Вертолёт, 2000 № 04 - [9]
Компоновка существующей лопасти несущего винта закладывалась в первой половине семидесятых годов. С тех пор были получены новые результаты исследований по оптимизации формы концевых частей лопасти, а также угла отгиба законцовки лопасти вниз.
Наконец, увеличение геометрической крутки лопасти, применение наплыва и не прямоугольной формы лопасти в плане дают дополнительные возможности для увеличения аэродинамического качества несущего винта.
Проведение всех вышеперечисленных мероприятий может реально увеличить на 3% относительный КПД несущего винта на режиме висения и поднять его максимальное аэродинамическое качество в поступательном полете на 10%.
Для увеличения аэродинамического качества всего вертолета необходимо также провести комплекс работ по снижению сопротивления не несущих элементов конструкции вертолета и уменьшению сопротивления, вызываемого интерференцией между отдельными элементами конструкции.
В частности, целесообразно сделать шасси убирающимся, провести работы по снижению сопротивления втулок несущего и рулевого винтов, улучшить обтекание в зоне между несущим винтом и фюзеляжем, рассмотреть возможность применения отсоса пограничного слоя или выдува воздуха для дополнительного снижения лобового сопротивления.
На рис. 2 представлены результаты, ожидаемые от реализации мероприятий по повышению аэродинамического качества вертолета.
Рис.1. Изменение мощности гипотетического двигателя по высоте для стандартных условмй и для температуры, на 20 * С превышающей стандартну>
Рис.2. Аэродинамическое качество несущего винта и вертолета до и после модернизации
Предполагаемая глубокая модернизация вертолета дает определенный шанс на улучшение весовой отдачи.
Накопленный опыт практической эксплуатации и работы, выполненные для обеспечения требований сертификационного базиса, позволяют рассчитывать на снижение веса определенных элементов конструкции. Создание ряда новых агрегатов, таких, как лопасти несущего винта, убирающееся шасси, а также модернизация главного редуктора делают предположения об улучшении весовой отдачи обоснованными и реально осуществимыми.
Замена электрического, электронного, радиотехнического, гидравлического, погрузочно-разгрузочного и связного оборудования, созданного еще в 70-е годы, также позволяет рассчитывать на снижение массы пустой машины.
Для дальнейших исследований мы примем, что, несмотря на некоторое увеличение массы, связанное с увеличением полетной массы и передаваемой мощности, масса пустого снаряженного вертолета в результате всех изменений и с учетом обязательного оснащения новыми, главным образом электронными системами уменьшится на 500 кг и составит 28870 кг вместо 29370.
Дальнейшая углубленная работа, если она будет проведена, покажет более точный размер такого выигрыша.
| Условия вылета | Статический потолок, м |
| МСА + 20°С + 2,54 м/с, БВЗ | 1219 |
| МСА + 20°, БВЗ | 1558 |
| MCA, БВЗ | 1868 |
| МСА + 20°С, СВЗ | 2885 |
| МСА, СВЗ | 3196 |
Рис 3. Изменение по высоте статического потолка модернизированного вертолета при температуре, на 20* превышающей стандартную
Рис. 4. Зависимость полезной нагрузки от дальности вылета для модернизированного вертолета Ми-2
Как уже было отмечено, существует два параметра, по которым Ми-26 не соответствует требованиям, предъявляемым к JTR. Во- первых, это ограниченные возможности вертолета при взлете на заданной высоте в условиях повышенной, по сравнению со стандартной, температуры, во-вторых, меньшая, чем задано в требованиях, крейсерская скорость, особенно при полетной массе свыше 49,65 т.
Применение нового двигателя, модернизированных лопастей несущего винта с увеличенной хордой и модернизированного главного редуктора позволят устранить несоответствие по взлетным свойствам.
На рис. 3 представлены возможности модернизированного вертолета на режимах висения и вертикального набора высоты. Поскольку мощность двигателей задавалась исходя из условия выполнения требования вертикального набора высоты со скороподъемностью 2,45 м/с на высоте 1219 м при температуре, на 20° превышающей стандартную, все приведенные ниже характеристики являются следствием выполнения такого требования.
Результаты расчетов представлены в табл. 1, где приведены значения статического потолка при разных условиях взлета.
Как видно из таблицы, вертолет, обладающий такой энерговооруженностью, будет способен взлетать, используя влияние земли, с площадок, расположенных на высотах до 3200 м. Кроме того, обеспечение требуемой скорости 2,54 м/с вертикального набора высоты эквивалентно уменьшению величины статического потолка примерно на 330 м.
Рассмотрим теперь, как изменяется значение перевозимой полезной нагрузки в зависимости от дальности полета (рис. 4) при реализации всех улучшений, предусмотренных в обсуждаемых мероприятиях по модернизации вертолета.
Прежде всего необходимо подчеркнуть, что из трех направлений, по которым должна проводиться модернизация вертолета (увеличение весовой отдачи и аэродинамического качества, а также снижение удельного расхода топлива двигателей), наибольшие результаты дало снижение удельного расхода топлива.
