Вертолет, 2000 № 03

Может ли Ми-26 Выполнить функции JTR?

В настоящее время в США активно обсуждаются программы создания новых вооружений. Основной задачей первого этапа считается не детальная проработка облика будущих образцов военной техники, а определение ключевых технических проблем, решение которых необходимо для создания нового поколения военной техники, и выработка технологий, отвечающих уровню требований нового столетия.

В частности, поставлен вопрос о создании тяжелого военно-транспортного винтокрылого летательного аппарата JTR (Joint Transport Rotorcraft), который может быть создан по схеме вертолета либо конвертоплана. Проблемам создания JTR была посвящена статья американского журналиста Р. МакДаниела во втором номере журнала «Vertiflite» за 1999 г. В этой статье он пишет: «К сожалению, единственный вертолет в мире, имеющий возможность поднять полностью загруженные контейнеры и выполнить требуемое задание – это российский Ми-26, однако даже этот аппарат имеет ряд связанных с особенностями конструкции характеристик, приводящих к неприемлемой эффективности при использовании в этой роли».

В связи с этим представляется интересным проанализировать реальные и потенциальные летно-технические характеристики вертолета Ми-26 с точки зрения требований, предъявляемых к JTR.

По информации, доступной автору, официальные требования к этому летательному аппарату в настоящее время еще не опубликованы. Ориентировочные же требования приведены в табл. 1.

Из таблицы видно, что с целью расширения зоны возможных решений для ряда параметров указан достаточно широкий диапазон, для других же, напротив, заданы единственные значения.

Естественно, что для военно-транспортного вертикально взлетающего аппарата важнейшими характеристиками являются масса полезной нагрузки и дальность, на которую этот груз должен перевозиться. Здесь авторы требований допускают любые сочетания в пределах изменения нагрузки от 8 до 13 тонн и дальности от 926 до 1852 км (от 500 до 1000 морских миль).

Вместе с тем в соответствии с требованиями JTR должен перевозить стандартный контейнер массой 22,3 на некоторую не оговоренную в требованиях дальность.

Для исследований будем считать, что минимальная дальность полета с такой нагрузкой может составить 40 км, хотя для практической работы, наверное, более целесообразно значение 150-300 км. При такой дальности полета возрастание полетного веса из-за повышенного расхода топлива при полете с грузом на внешней подвеске можно считать несущественным.

Говоря о транспортировке контейнера, важно учесть, каким способом он должен перевозиться. На небольшие расстояния его можно транспортировать на внешней подвеске. В таком случае отпадает необходимость в увеличении габаритных размеров и массы фюзеляжа для размещения контейнера внутри него. Однако мистер МакДаниел в своей статье пишет, что размеры грузового помещения должны обеспечивать размещение в нем контейнера. Выполнение такого требования приведет к заметному увеличению размеров грузового помещения и массы конструкции проектируемого транспортного средства, а значит, – к уменьшению массы полезной нагрузки.

Способность перевозить груз на внешней подвеске является важнейшей для еще одного вида работ, который предстоит выполнять аппарату, создаваемому по программе JTR. Речь идет о разгрузке морских контейнеровозов в случаях, когда невозможно произвести ее у причала обычным методом. Как известно, работа с внешней подвеской создает ряд проблем для конвертоплана с поворотными винтами из-за относительно низкой весовой отдачи этих аппаратов и характерной для них высокой удельной нагрузки на площадь, ометаемую винтом. Если эта функция будет определена для JTR как приоритетная, вертолеты, имеющие более высокую весовую отдачу и меньшую удельную нагрузку, получат существенное преимущество перед конвертопланами.

Следующим требованием является обеспечение перегоночной дальности (без полезной нагрузки) до 3890 км (2100 морских миль). Вероятно, это требование вызвано необходимостью автономного перелета будущего транспортного аппарата через Атлантику без дозаправки.

На рис. 1 представлены транспортные требования к JTR. При этом масса контейнера – 22,3 т – определяет максимальную грузоподъемность летательного аппарата и, соответственно, положение крайней левой точки на диаграмме, показывающей зависимость нагрузки от дальности, а максимальная перегоночная дальность определяет крайнюю правую точку.

