Вертолет, 2000 № 04

Может ли Ми-26 выполнить функции JTR?

Продолжение. Начало в № 3/2000

В истории вертолетостроения существует много примеров, показывающих очень высокую эффективность модификации созданных ранее вертолетов. В их числе – постоянно совершенствующийся российский вертолет Ми-8, заслуженно завоевавший репутацию надежной машины с высокими летно-техническими характеристиками, а также американские вертолеты Sea Stallion и Chinoock. Благодаря модификациям эти машины значительно улучшили свою грузоподъемность и другие летно-технические характеристики. Очевидно, что по критерию «стоимость-эффективность» модификация до тех пор, пока ее возможности не исчерпаны, имеет значительное преимущество перед созданием нового вертолета.

Модификация вертолета Ми-26 может проводиться в следующих направлениях:

– установка новых, более мощных и экономичных двигателей;

– разработка новых композиционных лопастей с улучшенными аэродинамическими характеристиками;

– установка эластомерных подшипников во втулки несущего и рулевого винтов;

– модернизация главного редуктора для обеспечения работы при более высоких значениях мощности;

– установка убирающегося шасси;

– модернизация или полная замена радио-, электронного, электрического и гидравлического оборудования.

Проведение модификации вертолета по указанным направлениям позволяет надеяться на получение следующих результатов:

– увеличится мощность двигателей и снизится удельный расход топлива;

– повысится аэродинамическое качество несущего винта и всего вертолета;

– улучшится весовая отдача вертолета;

– улучшатся эксплуатационные качества и сроки службы основных агрегатов и систем.

Для достижения требуемых характеристик висения на высоте 1219 м с обеспечением вертикальной скороподъемности 2,54 м/с необходимо, как показывают расчеты, увеличить мощность каждого из двигателей на указанной высоте и в условиях MCA+200 до уровня 12000 л.с.

Это означает, что в стандартных условиях такой двигатель должен развивать мощность приблизительно 14800 л.с. Однако это номинальное значение, так как такая мощность не будет востребованной при принятых значениях взлетной массы и статического потолка. Возможно, в особых случаях такая мощность будет принята в качестве чрезвычайной для однодвигательного полета при отказе одного из двигателей. Во всех приведенных ниже расчетах принято, что максимальная мощность каждого двигателя ограничивается крутящим моментом, соответствующим 12000 л.с.

Одной из сложных проблем, решаемых конструктором вертолета, является изыскание оптимального двигателя для разрабатываемого проекта. При разработке Ми-26 удалось создать двигатель для вертолета путем использования газогенератора самолетного двухконтурного двигателя. Это позволило существенно снизить расходы на разработку нового двигателя и значительно сократить сроки его создания без ущерба для тактико-технических характеристик. Такой же подход может быть осуществлен при изучении возможных вариантов модернизации.

Анализ характеристик двигателей Д-27 {для транспортного Ан-70), Д-436 (для пассажирского Ту-334) и РД-33 (для истребителя МиГ-29) показал, что создание двигателя с требуемым уровнем мощности – задача реально осуществимая. Срок создания вертолетной модификации может составить от полутора до трех лет. Лучший из перечисленных выше двигателей (на базе двигателя Д-27) может иметь удельный расход топлива 165 г/л.с. ч на максимальном взлетном режиме.

Поэтому изложенные ниже результаты были рассчитаны для гипотетического будущего двигателя, способного в стандартных условиях на высоте Н=0 развить максимальную взлетную мощность 14800 л.с. при удельном расходе топлива 165 г/л.с. ч. В расчетах принято, что на высоте 1219 м при температуре, на 20° превышающей стандартную, мощность двигателя будет равна 12000 л.с. Двигатель будет оборудован измерителем крутящего момента, ограничивающим пропускаемую в трансмиссию мощность до 12000 л.с. (рис. 1).

Следует отметить, что если бы можно было ограничиться режимом висения вне зоны влияния земли на заданной высоте и при заданной температуре и не совершать набор высоты со скоростью 2,54 м/с, то требуемые мощности были бы меньше. В стандартных условиях вместо 14800 потребовалось бы только 14050 л.с., и на высоте 1219 м при повышенной температуре (MCA +20) вместо 12000 потребовалось бы 11400 л.с.

Повышение аэродинамического качества может стать существенным фактором в улучшении летно-технических характеристик модернизируемого вертолета. Эта цель может быть достигнута при реализации описанных ниже мер.

