасности и автоматизации процесса разгона ГТД в систему его регулирования включен автомат приемистости, задающий подачу топлива при разгоне в зависимости от расчетных параметров рабочего процесса силового агрегата или в зависимости от времени. Время приемистости – время от начала изменения положения рычага управления силовой установкой до достижения заданной мощности. Приемистость двигателя делят на полную или частичную. Время полной приемистости некоторых эксплуатируемых вертолетных турбовальных ГТД (МИ 8) составляет 8—15 с, что ограничивает в некоторой мере маневренные возможности летательного аппарата. Процесс уменьшения мощности силового агрегата при достаточно плавном и медленном перемещении рычага управления на уменьшение режима – дросселирование. Время дросселирования – время от начала изменения положения рычага управления силового агрегата до достижения заданной мощности.

Процесс быстрого уменьшения мощности силового агрегата при резком изменении положения рычага управления принято называть сбросом мощности (газа). Этот процесс считается предельным случаем дросселирования. Скорость уменьшения подачи топлива при дросселировании силового агрегата имеет не менее важное значение в обеспечении надежности и устойчивости его работы, чем скорость увеличения подачи топлива при разгоне. При мгновенном уменьшении подачи топлива возникает опасность срыва пламени в камере сгорания и самовыключения силового агрегата. Для предупреждения этого процесса используется тот же автомат приемистости. Кроме того, в САУ включен клапан минимального давления. Благодаря этому при резком отклонении пилотом рычага «шаг – газ» вниз дросселирование двигателя осуществляется гораздо медленнее, по «своему» закону.

Для установления потребной мощности вертолета в различных полетных условиях двигательные агрегаты могут работать в следующих основных режимах:

  1) малого газа, на котором обеспечивается устойчивая работа двигателей с минимальной частотой вращения турбокомпрессора для прогрева двигательной установки после запуска и при полете летательного аппарата на режиме самовращения НВ без выключения силового агрегата. Для ограничения температурных и вибрационных напряжений деталей двигателей время непрерывной работы на этом режиме не должно превышать 20 мин. Поскольку время работы силового агрегата на этом режиме не ограничивается, он, как правило, используется при выполнении маршрутных полетных заданий на дальность или специальных заданий на максимальную продолжительность полета;

  2) номинальном, время непрерывной работы на котором ограничено по условиям прочности деталей двигателей – 1 ч. Данный режим используют при взлете вертолета и зависании у земли, наборе высоты, полете с максимальной скоростью и нормальной полетной массой в благоприятных атмосферных условиях. По расчетно-конструктивным условиям прочности деталей двигателей время непрерывной работы на этом режиме ограничено – 6 мин.

Взлетный режим используют при взлете, зависании и наборе высоты вертолета с полетной массой больше нормальной, в условиях повышенной температуры окружающего воздуха или барометрической высоты взлетной площадки, а также при полете на одном двигателе. В основном мощность двигателей на номинальном режиме составляет 85—90%, а на крейсерском – 70—80% от взлетной. При проведении взлета по ветру и полете на предельно малых допустимых высотах в штилевую погоду в воздухозаборники турбокомпрессора вертолета могут попадать горячие отработанные газы, посторонние предметы (частицы песка и соль при полете над морем и т. д.). Посторонние предметы, попадая в турбокомпрессор, повреждают лопатки турбокомпрессора, что значительно уменьшает срок его службы и может привести к аварийным ситуациям. Отработанные газы ухудшают производительность турбокомпрессора. Поэтому на воздухозаборники устанавливаются специальные фильтры (уменьшающие производительность работы турбокомпрессора), а также на некоторых летательных аппаратах забор воздуха при взлете происходит через воздухозаборники или специальные устройства.

После набора соответствующей высоты и разгона до определенной скорости вертолета данные устройства отключаются и работают основные воздухозаборники.

Несмотря на принятые технические усовершенствования, во избежание преждевременного износа турбокомпрессоров, выхода из строя силовых агрегатов и аварийных ситуаций не рекомендуется взлетать против ветра, затягивать взлет в штиль и летать на минимальных высотах над загрязненной и песчаной поверхностью с низкой скоростью. Также не рекомендуются низкие полеты над морем.

Корпус вертолета включает фюзеляж, стабилизатор, киль и иногда крыло. Форма фюзеляжа определяется конструктивной схемой, аэродинамической компоновкой, назначением и условиями эксплуатации летательного аппарата. Поскольку над центральной частью фюзеляжа располагаются гондолы силовых агрегатов, редукторного и вентиляторного отсеков и неубирающиеся шасси. Фюзеляж вертолета соосной схемы расположения винтов отличается меньшим удлинением, большей симметрией и компактностью. Для уменьшения лобового сопротивления фюзеляжа в горизонтальном полете ось вала НВ иногда выполняют наклоненной вперед относительно вертикальной оси вертолета на угол 4—6°. В результате этого фюзеляж на крейсерской скорости полета располагается приблизительно по потоку. Кроме того, фюзеляж некоторых одновинтовых вертолетов сконструирован так, что ось вала НВ отклонена от вертикальной оси вертолета вправо на угол 2—3°, если смотреть по полету сзади.

Благодаря этому уменьшается расчетное потребное для балансировки накренение вертолета вправо на зависании и малых скоростях полета, а также обеспечивается эффективный вертикальный взлет вертолета с одновременным отрывом от земли основных стоек шасси. Крыло не обязательно для проведения полета вертолета, а на режимах зависания, вертикальных перемещений, малых и сверхмалых скоростей горизонтального полета оно уменьшает весовую отдачу машины. При установке крыла на вертолет преследуют две основные цели: частичную разгрузку (до 20%) НВ на больших скоростях полета, подвеску различного оборудования. Крыло устанавливают в центральной части фюзеляжа позади центра масс вертолета. Стабилизатор предназначен для улучшения характеристик продольной балансировки и устойчивости вертолета. Применяют неуправляемый и управляемый стабилизаторы.

