Вертолет, 1998 № 02

МАИ+Миль новый сверхлегкий

Согласно современной концепции авиации общего назначения (АН), достаточно большую часть вертолетного парка должны составлять сверхлегкие вертолеты с взлетным весом до 1000 кг. Такие машины, имея грузоподъемность от 100 до 300 кг, способны выполнять широкий круг задач, относящихся к сфере деятельности AОН Это могут быть вертолеты, выполненные по одновинтовой или соосной схеме, оснащенные поршневыми двигателями зарубежного или отечественного производства, работающие на авиационных или автомобильных сортах бензина.

Б.Л. Артамонов

канд. техн. наук, МАИ

В зависимости от числа посадочных мест (одноместные, двухместные и трехместные, включая пилота) сверхлегкие винтокрылые машины могут применяться для выполнения различных видов работ (см. табл. 1). По предварительным оценкам, потребность в такой технике по России составляет от 200 до 500 вертолетов.

Однако в настоящее время в данной весовой категории вертолеты отечественного производства полностью отсутствуют, поскольку авиационными заводами никогда не производились и в ОКБ реально не проектировались. Не существует также отечественных проектов, в полной мере подготовленных к производству, либо рабочего проекта, соответствующего установленным требованиям. Отсутствует также нормативная база для сертификации машин подобной грузоподъемности.

В этих условиях со стороны зарубежных вертолетостроительных фирм (США, Германия. Франция) и отечественных торговых компаний предпринимаются попытки поставить на российский рынок зарубежные легкие и сверхлегкие летательные аппараты, не сертифицированные по нашим стандартам и не приспособленные для работы в природно-климатических условиях России. Именно поэтому крайне важным является создание для АОН отечественных вертолетов, конкурентоспособных на внутреннем и внешнем рынках.

В 1994 г. на кафедре проектирования вертолетов Московского государственного авиационного института (МАИ) под руководством докт. техн. наук., академика РАН М.Н.Тищенко и при участии специалистов АО «Московский вертолетный завод им. M.Л.Миля» началась работа по проектированию первого отечественного двухместного вертолета, получившего обозначение Ми-60 МАИ (рис. 1). Вертолет предназначен для перевозки одного пассажира или эквивалентного груза как внутри кабины, так и на внешней подвеске при эксплуатации в климатических условиях России.

Проект выполняется на основе технического предложения, получившего положительное заключение расширенного научно-технического совета факультета авиационной техники МАИ с участием представителей ведущих научно-исследовательских и проектных организаций гражданской авиации и авиационной промышленности России. Новизна проекта заключается в создании современной конструкции с широким использованием композиционных материалов, применением новых технических решений в области несущей системы, трансмиссии и других агрегатов. Вертолет проектируется в соответствии с требованиями специальных норм летной годности, разработанных на основе НЛГВ-2 и FAR-27. Расчетный ресурс основных элементов конструкции составляет 2000 часов.

Вертолет Ми-60 МАИ выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом (рис. 2). Основным элементом конструкции фюзеляжа является задний шпангоут кабины (20). К шпангоуту крепится хвостовая часть фюзеляжа, которая выполнена в форме «вилки». Две подкрепленные поперечными диафрагмами оболочки внутренними боковыми поверхностями примыкают к боковым поверхностям передней части хвостовой балки (10), образуя с ней единую конструкцию. Эти элементы конструкции выполняются из композиционного материала.

Две поперечные оболочки «вилки» выполняют функцию силовых балок, к ним крепятся главный редуктор (4) и задняя рессора (15) полозкового шасси (16). Передняя рессора (19) крепится к нижней части пояса силового шпангоута (20). Для создания замкнутой силовой конструкции от нижней части пояса шпангоута до оболочек «вилки» к месту крепления задней рессоры шасси и задних опор редуктора с обеих сторон фюзеляжа подходят два подкоса, образующие со шпангоутом и продольными балками-оболочками силовой треугольник. Такое компоновочное решение силовой схемы фюзеляжа позволяет устанавливать на вертолете либо один, либо два двигателя. Во всех случаях крепление двигателей (17) осуществляется но их верхнему поясу через упругие элементы к двум продольным балкам «вилки».

К передней части шпангоута крепится кабина (3). Поскольку узлы крепления передних стоек шасси, кресел пилота и пассажира (21) непосредственно примыкают к шпангоуту, конструкция кабины не испытывает существенных нагрузок и ограждает пилота и пассажира от воздействия внешней среды, обеспечивая комфортные условия полета. Пилот и пассажир в кабине сидят рядом. Предусмотрена возможность регулировки высоты установки кресел относительно пола кабины. В кабине размещаются органы управления вертолетом, а также большая часть его приборного оборудования (2). Кабина имеет развитое остекление, дающее хороший обзор пилоту на всех режимах полета (рис. 2). Широкие двери с обеих сторон обеспечивают удобство посадки экипажа и беспрепятственное покидание кабины в случае необходимости.