Рис.1. Графическое представление транспортных требований к JTR

Рис.1 свидетельствует, что если возможно создать летательный аппарат, способный перевозить стандартный контейнер и имеющий перегоночную дальность полета 3890 км, то такой аппарат будет обеспечивать максимальные значения требований к JTR по полезной нагрузке и дальности полета с ней.

Указанная в требованиях крейсерская скорость летательного аппарата должна составлять 324-463 км/ч. Верхняя граница этой скорости уже сегодня достигается конвертопланами, но недоступна вертолетам. Для сравнения, недавно разработанный боевой американский вертолет RAH-66 Comanche (рис.2), созданный с использованием всех последних технических достижений, удобообтекаемый и не имеющий громоздкой грузовой кабины, имеет крейсерскую скорость 298 км/ч и может достичь скорости 318 км/ч при кратковременных бросках. Очевидно, что даже эти скорости меньше заявленных в требованиях к JTR. С нашей точки зрения, предъявление подобных требований при создании транспортного вертолета, имеющего большое грузовое помещение, нерационально.

Рис. 2. Американский боевой вертолет RAH-66 Comanche

Крейсерские скорости существующих сегодня серийных транспортных вертолетов еще меньше, что объясняется их относительно большим вредным сопротивлением, а также особенностями, присущими несущему винту вертолета.

На рис.3 представлены зависимости от скорости полета аэродинамического качества изолированного несущего винта и вертолетов для разных значений эквивалентной площади вредного сопротивления CS, численно равных 0,6, 1,2, 1,8% площади, отметаемой несущим винтом. Здесь же приведены данные по некоторым современным вертолетам. Следует иметь в виду, что винт каждого вертолета имеет свою индивидуальную конфигурацию и поэтому кривая аэродинамического качества для каждого вертолета должна быть своя. Рис.3 дает приблизительное представление об общей закономерности изменения аэродинамического качества разных вертолетов при изменении крейсерской скорости.

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

В соответствии с действующим РЛЭ для вертолетов с полетной массой до 49,65 т крейсерская скорость равна 262 км/ч. Эта скорость выше скорости, при которой километровый расход топлива будет минимальным, и выбрана как компромисс между стремлением получить большую производительность при увеличении скорости или большую дальность полета при ее (скорости) уменьшении.

Для исключения роста нагрузок в системе управления летательным аппаратом, вызываемых срывом потока, при полетах с массой, превышающей 49,65 т, введено ограничение крейсерской скорости до 242 км/ч.

При использовании поставляемых в стандартной комплектации вертолета дополнительных внутренних топливных баков (предусмотрена установка одного или двух комплектов) дальность полета увеличивается. Но для выполнения полета на предельную дальность при максимальном взлетном весе стандартных дополнительных баков недостаточно и требуются баки большей емкости, которые пока не поставляются. Поэтому соответствующий участок на рис. 4 изображен штриховой линией.

Таким образом, при нормальной взлетной массе обеспечивается выполнение основного задания по перевозке 15 т груза на расстояние 500 км. При полной заправке встроенных топливных баков возможна перевозка груза массой 10,7 т на расстояние 910 км. Перегоночная дальность составляет 1966 км. При максимальной взлетной массе возможна перевозка стандартного контейнера или полезного груза массой 22,4 т на расстояние 340 км; груз массой 13 т перевозится на 1164 км, а груз массой 8 т – на 1625 км; при этом перегоночная дальность составляет 2445 км.

В технических требованиях к вертолету Ми-26 была задана перевозка двух стандартных контейнеров меньшего, чем указано в требованиях к JTR, типоразмера (2,438 х 2,438 х 2,99) с массой до 5,67 т каждый.

Рис.5. Загрузка и размещение двух стандартных контейнеров в грузовой кабине вертолета Ми-26

Схема их размещения в вертолете показана на рис.5. Загрузка контейнеров осуществляется двумя тельферами, перемещающимися по кран-балкам, которые проходят по потолку вдоль всего грузового помещения. Для удобства загрузки контейнеров с автомашины стойки основного шасси вертолета могут удлиняться. Это позволяет выравнивать уровни грузового пола вертолета и кузова автомашины.

