Крыло вертолета предназначено для разгрузки НВ на больших скоростях полета и увеличения таким образом максимальной горизонтальной скорости за счет отдаления срыва потока с НВ.
Кроме того, крыло используют для подвески различного оборудования, размещения в нем топливных баков и стоек убирающегося шасси. Установка крыла, как правило, несколько улучшает балансировку и устойчивость вертолета на горизонтальных режимах полета.
Вместе с тем крыло увеличивает (до 7 %) массу конструкции вертолета, снижая таким образом весовую отдачу, и приводит к дополнительным потерям тяги на его обдувку, особенно ощутимую на вертикальных режимах. Поэтому вопрос о целесообразности установки крыла должен решаться исходя из назначения вертолета и характера выполняемых им задач.
Крыло, имеющее обычно толстый симметричный профиль и трапециевидную форму (в плане), начинает нести, т.е. создавать заметную подъемную силу, на скоростях полета свыше 100 км/ч. При скорости полета около 200 км/ч крыло уже разгружает НВ на 10...15 %, а при скорости 300 км/ч – на 20...25 %.
Угол заклинения крыла (угол установки относительно СГФ) подбирают, исходя из условия обеспечения эффективной работы крыла на больших скоростях полета, когда угол тангажа вертолета достигает отрицательных значений. Его значение может быть определено в виде суммы
где aкр – данный угол атаки крыла на максимальной скорости полета; J – угол тангажа, определяемый продольной балансировкой вертолета; DaНВ – скос потока, обусловленный полем индуктивных скоростей НВ.
Поскольку угол тангажа в значительной степени зависит от центровки вертолета, при задней центровке угол заклинения крыла меньше, чем при передней, а смещение центра масс назад приводит к увеличению подъемной силы крыла за счет увеличения акр.
Скос потока от поля индуктивных скоростей НВ различен на правой и левой консолях крыла ввиду неравномерности этого поля по азимуту НВ. Максимальный скос потока возникает на азимуте 90°. Поэтому угол атаки на левой консоли крыла для левого направления вращения НВ, а следовательно, подъемная сила на ней будут меньше, чем на правой. Однако это обстоятельство улучшает поперечную балансировку вертолета, так как возникающий момент крена противодействует кренящему моменту от поперечной силы НВ и позволяет уменьшить необходимое для балансировки отклонение ручки управления влево при увеличении скорости полета.
Для увеличения такого положительного влияния крыла на поперечную балансировку вертолета угол заклинения правой консоли увеличивают на 1,5...2° по сравнению с левой.
Для улучшения продольной балансировки вертолета крыло обычно размещают в центральной части фюзеляжа, совмещая ¼ средней аэродинамической хорды (САХ) крыла с центром масс вертолета или располагая крыло несколько позади него. В первом случае подъемная сила, возникающая на крыле, не оказывает заметного влияния на продольную балансировку вертолета, а во втором – создает пикирующий момент, улучшающий продольную статическую устойчивость планера вертолета по углу атаки, но в то же время несколько ее ухудшающую по скорости полета вертолета.
Крыло оказывает существенное влияние на поперечную статическую устойчивость планера при полете вертолета со скольжением. Установка крыла несколько повышает поперечную устойчивость фюзеляжа, что начинает затруднять пилотирование вертолета. В некоторых случаях для уменьшения поперечной устойчивости планера крыло устанавливают с отрицательным углом поперечного крена (см. рис. 7.1), как это сделано, например, на вертолете Ми‑24.
Для уменьшения вредного аэродинамического взаимного влияния между крылом и фюзеляжем места стыков закрывают зализами, обеспечивающими плавное сопряжение поверхностей.