ОДИН ВИНТ ХОРОШО, А ДВА?

ОДИН ВИНТ ХОРОШО, А ДВА?

Рассуждения на тему, какая из схем вертолета является лучшей, хотя бы в чисто энергетическом измерении, пока не нашли своего строгого, как бином Ньютона, решения. У вертолета с одним несущим винтом до 15% мощности силовой установки теряется на привод рулевого (хвостового) винта.  Увеличение массы вертолета, связанное с наличием рулевого винта и его привода, также, в конечном счете, требует дополнительной мощности. У вертолета соосной схемы повышенное лобовое сопротивление. У вертолета продольной схемы значительны потери мощности за счет обдувки заднего винта передним, а также за счет возрастания массы конструкции, из-за  необходимости повышения жесткости фюзеляжа для отстройки от различных форм низкочастотных резонансов.

Эксплуатанту не очень интересны нюансы конструктивных решений, значения коэффициента заполнения лопастей, или тип профиля NACA. Важнее знать что почем, в какие денежные и иные затраты обойдется ему выполнение той или иной работы. Но цены – вещь относительная. В Европе керосин дороже, чем в некоторых арабских странах на порядок (как выразился расстроенный этим обстоятельством некий генерал: «какой же это порядок!»).   «Что такое хорошо, и что такое плохо», — трудность ответа на этот вопрос заключается, в том, что даже основных характеристик качества вертолета существует довольно много, одни лучше, другие хуже.

Рассмотрим интегральный критерий энергетического качества €, оценивающий величину полезной работы, которую способна выполнить одна лошадиная сила силовой установки летательного аппарата. Соответствующее выражение для расчета €:

€ = (Ψн х ΨL)1/2, где

Ψн =  (М ком.х Н пр)/N взл – показатель, пропорциональной величине полезной работы, которую совершает 1 л.с. силовой установки вертолета при подъеме коммерческого груза  М ком. на практическую высоту Н пр;

ΨL =  (М ком х L макс)/N взл – показатель, пропорциональный величине полезной работы, которую совершает 1 л.с. силовой установки при перемещении коммерческого груза на расстояние, равное  максимальной дальности полета L макс.

Извлечение корня из произведения приводит размерность критерия к более простому виду. 

Масса коммерческого груза определяется соотношением:

 М ком  = М макс взл – М пуст – М топл – М сл, где

 М макс взл – максимальная взлетная масса вертолета;

М пуст – масса пустого вертолета;

М топл – масса топлива при полной заправке основных топливных баков (без учета дополнительных, в том числе подвесных баков, используемых в перегоночном варианте).

М сл – масса служебная — экипажа и заправочных материалов (далее принимаем М сл = 300 кг).

Значение L макс будем брать для полета на высоте 500 метров при максимальной взлетной массе вертолета и полной заправке топливных баков, а практическую высоту – для условий МСА.

Перемножение величин показателей Ψн и ΨL оправдано обратной пропорциональностью их значений по отношению к массе топлива: уменьшение заправки топливных баков увеличивает коммерческую массу и  показатель Ψн,  однако при этом, соответственно уменьшается дальность полета с уменьшением показателя ΨL.  Для расчетов будем использовать данные, указанные в  РЛЭ  и  проспектах. Кроме коэффициента €, рассчитаем и обычные показатели: коэффициент полезной отдачи К, энерговооруженность q, ометаемую площадь несущего винта F. нагрузку на ометаемую площадь p, а также  значения относительного коэффициента полезного действия работающего на месте несущего винта, исходя из приближенной формулы Вельнера-Жуковского: Т = (33,25 ηо ND) 2/3 .  При этом, тягу несущего винта будем приравнивать численному значению максимальной взлетной массы вертолета.

В качестве объектов сравнения возьмем длительное время эксплуатирующиеся вертолеты с близкими значениями максимальной взлетной массы: соосный вертолет Ка-32, вертолеты с рулевым винтом Ми-8МТ и S-92, вертолет продольной схемы CH-46 Sea Knight.

                Исходные данные выбранных вертолетов и расчет сведены в таблицу:

Параметр

Ка-32

Ми-8МТ-5-1 (РЛЭ)

S-92

(пассажирский)

СН-46

Си-Найт

М макс. взл.,  кг

11000/

12700*

13000

11861

11000

М пуст, кг

6800

7380

7076

5256

М топл, кг

2760

1996

2327

4404

М ком, кг

1140

3324

2158

1040

N взл, л.с.

4400

44 00

5040

3790

Н пр, км

5,2

4,5

4,6

5.1

L, км

800

590

800

1020

Ψ н, кг. км/л.с.

1,35

3,4

2,0

1,4

Ψ l, кг. км/л.с.

208

442

342

234

€, кг. км/л.с.

17

39

26

20

 

 

 

 

 

D  нв, м

15,9

21,3

17,2

20,2

F нв, м2

198

356

232

320×2

p = М макс/Fнв

56

37

51

26

q = Nвзл макс, лс/кг

0,4

 

0,34

0,42

0,34

К = (М макс – М пуст)

М макс

0,38

0,43

0,4

0,52

Η

0,61*

 

0,52

0,42

0,32

* Висение с внешней грузовой подвеской

У соосного вертолета Ка-32  наивысшее значение коэффициента полезного действия несущего винта на режиме висения. Однако по интегральному критерию энергетической эффективности вертолет проигрывает, видимо, за счет более низкой весовой отдачи (38% против 40 – 52%) и худшей аэродинамики.

Преимущества или недостатки той или иной схемы вертолета проявляются в конкретных условиях эксплуатации. Тот же соосный вертолет Ка-32, уступающий вертолету Ми-8 в пассажирских перевозках на дальние расстояния, оказывается вне конкуренции при выполнении требующих высоких тяговых характеристик и  хорошей маневренности операций на малых скоростях полета. Например, при работе с внешней грузовой подвеской вертолет Ка-32 вывозит с горных делянок до 160 и более тонн древесины за час полета – результат, недоступный никакому другому вертолету той же весовой категории. 

Добавить комментарий

WordPress SEO