В период с 1930 по 1940 гг. благодаря использованию разностороннего опыта предшествующих работ, обширным теоретическим и экспериментальным исследованиям, появлению новых высококачественных материалов и возросшим производственным возможностям была разрешена проблема создания вертолёта.

В результате тщательного анализа ряда проработанных эскизных проектов в ЦАГИ в конце 1928 г. было начато рабочее проектирование одного из обследованных вариантов - вертолёта одновинтовой схемы.

Проектирование этого первого советского экспериментального вертолёта, известного под маркой ЦАГИ 1-ЭА, оказалось возможным в результате обширных экспериментальных исследований работы несущего винта на специфических вертолётных режимах и испытаний несущего винта диаметром 6 м на натурном стенде.

Вертолёт ЦАГИ 1-ЭА был построен по одновинтовой схеме, предложенной ещё в 1909 - 1912 гг. Б. Н. Юрьевым. Все работы по созданию вертолёта вначале проводились специальной группой, а затем секцией особых конструкций экспериментально-аэродинамического отдела ЦАГИ.

ЦАГИ 1-ЭА - одноместный, одновинтовой, двухмоторный вертолёт.

Реактивный момент несущего винта уравновешивался на нём при помощи четырёх рулевых винтов, размещённых попарно в носовой и хвостовой частях фюзеляжа.

На вертолёте было два ротативных двигателя М-2 мощностью 120 л. с. каждый, которые были установлены по обеим сторонам центральной части фюзеляжа таким образом, что своим носкам они были обращены внутрь фюзеляжа.

Двигатели передавали мощность главному редуктору через муфты свободного хода, установленные на случай необходимости безмоторного спуска вертолёта на режиме авторотации несущего винта.

В главном редукторе два ведущих конических зубчатых колеса (по одному от каждого двигателя) приводили во вращение ведомое коническое зубчатое колесо, расположенное в горизонтальной плоскости. На одном валу с этим зубчатым колесом находилось центральное зубчатое колесо планетарной передачи, расположенной в верхней части главного редуктора.

Обойма сателлитов планетарной передачи была состыкована с главным валом несущего винта.

Внешнее венцовое зубчатое колесо планетарной передачи являлось одновременно центральной частью картера главного редуктора. Через неё картер главного редуктора крепился к специальной клёпаной траверсе, расположенной в средней части фюзеляжа вертолёта.

В главном редукторе обороты двигателя редуцировались в отношении 1 : 7,84.

Верхней опорой главного вала несущего винта служил весьма оригинальный подшипник большого диаметра нестандартного типа с четырьмя регулируемыми роликами.

Вертолёт ЦАГИ 1-ЭА имел четырёхлопастный несущий винт диаметром 11 м. Лопасти жёстко крепились к втулке винта, имея лишь продольный шарнир, что позволяло изменять угол установки лопастей.

Лопасти крепились к втулке несущего винта на двух опорах. Первая опора располагалась непосредственно на втулке винта. Она имела радиальный и упорный подшипники. Вторая опора была вынесена на специальной сварной ферме - кабане втулки несущего винта.

Так как для управления несущим винтом требовался поворот лопасти в очень узком диапазоне углов, оказалось возможным на второй опоре не ставить тяжёлого и громоздкого подшипника. Вместо подшипника был создан специальный достаточно лёгкий параллелограммный механизм.

Лопасти несущего винта вначале были целиком металлической конструкции. Лонжерон лопасти был склёпан из предварительно отштампованного дуралюминового листа и имел в сечении круглую форму. На лонжерон приклёпывались выколоченные дуралюминовые нервюры; затем на нём ставились профилированные дуралюминовые стрингеры и, наконец, лопасть обшивалась тонким дуралюминовым листом.

Как показал опыт, производственные искажения геометрической формы лопастей и их профиля оказались при этой конструкции весьма существенными, что выявилось при первых же испытаниях вертолёта.

Вскоре был изготовлен новый комплект лопастей уже иной конструкции. Лонжероны лопастей оставались неизменными. Нервюры и стрингеры были выполнены из дерева. Лопасть была обшита авиационной фанерой и обтянута полотном.

Для уравновешивания реактивного момента несущего винта на вертолёте было установлено четыре рулевых винта диаметром 1,8 м, размещённых попарно в носовой и хвостовой частях фюзеляжа.

Строго говоря, можно было бы обойтись одним рулевым винтом, расположенным в хвостовой части фюзеляжа, но пришлось пойти на некоторое усложнение и утяжеление конструкции, чтобы избежать неуравновешенных боковой силы и реактивного крутящего момента от рулевого винта. Это должно было существенно упростить управление первым экспериментальным вертолётом в полёте.

Рулевые винты были двухлопастные. Лопасти рулевого винта имели лонжерон из сплющенной стальной трубы и обшивку, выколоченную из листового дуралюмина по форме и профилю лопасти. Обшивка приклёпывалась прямо к лонжерону (без нервюр).

Для приведения рулевых винтов во вращение в главном редукторе были дополнительно установлены два конических зубчатых колеса, находившихся в зацеплении с большим горизонтально расположенным коническим зубчатым колесом. Хвостовики этих колёс при помощи упругих муфт были связаны с длинными валами, идущими в носовую и хвостовую части фюзеляжа, вращавшимися с той же частотой вращения, что и вал двигателя.

В носовой и хвостовой частях фюзеляжа были размещены дополнительные малые редукторы, на ведомых валах которых установлены рулевые винты, которые вращались в противоположных направлениях. В этих редукторах частота вращения повышалась в отношении 1 : 1,227 и рулевые винты делали 1470 об/мин при частоте вращения двигателя 1200 об/мин.

Фюзеляж вертолёта был ферменной конструкции, сваренный из стальных труб.

