Вертолет, 2000 № 04 - страница 12

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: