Рис. 21. Зависимость коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы от углов атаки фюзеляжа

На висении фюзеляж обдувается потоком воздуха от винта. На него действует сила от вертикальной обдувки, направленная вниз:

                                                   (1. 9)

В поступательном полете на фюзеляж действуют следующие силы:

подъемная сила                                                     (1. 10)

сила лобового сопротивления                                 (1. 11)

боковая сила                                                               (1. 12)

Величины подъемной и боковой сил малы и при расчетах траекторий движения обычно не учитываются. Однако моменты этих сил относительно центра тяжести вертолета необходимо учитывать при детальном анализе продольного и поперечного равновесия и устойчивости вертолета. Фюзеляж вертолета создает практически только сопротивление. Он должен иметь минимальное лобовое сопротивление при обеспечении необходимого внутреннего объема и удобства эксплуатации.

Сопротивление фюзеляжа в полете по сравнению с полной аэродинамической силой несущего винта невелико. Выступающие части фюзеляжа увеличивают лобовое сопротивление на 30 – 40%. В среднем на малых скоростях оно составляет 3—5% от тяги винта. Однако когда скорость полета приближается к максимальной, сопротивление планера начинает играть существенную роль. Это происходит потому, что с увеличением скорости полета фюзеляж вертолета наклоняется вперед, фронтальное сечение увеличивается. Кроме того, воздушный поток, отбрасываемый несущим винтом, наталкивается на фюзеляж и хвостовую балку. Отдельные струи образуют вихри, сопротивление увеличивается.

Наиболее важной аэродинамической характеристикой фюзеляжа является коэффициент его лобового сопротивления. Лобовое сопротивление фюзеляжа определяется по формуле 1. 11.

(Черта над коэффициентом силы лобового сопротивления означает, что этот коэффициент для удобства расчетов отнесен к ометаемой несущим винтом площади, а не к миделю фюзеляжа.

Коэффициент сопротивления зависит главным образом от формы фюзеляжа. Увеличение С_Хф на отрицательных углах атаки происходит несколько более интенсивно, чем на положительных. Это объясняется попаданием части хвостовой балки в зону торможения («аэродинамическою тень») от фюзеляжа на положительных углах атаки. За фюзеляжем наблюдается не только торможение, но и скос потока. Последний возникает и увеличивается с увеличением угла атаки фюзеляжа до тех пор, пока сохраняется плавное, струйное обтекание фюзеляжа (до Аф = 15 - 20°), соответствующее его продольным обводам. При дальнейшем возрастании угла атаки фюзеляжа линии тока стремятся следовать по поперечным обводам и углы скоса потока за фюзеляжем уменьшаются. При наличии скольжения за фюзеляжем возникает боковой скос потока. Скосы потока за фюзеляжем, зависящие от углов атаки и скольжения, влияют на условия работы стабилизатора, киля и рулевого винта. Эти особенности необходимо учитывать при анализе поведения вертолета и условий его балансировки на различных режима полета.

Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа уже на малых углах атаки

(А_ф = 0 – 4^о) представляет заметную величину. Он зависит также от количества и форм внешних подвесок и других выступающих в поток элементов.

При изменении угла атаки в пределах 20° C_у фюзеляжа изменяется линейно и, только при углах атаки > 20°, расширяется зона срывных явлений на фюзеляже. В этом случае начинает возрастать вредное сопротивление вертолета.

Для того, чтобы на крейсерских скоростях полета угол атаки фюзеляжа был близок к нулю, лобовое сопротивление фюзеляжа было минимальным, а условия работы несущего винта сохранялись оптимальными, предусмотрен угол заклинения, наклона  вала несущего винта, равный .

В зависимости от угла атаки фюзеляж создает и подъемную силу Y_ф. При наличии угла скольжения на фюзеляже появляется боковая сила Z_ф. При положительных углах атаки часть хвостовой балки попадает в зону торможения («аэродинамическая тень») от фюзеляжа. C_Хф – уменьшается. За фюзеляжем наблюдается и скос потока, который увеличивается с увеличением угла атаки.