Шасси вертолёта имело стойки со шнуровой резиновой амортизацией. Ход амортизационных стоек был 430 мм.

Третьей опорной точкой вначале был костыль с резиновой шнуровой амортизацией. Вскоре после начала лётных испытаний вертолёта, в связи с опасностью поломки аппарата при случайном заднем ходе, костыль был заменён хвостовым колесом.

Управление вертолётом осуществлялось путём воздействия на углы установки лопастей несущего и рулевых винтов. В продольной и поперечной плоскостях управление аппаратом производилось при помощи ручки управления дифференциальным шагом лопастей несущего винта, соединённой системой жёстких тяг и рычагов с автоматом перекоса.

Перемещение автомата перекоса вдоль вала влекло за собой одновременное изменение угла установки у всех лопастей несущего винта. Это достигалось при помощи рычага управления общим шагом, расположенного слева от лётчика. При помощи этого же рычага несущий винт переводился на малый шаг, необходимый для перехода вертолёта на режим авторотирующего безмоторного спуска.

Чтобы развернуть вертолёт, достаточно было изменить шаг рулевых винтов, что достигалось отклонением ножных педалей, связанных тросами с поворотными механизмами рулевых винтов.

Поскольку скорость поступательного полёта для этого вертолёта имела второстепенное значение, фюзеляж для удобства обслуживания и наблюдения за работой всех агрегатов не имел обшивки.

Запуск двигателей производился сжатым воздухом (из наземных баллонов) при помощи специальных съёмных пневматических устройств.

Проектирование вертолёта, как указывалось выше, было начато в конце 1928 г., а его постройка (на опытном заводе ЦАГИ) - в 1929 г. и продолжалась в течение всей первой половины 1930 г.

После всесторонней тщательной регулировки всех агрегатов вертолёт был впервые подвергнут наземному испытанию с многократным запуском двигателей в августе 1930 г.

В первые же дни была отработана (впервые в мировой практике) методика испытания аппарата на привязи и система его крепления при этом. Затем начался период освоения вертолёта и управления им сначала на привязи, а затем и в свободных полётах.

Полёты вертолёта ЦАГИ 1-ЭА проводились систематически в течение 1930 - 1934 гг. Бессменным лётчиком-испытателем вертолёта был Алексей Михайлович Черёмухин. В каждом полёте А. М. Черёмухин демонстрировал эволюции и режимы полёта, специфически присущие этому типу летательных аппаратов: взлёт с места, вертикальный подъём, висение в воздухе, строго отвесный спуск и посадку в заранее намеченный пункт, поступательное движение вперёд и в стороны, любой разворот при висении над заданной точкой.

По мере освоения лётчиком этого аппарата, выявления и изучения его лётных возможностей постепенно шаг за шагом увеличивалась высота полёта вертолёта и усложнялись производимые на нём эволюции. Особенно успешными были полёты А. М. Черёмухина на вертолёте ЦАГИ 1-ЭА в августе 1932 г.

В полёте 1 августа наибольшая высота была 160 м, 3 августа - 230 м и 5 августа - 285 м. Наконец, 14 августа 1932 г. была достигнута высота 605 м. Для того времени это был выдающийся результат. Официально зарегистрированный рекорд высоты полёта, принадлежавший итальянскому вертолёту Асканио, был всего лишь 18 м. Даже вновь зарегистрированный спустя четыре года (1936 г.) мировой рекорд высоты полёта вертолёта Бреге-Доран составлял всего 158 м.

Как можно было судить на основе анализа барограммы и заключения лётчика, высота, достигнутая 14 августа 1932 г., не являлась предельно возможной для вертолёта ЦАГИ 1-ЭА.

Наибольшая продолжительность полёта была 14 мин. 15 июня 1933 г. Эта цифра ни в коей мере не характеризовала технические возможности вертолёта. Только желание экономить ресурс двигателей определяло небольшую продолжительность полёта.

Основные задачи, стоявшие перед испытателями - изучить технические возможности вертолёта, освоить технику пилотирования на нём, довести аппарат до состояния пригодности к нормальной лётной эксплуатации - не требовали ни б´ольших высот и скоростей полёта, ни большей продолжительности пребывания в воздухе.

Помимо чисто испытательных полётов на вертолёте ЦАГИ 1-ЭА была проведена обширная программа лётных исследований, так как имелось в виду всемерно использовать опыт создания первого вертолёта для уточнения методики расчёта, сравнения с данными лабораторных исследований и для создания последующих более совершенных аппаратов этого типа.

Исследовалось:

• определение характеристик несущего винта при работе на месте;

• распределение мощности двигателей между несущим винтом и рулевыми винтами, определение потерь в трансмиссии;

• влияние близости земли от несущего винта на его тягу и потребляемую мощность (эффект "земной подушки");

• определение усилий на ручках управления общим и дифференциальным шагом несущего винта;

• выяснение потребных отклонений ручки управления дифференциальным шагом несущего винта при разных режимах полёта.

ЛТХ:

Модификация	1-ЭА
Диаметр несущего винта, м	11.00
Длина, м	12.80
Высота, м	3.38
Масса, кг
пустого самолета	982
максимальная взлетная	1145
Тип двигателя	2 ПД М-2
Мощность, л.с.	2 х 120
Максимальная скорость, км/ч	30
Дальность полета, км
Статический потолок, м	605
Экипаж, чел	1

Доп. информация :

Фотографии:  1-ЭА  1-ЭА  1-ЭА   Схемы:  1-ЭА

Список источников:

А.М. Изаксон. Советское вертолетостроение Авиация и Космонавтика. Е.Ружицкий. Навстречу 100-летию вертолета

Уголок неба. 2013