ВЕРТОЛЁТ 2000 04

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.

В результате проведения всех мероприятий по модернизации удалось получить потенциально возможную дальность 3249 вместо 2445 км. Однако этого недостаточно для обеспечения перегоночной дальности 3890 км, обозначенной в требованиях к JTR. Рассмотрим возможный вариант решения указанной проблемы. Уникальность поставленной задачи потребует для ее решения использования экстраординарных мер.

Так как вертолет способен осуществлять висение в зоне влияния земли при повышенной температуре и на высоте 1219 м с взлетной массой до 68 т (рис. 3), будем считать, что для уникальных операций, подобных беспосадочному перелету из Америки в Европу, можно допустить снижение обычно нормируемой расчетной перегрузки с 3 единиц до 2,5. При нормальной полетной массе, равной 56 т, это позволит принять 66,7 т в качестве перегрузочной полетной массы. На рис. 5 видно, что при такой взлетной массе и взлете с использованием влияния земли можно обеспечить дальность полета, требуемую для JTR.

Вероятно, для подобных перелетов будет необходимо создать специальные программы выбора скоростей и выполнения полета с учетом влияния ветра, высоты и температуры воздуха вдоль всего маршрута.

Как показали расчеты, требование по величине крейсерской скорости не может быть выполнено на вертолете Ми-26. Для принятых в расчетах зависимостей изменения удельного расхода топлива от степени дросселирования (зависимости заимствованы из характеристик реального двигателя Д-136) было получено, что минимальный километровый расход топлива получается при скорости полета, равной 245 км/ч.

В связи с требованием обеспечить более высокую крейсерскую скорость были выполнены расчеты для других скоростей крейсерского полета. В результате анализа полученных результатов было принято компромиссное решение об увеличении крейсерской скорости до 280 км/ч. При такой скорости рост километровых расходов оказывается относительно небольшим, а мощность, необходимая для полета, не превышает значений, которые могут привести к снижению ресурса главного редуктора.

На рис. 4 видно, что при полете с нагрузкой 22,4 т потеря дальности из-за увеличения крейсерской скорости составляет 43 км (460 и 503 км соответственно), что можно считать вполне приемлемой платой за это увеличение. Однако для случая, когда нужно получить предельную перегоночную дальность, разница составляет уже 306 км. Это существенная разница, и решение, на какой скорости должен выполняться полет, необходимо принимать исходя из тактических соображений и в связи с конкретной задачей, решаемой в этом случае.