Вертолёт, 2003 № 02 | страница 18

Таким же образом можно построить графики зависимости от взлетной массы: на рис. 3 – диаметров рулевого винта, рис. 4 – массы пустого вертолета, рис. 5 – массы полезной нагрузки. И в свою очередь, графики зависимости от взлетной массы: на рис. 6 – массы топлива в основных топливных баках, рис. 7 – километрового расхода топлива. При рассмотрении приведенных данных становится ясно, что именно от взлетной массы зависят величины некоторых важнейших параметров, определяющих облик вертолета. Вертолеты, имеющие близкие взлетные массы, мало отличаются между собой по летно-техническим параметрам.

Предлагаемый графоаналитический подход позволяет установить связь между взлетной массой и типом шасси вертолета. На графике (рис. 8) такая зависимость видна сразу: вертолеты со взлетной массой до 2000 кг имеют только полозковое шасси, а вертолеты тяжелее 9000 кг – только колесное; число вертолетов с колесным, шасси (в каждом диапазоне взлетных масс) несколько увеличивается по мере роста взлетной массы машины. Этот подход помогает понять, существует ли какая-то взаимосвязь между крейсерской скоростью вертолета и его энерговооруженностью (т. е. величиной мощности двигателей, приходящейся на килограмм взлетной массы).

Рис.2. Зависимость диаметра несущего винта от взлетной массы вертолета

Рис.З. Зависимость диаметра рулевого винта от взлетной массы вертолета

Рис.4. Зависимость массы пустого вертолета от взлетной массы

Рис. 9 ясно показывает, что крейсерская скорость вертолета увеличивается с ростом энерговооруженности. Однако этот рост ограничен величиной 300 км/ч. Причина понятна: при этой скорости полета скорость конца наступающей лопасти составляет около 300 м/с, что соответствует числу Маха М=0,88 у земли. Дальнейшее увеличение скорости ведет к резкому возрастанию переменных нагрузок на лопастях несущего и рулевого винтов, что, в свою очередь, проявляется в виде недопустимого уровня вибраций вертолета на крейсерских режимах полета.

Величина километрового расхода топлива (рис. 7) указывает на аэродинамическое совершенство вертолета, включая аэродинамическое сопротивление фюзеляжа, КПД его несущего и рулевого винтов. Чем выше эти показатели, тем ниже расход топлива.

…На представленных графиках есть вертолеты, параметры которых выходят за границы общей зоны. На рис.1 и 2 это: номер 22 – Sikorsky S-55 (1949); 24 – Ми-2 (1961); 26 – Bell-205, UH-1D (1961); 35 – S-58 (1954); 36 – Ми-4 (1952); 42 – Ми-8 (1962); 56 – АН-64 (1985); 58 – Ми-17 (1975). 1Ји вертолета – 22, 35 и 36 – оснащены поршневыми двигателями и производились в период с 1949 по 1954 годы. Пониженная энерговооруженность этих машин компенсирована увеличенными диаметрами несущих винтов.