В зависимости от варианта применения и требований заказчика вертолет может быть оснащен одним или двумя поршневыми двигателями, суммарная мощность которых находится в диапазоне 200±20 л.с. (см. табл. 2).

В однодвигательной модификации вертолета может быть использован серийно выпускаемый в США сертифицированный по FAR авиационный двигатель Lycoming Н10-360- F1AD. В качестве альтернативного варианта силовой установки рассматривается применение авиационного роторно-поршневого четырехтактного двигателя ВАЗ-426, разработанного СКВ «АвтоВАЗа».

В двухдвигательной модификации могут быть установлены серийно выпускаемые в Австрии сертифицированные по FAR двигатели Rota.х- 914F сдублированной электронной системой зажигания, электрическим стартером и интегрированным редуктором. В качестве альтернативы данной силовой установке рассматривается чешский авиационный двигатель М-322А фирмы «Лом-Прага», имеющий российский сертификат.

Рис. 2. Компоновка вертолета «Ми-60 МАИ» с двигателями Rotax 914F:

1 – аккумуляторная батарея, 2 – приборная доска, 3 – кабина пилота и пассажира. 4- главный редуктор. 5 – несущий винт. 6 – автомат перекоса. 7 – грузовой отсек. 8 – ременная передана. 9 – трансмиссионный вал, 10 – хвостовая балка. 11 – рулевой винт. 12 – оперение подкосы, 13 – хвостовой редуктор. 14 – вентилятор, 15 – задняя рессора, 16 – плозковое шасси, 17 – двигатель. 18 – проводка управления. 19 – передняя рессора. 20 – шпангоут, 21 – кресла пилота и пассажира, 22 – фара наружного освещения

Рис. 3. Кинематическая схема трансмиссии вертолета:

а – привод от двигателя: б – клиноременная передача: в – привод маслонасоса: г – привод тахометра: д – вал несущего винта: е – главный редуктор: ж – трансмиссионный вал; з – хвостовой редуктор; и – привод рулевого винта; к – упругие му.фты; л – опоры валов; м – вентилятор; 1,2- зубчатые колеса первой ступени; 3, 4 – зубчатые колеса второй ступени; 5,6 – зубчатые колеса хвостового редуктора; 7 – ведомый шкив клиноременной передачи; 8 – ведущий шкив клиноременной передачи

Анализ приведенных в табл. 2 данных показывает, что эксплуатация вертолета с двигателем Lycoming H10-360-F1 AD. работающим на авиационных сортах бензина, будет возможна только в регионах с развитой инфраструктурой. Применение двигателей Rotax-914F или М-332А. использующих. помимо авиационных, еще и автомобильные сорта бензина и имеющих сертификационные свидетельства. позволит эксплуатировать вертолет во всех регионах России и ближнего зарубежья. Высокий ресурс двигателя М-332А и расчетный ресурс трансмиссии даст возможность снизить затраты на техническое обслуживание вертолета в период его эксплуатации.

Трансмиссия (рис. 3) включает в себя ременную передачу (б), главный редуктор (е), хвостовой вал (ж) и хвостовой редуктор (з), соединенные между собой валами. Мощность на привод несущего винта передается от одного или двух двигателей через клиноременную передачу на вал главного редуктора. Передаточное отношение клиноременной передачи зависит от марки двигателя и обеспечивает число оборотов ведомого шкива передачи пк =2700 об./мин.

Для отсоединения двигателя от трансмиссии на режиме авторотации на ведомом шкиве клиноременной передачи расположена обгонная муфта. Сцепление двигателя с жесткой трансмиссией несущего и рулевого винтов осуществляется посредством натяжения ремней и устранения проскальзывания между ведущим и ведомым шкивами. Натяжное устройство снабжено датчиком натяжения каждого ремня. В случае превышения первоначальной длины ремня более чем на 4% (что происходит перед его разрушением) на приборной доске в кабине загорается индикатор.

Несущий винт – трехлопастный, выполнен по схеме «бесподшипникового» винта с упругими элементами, выполняющими функции шарниров классического шарнирного винта. Маховое движение в плоскости взмаха и вращения и изменение углов установки лопасти обеспечиваются за счет изгибных деформаций и закручивания упругих элементов, включенных в конструкцию втулки.

Лопасти несущего винта выполнены из волокнистого композиционного материала методом продольной и перекрестно-спиральной намотки. Наружные слои намотки образуют тонкостенную двухконтурную оболочку хвостовой части лопасти, а внутренние перекрестные слон – трубчатый лонжерон D-образного сечения. Продольные пояса имеют постоянную площадь поперечного сечения, что позволяет изготавливать их методом круговой намотки волокнистого композиционного материала.