Совершенствование несущего винта вертолета может осуществляться за счет применения новых оптимизированных аэродинамических профилей. Последние разработки ЦАГИ позволяют рассчитывать на существенное продвижение в этой области.

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.

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.

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.

Таким образом, проведенные исследования показали, что модернизированный вертолет способен обеспечить при нормальной взлетной массе 56 т:

– транспортировку полезной нагрузки 13 т на дальность 1635 км;

– взлет с вертикальной скоростью набора высоты 2,54 м/с с площадок на высоте 1219 м при температуре, превышающей стандартную на 20°С;

– перевозку внутри фюзеляжа и на внешней подвеске стандартного контейнера массой 22,4 т;

– выполнение крейсерских полетов со скоростями до 280 км/ч;

– обеспечение перегоночной дальности до 3249 км при оптимальной крейсерской скорости и дальности до 2943 км при крейсерской скорости, равной 280 км/ч.

Кроме того, при взлетном весе, превышающем нормальный (56 т), может быть обеспечена перегоночная дальность полета 3890 км с ограничениями по перегрузке.

Рис. 5. Зависимость полезной нагрузки от дальности полета для нормальной и перегрузочной взлетных масс

Как показал анализ летно-технических характеристик Ми-26, создание модернизированного варианта вертолета, отвечающего требованиям JTR. потребует решения широкого круга проблем. К их числу относятся:

– создание двигателя, обеспечивающего мощность 12000 л.с. на высоте 1219 м при температуре, на 20° превышающей стандартную. Двигатель на максимальном режиме должен обеспечивать удельный расход топлива не выше 165 г/л.с. ч;

– модернизация главного редуктора вертолета Ми-26 для обеспечения работы при максимальной мощности 12000 л.с. и 7500- 8000 л.с. на крейсерских режимах;

– создание композиционных лопастей несущего винта диаметром 32 к и хордой 0,9 м;

– создание убирающегося шасси с целью снижения вредного лобового сопротивления не несущих элементов;

– модернизация фюзеляжа для обеспечения статической и динамической прочности при нормируемой перегрузке для нормального взлетного веса 56 т;

– разработка новых комплексов электронного, гидравлического, силового, электрического и погрузочно-разгрузочного оборудования;

– проведение комплекса исследований по повышению аэродинамического качества несущего винта и вертолета в целом.

Детальная проработка данного проекта, вероятно, выявит дополнительные проблемы, требующие решения.

В настоящее время осуществление такого грандиозного проекта, каким будет проект JTR, не под силу одному государству. Вероятно, поэтому он и назван объединенным. Подобная работа, несомненно, может быть организована только на основе межправительственного соглашения, подписанного правительствами всех стран – участниц проекта.

Нам представляется, что если в качестве основы проекта будет принята концепция модернизации вертолета Ми-26, работы могут быть организованы в два этапа.

Первый этап должен быть посвящен теоретическим, экспериментальным и практическим исследованиям, связанным с дальнейшей проработкой и уточнением главных, концептуальных вопросов применения JTR. Думается, что объектом некоторых исследований может быть специально оборудованный вертолет Ми-26 в классической версии.

В частности, на таком вертолете могут быть исследованы следующие проблемы:

– существование практических ограничений, вызываемых высокой удельной нагрузкой на ометаемую несущим винтом площадь (имеющийся опыт работы с Ми-26 позволяет автору утверждать, что эта проблема не является непреодолимой);

– особенности выполнения работ по разгрузке стандартных контейнеров с судов;

– оценка возможностей использования разного типа погрузочно-разгрузочных устройств (кран-балки или роликовые дорожки), а также ряда других механизмов.

Названные работы могли бы быть проведены Московским вертолетным заводом имени М.Л. Миля совместно с какой-либо американской вертолетной фирмой, определенной Армией США, и испытательным центром Армии США.

Получение положительных результатов на первом этапе позволит приступить ко второму, посвященному полномасштабной разработке проекта модернизации.

По мнению автора, на втором этапе руководство работой должно быть возложено на американскую вертолетную фирху или группу фирм, которые в кооперации с МВЗ имени М.Л. Миля проведут такую работу с привлечением необходимых соисполнителей. Опыт деятельности по организации международного сотрудничества, который получила фирма Sikorsky при создании вертолета S-92, может служить вдохновляющим примером, доказывающим плодотворность такого метода проведения работ.

М.Н. ТИЩЕНКО, академик РАН, профессор МАИ, президент Российского вертолетного общества