Управление стабилизатором сблокировано с управлением общим шагом несущего винта таким образом, что при увеличении общего шага НВ увеличивается и угол атаки стабилизатора. Это способствует улучшению продольной балансировки и управляемости вертолета.

Стабилизатор размещают на конце хвостовой балки для максимально возможного увеличения расстояния до центра масс вертолета, а также уменьшения вредного индуктивного воздействия НВ. На одновинтовых вертолетах с длинной хвостовой балкой площадь стабилизатора значительно меньше, чем на соосных. Компоновка соосного летательного аппарата, как правило, конструктивно не позволяет произвести необходимый вынос стабилизатора, для этого увеличивают его площадь для обеспечения хорошей продольной устойчивости. Киль при одновинтовой схеме летательного аппарата, так же как и крыло, не обязателен для полета вертолета, а на взлетно-посадочных режимах он ухудшает летные показатели вертолета. Однако при наличии концевой балки разумно превратить ее в киль. Благодаря этому достигаются две необходимые цели: частичная разгрузка РВ на больших скоростях полета и существенное повышение курсовой устойчивости вертолета. Кроме того, в киле размещается фенестрон.

Как правило, киль имеет толстый несимметричный профиль, трапециевидную форму в плане (при виде сбоку), расположен под углом 30—60° к продольной оси хвостовой балки и повернут влево относительно вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа на угол 5—7°. На режиме горизонтального полета летательный аппарат создает боковую аэродинамическую силу, совпадающую с направлением силы тяги РВ.

Единственное средство обеспечения на соосном вертолете путевой устойчивости – его киль. Благодаря компактной аэродинамической компоновке планера вынос киля от центра масс вертолета сравнительно небольшой. Поэтому на соосных вертолетах устанавливают, как правило, мощное вертикальное оперение с рулями поворота. Последние помогает улучшению путевой управляемости вертолета на режимах горизонтального полета.

История вертолетостроения в России связана с именем ученого-естествоиспытателя М. В. Ломоносова, построившего летающую модель вертолета.

В СССР созданы вертолеты поперечной схемы «Омега»; Г-3, -4; Б-11 (ОКБ И. П. Братухина). В 1947 г. организовано ОКБ М. Л. Миля, в котором был создан ряд первоклассных вертолетов. Серийное производство вертолетов в СССР начато в 1951 г. выпуском Ми-1 (пробный полет состоялся в 1948 г.). Затем появились одновинтовые вертолеты Ми-4, -6, -10, -2, -8, -24, -26, -28 и вертолеты поперечной схемы В-12. В ОКБ Н. И. Камова были разработаны соосные вертолеты Ка-8, -10, -15, -18, -25К, -29, -32, -50, винтокрыл Ка-22.

В 1950-х гг. создан вертолет продольной схемы Як-24 ОКБ А. С. Яковлева. По назначению вертолеты подразделяются на вертолеты гражданской авиации и военные. Военные вертолеты делятся на боевые (противотанковые, огневой поддержки, противолодочные), транспортно-боевые (многоцелевые, общего назначения), транспортно-десантные и специальные.

Боевые вертолеты (БВ) составляют ударную силу армейской авиации. БВ предназначен для уничтожения и подавления наземных целей и вертолетов противника, прикрытия и сопровождения транспортно-боевых и транспортнодесантных вертолетов. Особое внимание уделяется борьбе с танками и другими бронированными целями. Перспективные БВ должны эффективно решать эти задачи как днем, так и ночью.

Комплекс вооружения БВ может включать противотанковые ракетные комплексы (ПТРК), неуправляемые ракеты, пушки (калибр до 30 мм), гранатометы (до 40 мм), пулеметы (7,62 и 12,7 мм), авиационные бомбы, зажигательные баки, а также управляемые ракеты класса «воздух – воздух»; тактический радиус действия – 400—500 км. Экипаж БВ, как правило, 2 человека.

Боевая живучесть БВ повышается за счет применения брони, установки комплексов РЭБ и т. п. Основные зарубежные БВ: огневой поддержки – АН-18 «Кобра-Toy», AH-64A «Апач» (США), Во-105Р (ФРГ), SA-342M «Газель», SA-365M «Дофин 2» (Франция), многоцелевые – UH-60A «Блэк Хок» (США), WG-13 «Линкс» АН 1 (Великобритания) и др. Примером российских БВ являются Ми-28, Ка-50. В военных целях вертолеты были использованы французскими войсками во время воины в Алжире (в конце 1950 – начале 1960-х гг.). США применяли вертолеты в войнах в Корее (1950—1953) и во Вьетнаме (1965—1973). Вертолеты применялись во время боевых действий на Ближнем Востоке (1967, 1973, 1991), в войне Ирана с Ираком, в Афганистане. В ВМС ряда стран вертолеты используются для противолодочной обороны, обнаружения кораблей противника, целеуказания корабельным системам наведения, а также для поисково-спасательных работ на море. Для обнаружения ПЛ используются опускаемые с вертолетов гидроакустические станции, магнитометры, радиогидроакустические буи, РЛС и другие средства.

Поражение ПЛ предполагается осуществлять с помощью самонаводящихся торпед и противолодочных глубинных бомб. Вертолеты могут базироваться на кораблях (судах), оборудованных полетными палубами (взлетно-посадочными площадками). Основные зарубежные противолодочные вертолеты: SH-3H «Си Кинг», SH-60B «Си Хок» (оба – США). В российском ВМФ противолодочными вертолетами являются Ка-25 и Ка-27.

Данный текст является ознакомительным фрагментом.