В комлевой части лопасти лонжерон переходит в жесткий на кручение кожух, внутри которого находится упругий элемент. В корпусе комлевого стыковочного узла лопасти размещены встроенный ограничитель свеса, центрирующая шаровая опора и эластомерный демпфер колебаний лопасти в плоскости вращения. Предусмотрена установка на лопастях противообледенительной системы.

Рулевой винт – двухлопастный, состоит из втулки, лопастей и механизма изменения общего шага. Втулка винта имеет общий косой горизонтальный шарнир, обеспечивающий маховые движения лопастей в плоскости взмаха, и осевые шарниры, обеспечивающие изменение углов установки лопастей.

Система управления вертолета включает в себя: продольно-поперечное управление через автомат перекоса несущего винта; управление общим шагом несущего винта, объединенное с управлением двигателями по принципу «шаг-газ»; путевое управление; включение-выключение сцепления двигателей; тормоз несущего винта; управление натяжением трансмиссионных ремней. Управление общим и циклическим шагом лопастей несущего винта осуществляется при помощи автомата перекоса классической схемы, выполненного на центральной сферической опоре и трех управляющих тягах.

Рис. 5. Аэродинамические характеристики модели корпуса вертолета

Рис. 6. Кривые скороподъемности

Рис. 7. Аэродинамический паспорт

Проводка управления сконструирована по жесткой безбустерной схеме. Продольно-поперечное управление выполнено по сдвоенной схеме и состоит из двух ручек управления, шарнирно закрепленных на соединительном валу при помощи кронштейнов, системы тяг, качалок и винтовых механизмов. В продольно-поперечном управлении установлены пружинные механизмы разгрузки, управляемые электромеханизмами. Ручки рычага общего шага являются одновременно и ручками коррекции режимов работы двигателя. Поворотом ручки вокруг собственной оси можно регулировать режим работы двигателя, не изменяя положения рычага общего шага.

Модель вертолета прошла испытания в аэродинамической трубе Т-1 МАИ (рис. 4). На основе полученных данных (рис. 5) были определены аэродинамические, балансировочные и летно-технические характеристики летательного аппарата. В табл. 3 приведены расчетные летно-технические характеристики вертолета с различными вариантами силовой установки при одинаковом взлетном весе G = 800 кг в полете на крейсерском режиме работы двигателей (дальность L=400 км).

Наибольшую энерговооруженность и определяемые ею статический и динамический потолки, максимальную скорость горизонтального полета и скороподъемность имеет модификация с двигателем ВАЗ-426. Но из-за относительно большого веса двигателя масса полезной нагрузки. перевозимой вертолетом (пилот, пассажир и багаж), в этом случае оказывается наименьшей.

Среди рассматриваемых вариантов модификация с двигателем Lycoming Н10-360-FlAD имеет наименьшую располагаемую мощность. что в сочетании с высоким удельным расходом топлива обусловливает минимальные значения скоростей полета, статического и динамического потолков.

Вариант с двумя двигателями Rotax-*-) 14F вследствие наименьшего веса пустой машины будет иметь наибольшую массу перевозимой полезной нагрузки Gnn =247.9 кг. Низкие удельные расходы топлива (сс =0,198 кг/л.с./ч). характерные для двигателей Rotax-914F, обеспечивают этому варианту вертолета лучшие значения часового (q4 =25,l кг/ч) и километрового (qku =0,162 кг/км) расхода топлива.

На рис. 6 и 7 показаны полученные по результатам расчетов кривые скороподъемности и аэродинамический паспорт вертолета при полете с двумя двигателями Rotax-914F и при отказе одного из них. Как видно из приведенных характеристик, вертолет с двумя двигателями по уровню безопасности полета существенно превосходит однодвигательный вариант. В случае отказа одного из двигателей вертолет может продолжать полет со скоростью 30-150 км/ч на высотах до 2000 м и совершить безопасную посадку. Это качество является особенно важным для машин, используемых в АОН.

Проект Ми-60 МАИ демонстрировался на Международном авиафоруме «Авиация общего назначения-97» (Москва. МАИ. 8-11 декабря 1997 г.) и на Всемирном салоне изобретений в Брюсселе (ноябрь 1997 г.), где был удостоен диплома и золотой медали.

В 1997 г. МАИ. АО «Московский вертолетный завод им. M.J1. Миля» и АО «Роствертол», которое выразило заинтересованность в производстве вертолета, подписали соглашение об объединении усилий по реализации проекта. По предварительной оценке. затраты на научно-нсследовательские и опытно-конструкторские работы. изготовление опытных образцов вертолета, доводку его конструкции, стендовые и летные испытания, сертификацию и подготовку серийного производства составят 30 млн. долларов. Предполагаемый объем производства может составить 500 вертолетов и более. Цена вертолета в зависимости от серии ориентировочно составит 110-130 тыс. долларов.