Рис.6. Размещение внутри грузовой кабины Ми-26 стандартного контейнера, соответствующего требованиям к JTR

Как видно из приведенных выше данных, поперечное сечение стандартных контейнеров, заданных для перевозки в Ми-26 и JTR, одинаково. Длина грузового помещения Ми-26 также позволяет загрузить в нее контейнер указанных в требованиях к JTR размеров (рис. 6).

Однако для этого необходимо модернизировать систему загрузки, увеличив грузоподъемность существующих тельферов. Следует отметить, что при использовании длинных контейнеров возникнет необходимость жесткой фиксации грузов внутри контейнера. В противном случае во время полета возможно самопроизвольное перемещение груза внутри контейнера, что может привести к недопустимым смещениям центра тяжести и вероятной аварии вертолета.

Для перевозки длинномерных грузов на вертолете Ми-26 предусмотрена возможность выполнения полета с выставленным в линию полета трапом (как это показано на рис.6) и (при необходимости) приоткрытыми грузовыми створками.

Таким образом, в части, касающейся транспортных возможностей, Ми-26 с максимальной взлетной массой 56 т способен в стандартных условиях перевозить на заданную дальность грузы массой 8 и 13 т, а также стандартный контейнер массой 22,4 т и по этим пунктам выполняет требования к JTR.

Однако при анализе транспортных возможностей вертолета необходимо учитывать условия (высоту и температуру) в точке взлета, а также метод его осуществления. Остановимся на этом подробнее.

Рис.7. Изменение максимальной взлетной мощности двигателя Д-136 в зависимости от температуры и высоты

Важнейшим фактором, определяющим способность вертолета висеть на определенной высоте при заданной температуре, является мощность, получаемая от двигателей при разных условиях. На рис. 7 показано, как изменяется мощность двигателя Д-136 на взлетном режиме в зависимости от температуры и высоты.

Максимальная используемая вертолетом мощность двигателя ограничена тремя параметрами. Два ограничения – по температуре газа в двигателе (правая ветвь) и по предельной степени повышения давления (левая ветвь) – осуществляются системой автоматического управления двигателя, а предельный крутящий момент на выходе каждого двигателя контролируется и ограничивается летчиком.

Основанные на данных летных испытаний вертолета Ми-26 результаты расчетов для взлета в стандартных условиях представлены на рис.8. При нормальной взлетной массе взлет без учета эффекта влияния земли обеспечивается до высоты 1700 м, а с учетом эффекта влияния земли – до высоты 2870 м. При максимальной массе взлет осуществляется до высоты 1625 м и только с использованием эффекта влияния земли. Такие характеристики позволяют решать большинство задач в климатических условиях, аналогичных российским.

Рис.8. Зависимость взлетной массы Ми-26 от высоты в стандартных условиях при взлете суметом эффекта влияния земли и без него

Другой результат получается, когда взлет осуществляется при повышенных температурах. Значения взлетных масс для условий, на 20° превышающих стандартные (МСА+20°С), представлены на рис.9.

Рис.9. Зависимость взлетной массы Ми-26 от высоты при взлете с учетом эффекта влияния земли и без него в условиях повышенной температуры (МСА+200 )

При заданной для JTR высоте 1219 м и при температуре, на 20° превышающей стандартную, без обеспечения вертикальной скороподъемности 2, 54 м/с взлетная масса вертолета Ми-26 составляет всего 45,87 т – т.е. на 4 т меньше нормальной взлетной массы. Это существенно снижает транспортные возможности вертолета (рис. 10).

Рис.10. Зависимости массы полезной нагрузки вертолета Ми-26 от дальности полета при работе в стандартных условиях и в условиях с повышенной температурой наружного воздуха

Таким образом, если в стандартных условиях Ми-26, в основном, выполняет заданные для JTR требования по транспортировке грузов внутри кабины и на внешней подвеске, то в условиях, когда необходимо осуществлять взлет при температуре, превышающей стандартную на 20°, и с площадок, расположенных на высоте 1219 м, транспортные возможности Ми-26 существенно снижаются и выполнение задач, поставленных перед JTR, становится невозможным. Однако модернизация Ми-26 позволяет устранить указанные ограничения. Об этом будет сказано во второй части статьи.

М.Н. ТИЩЕНКО академик РАН, профессор МАИ, президент Российского вертолетного общества (Продолжение следует)