Вертолёт, 2000 № 03 - [9]
Рис.3. Зависимость аэродинамического качества вертолета от крейсерской скорости полета
Аэродинамическое качество изолированного несущего винта имеет максимум при скоростях от 240 до 270 км/ч. Максимум аэродинамического качества вертолета смещается в сторону меньших скоростей и зависит от относительного вредного сопротивления вертолета. Чем больше это сопротивление, тем меньшей скорости соответствует максимум качества.
Следует отметить, что у вертолетов с газотурбинными двигателями минимум километрового расхода топлива соответствует большей скорости, чем скорость максимального качества, что происходит из-за увеличения удельного расхода топлива при снижении мощности двигателей. Это объясняет, почему минимальный километровый расход топлива современных вертолетов достигается при скоростях несколько больших, чем скорости, соответствующие максимуму качества.
Чем выше степень переразмеренности двигателей, вызванная высоким уровнем требований к условиям висения на большой высоте при повышенной температуре или продолженного взлета при отказе одного двигателя, тем больше степень дросселирования двигателя на крейсерском режиме и больше разница между скоростью минимального километрового расхода топлива и скоростью, соответствующей максимуму качества.
В связи с тем, что при увеличении скорости растет производительность вертолета и экономическая эффективность его применения, иногда допускается назначение крейсерской скорости большей, чем скорость, соответствующая минимальному километровому расходу топлива. Однако такое превышение обычно не выходит за разумные пределы.
Выполнение крейсерского полета JTR на скорости 324 км/ч приведет к существенному снижению его аэродинамического качества, и поэтому такое требование тоже представляется завышенным применительно к вертолетам. Вероятно, более реальным будет требование о возможности выполнения ограниченного по времени скоростного броска (как это сделано для RAH-66 Comanche), причем с меньшей, чем у RAH-66, скоростью.
Остановимся теперь на условиях, при которых должно осуществляться висение вертолета со взлетным весом, обеспечивающим выполнение основных требований. Сошлемся еще раз на статью МакДаниела:
«Внешние условия при взлете (температура окружающей среды и высота площадки для взлета – прим. переводчика) являются критическим моментом для вертолетных проектов. С начала 70-х годов обычным стандартом для армейских вертолетов была способность висеть без влияния земли (HOGE) на высоте 1219 м при 35°С и обеспечивать вертикальную скороподъемность 2,54 м/с. Вертолеты Black Hawk и Apache были первоначально разработаны в соответствии с этими жесткими требованиями. Однако эти условия (1219м/35°) никогда не были реально испытаны в ходе операций армии США, проведенных в различных регионах мира».
Поскольку указанные требования считаются стандартом армии США, мы будем ориентироваться на них, одновременно соглашаясь и поддерживая мнение мистера МакДаниела о том, что такие требования являются завышенными.
Таковы в первом приближении требования к JTR. Посмотрим теперь, насколько им соответствует российский вертолет Ми-26. Приведенные ниже технические характеристики вертолета либо заимствованы из Руководства по летной эксплуатации (РЛЭ) сертифицированного гражданского транспортного вертолета Ми-26ТС, либо рассчитаны на основе этого документа. Однако скорости указываются истинные, а не приборные, которые приведены в РЛЭ.
Отметим, что некоторые приведенные в настоящей статье исходные данные и ограничения по вертолету Ми-26 (который предположительно может быть использован в качестве JTR) будут отличаться от значений, принятых в РЛЭ, что связано с возможностью военного применения. Так, например, количество членов экипажа в наших расчетах принимается условно равным 4 вместо 6 по РЛЭ. Не учитывается расход топлива, необходимого для выполнения предпосадочного маневра – так называемой «коробочки» – нехарактерного для военно-транспортных операций. Наконец, рассматриваемая в настоящей работе максимальная масса полезной нагрузки 22,4 т превышает предусмотренные РЛЭ 20 т.
В соответствии с заданием, под которое проектировался Ми-26, он должен перевозить полезную нагрузку массой 15 т на расстояние 500 км при пятипроцентном аэронавигационном резерве топлива. Такое задание вертолет выполняет при взлетной массе 49,65 т, что явилось основанием для назначения этой массы в качестве нормальной взлетной. Под нее определялись все основные летнотехнические характеристики. Для полной реализации транспортных возможностей вертолета при взлете с использованием эффекта влияния земли или с небольшим разбегом была определена максимальная взлетная масса, равная 56 т.
На рис.4 представлены (в зависимости от дальности полета) значения массы полезной нагрузки, вычисленные без учета аэронавигационного запаса топлива при полетах на высоте 500 м и при нормальной – 49,65 т и максимальной – 56 т взлетных массах. Атмосферные условия полета стандартные.
Рис.4. Зависимость массы полезной нагрузки вертолета Ми-2б от дальности полета, выполняемого в стандартных условиях на высоте 500 м
