Вертолёт, 2007 № 04

Эксплуатационный диапазон частот вращения несущего винта для Ми-26 при использовании описываемого метода разрешен 88–91 % при положительных и 85–91 % при нулевой и отрицательных температурах наружного воздуха. Ограничение η_min при положительных температурах (88 % вместо 85 %) связано с возрастанием переменных нагрузок во втулке несущего винта с увеличением температуры и уменьшением η. Кривые (q^G)₀ построены при разных частотах вращения несущего винта: верхние ветви — при η_min, средние — при η_опт(η_min<= η_опт<= η_max), нижние — при η_max (из-за ограничений частот η_min и η_max также являются η_опт). Кривые при η_опт для разных значений температур совпадают, что подтверждает график на рис. 3: минимальный относительный километровый расход топлива одинаков при температуре наружного воздуха от -11 до +22 °C.

Опишем метод использования графиков в случае, когда задана высота полета и требуется определить η_опт и (V_пр)_опт. Описание дадим на примере, когда m = 50 т, Н = 2,1 км, t=0, U = 60 км/ч. Из точки m = 50 т проводится вертикаль до высоты Н = 2,1 км, от получившейся точки проводится горизонталь. На горизонтали по кривым η_опт при t = 0 прочитывается η_опт = 86,5 % (шкала η_опт показана над кривыми). При малых m и Н график η_опт не показан: в этой области η_опт = η_min.

Определять километровый расход топлива при заданной высоте полета не требуется, так как в процессе испытаний вертолета Ми-26 в ВВС было принято решение определять количество топлива и загрузку вертолета без учета оптимизации, по действующим нормам, определенным РДП-26. Экономия топлива приведет к тому, что в баках вертолета после посадки топлива останется больше, чем предусматривалось.

Третье семейство кривых на рис. 1 определяет параметр (C_v)_опт, характеризующий оптимальную крейсерскую скорость. Приборная (V_пр)_опт и воздушная (V)_опт скорости определяются по табл. 1 и 2: V_пр = ƒ(H,C_v) и V = f (t,C_v). В нашем примере на упомянутой горизонтали при t = 0°(C_v)_опт = 3 (число на кривой, расположенной над получившейся точкой). Из таблиц следует: V_пр = 200 км/ч и V = 220 км/ч.

Скорость и направление ветра влияют на оптимальную скорость полета. При встречном ветре скорость нужно увеличивать, при попутном — уменьшать. Величину изменения скорости для вертолета Ми-26 можно принять равной ±U/3. Символом U обозначена путевая составляющая скорости ветра. Для ее определения служит табл. 3, по которой U и ее направление (попутное, встречное) находятся в зависимости от U¹ и разности курсов ветра и полета. В примере при U¹ = 60 км/ч и Ψ_в — Ψ = 140°, так что из таблицы следует: ветер встречный, U = 48 км/ч (интерполяция между числами 54 и 37). В нашем примере V_пр = 200 + 48/3 = 216 км/ч.

Оптимальную высоту полета сложно определить аналитически, поэтому ее находят методом перебора: определяют минимальный земной относительный километровый расход топлива (q^G) на нескольких высотах — и высота, на которой наименьший q^G будет оптимальной. Сначала напомним, как вычисляется q^G:

q^G = (q^G)KV/(V±U), где (q^G)₀ — относительный воздушный километровый расход топлива;

(q^G)₀ = 100 Q/V_m.

Коэффициент К учитывает увеличение расхода топлива при включении летчиком систем вертолета, влияющих на расход топлива, Q — часовой расход топлива. Число 100 введено в формулу, чтобы шкала qG состояла из целых чисел. Величины коэффициента К у вертолета Ми-26 равны: К = 1,045 при включении СКВ + ПЗУ + + ПОС_дв, а при включении всех потребителей, то есть с ПОС_пзу, К = 1,09. При выключенных потребителях К = 1. В приведенной формуле знак «+» означает попутный ветер.

Таблица 2. Воздушная скорость V

t\Cv	0	1	2	3	4	5
40	210	220	230	240	250	260
20	200	210	220	230	240	250
0	195	205	215	220	230	240
— 20	185	195	205	210	220	230
— 40	180	190	195	205	215	220

Табл. 3. Путевая составляющая скорости ветра U (км/ч)

Ψв — Ψ		Направление ветра	Фактическая скорость ветра U1
Справа	Слева		20	40	60	80
			Путевая составляющая U
0	360	Попутный	20	40	60	80
30	330		17	34	49	64
60	300		9	17	22	26
90	270	Встречный	1	4	10	18
120	240		11	23	37	54
150	210		17	36	54	74
180			20	40	60	80

Рис. 1. Зависимость оптимальных числа C_v, относительного километрового расхода топлива, частоты вращения несущего винта от массы вертолета, высоты полета и температуры наружного воздуха