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.