Вертолёт, 2007 № 04

Другой вариант использования описанных графиков и таблиц — размещение их на планшете, который состоит из корпуса (кармана) и выдвигающегося вкладыша. График, показанный на рис. 1 (без шкал (q G) 0и m), размещается на вкладыше, а показанный на рис. 2 — на корпусе. На корпусе также расположены шкала m, таблицы и пример определения оптимального режима полета. Экипажу не нужно проводить вертикали и горизонталь, как на рис. 1, так как у планшета их заменяют подвижный вкладыш и кромка корпуса. Нужно только выдвинуть вкладыш так, чтобы совпали рассматриваемые величины m и Н. По кромке корпуса прочитываются величины η опт, (C v) опт.При определении Н оптнаходят q G: из точки, равной величине (q G) 0, перемещаются по графикам корпуса так, как показано на рис. 2.

Тетрадь или планшет могут быть заменены калькулятором. Однако операции по определению оптимального крейсерского режима с помощью тетради или планшета настолько просты, что в калькуляторе нет необходимости.

Рис. 2. Определение q Gв зависимости от (q G) 0, использования систем вертолета и скорости ветра

Рис. 3. Зависимость минимального километрового расхода топлива от температуры наружного воздуха и частоты вращения несущего винта

После выхода вертолета на заданный эшелон, то есть в начале полета по маршруту, штурман или другой член экипажа определяет параметры оптимального крейсерского режима для первого участка маршрута и докладывает их командиру экипажа. На этом режиме командир выполняет полет по маршруту.

После изменения полетной массы вертолета из-за выработки 2–3 т топлива (примерно через час полета) или после резкого изменения условий полета (направления и скорости ветра, температуры воздуха) штурман определяет для предстоящего участка маршрута новые параметры оптимального крейсерского режима, в соответствии с которыми командир изменяет режим полета.

Рассмотрим некоторые результаты расчетов минимального относительного километрового расхода топлива (q G ) 0 . На рис. 3 показан график (q G) 0= ƒ(t) для всех сочетаний m и Н, лежащих на одной горизонтали: m = 55 т, Н = 1,5 км; m = 50 т, Н = 2,1 км; m = 45 т, Н = 3 км; m = 35 т, Н = 5 км и др. Видно, что наименьшая величина (q G) 0 = 22,7 1/км может быть реализована при оптимальной частоте вращения несущего винта, которая изменяется от η опт= η min= 85 % при t = -11° до η опт= η max= 91 % при t = 22°. Если t < -11° и t > 22°, то (q G) 0увеличивается.

Определим экономию топлива. Сейчас на указанных высотах летчик должен устанавливать η = 91 %. На этой частоте вертолет имеет (q G) 0, указанные в табл. 4. Видно, что с предписанной РДП-26 частотой при отрицательных температурах наружного воздуха расход топлива на 10–20 % больше.

В таблице также приведены физические величины километрового расхода топлива для m = 35 т и m = 55 т: q 0= (q G) 0m/100.

Экономия топлива при отрицательных температурах равна 1–1,8 кг/км с m = 35 т и 1,7–2,7 кг/км с m = 55 т. Подразделение, эксплуатирующее несколько вертолетов зимой, в высоких широтах или в горах, сэкономит около 200–300 т топлива в год.

Представление о том, что уменьшение частоты вращения винта всегда приводит к уменьшению расхода топлива, неверно. В нашем примере оно справедливо только при t < -11°.

На малых высотах полета, когда по РДП-26 летчику предписано держать η = 88 %, и при t > 0 η опт= η min= 88 % экономия топлива невозможна. При t < 0, когда η опт= η min= 85 %, экономия равна 5–8% при t = 0 и 8-10 % при t = -40°.

На рис. 4 показана зависимость (q G) 0от высоты полета при m = 45 т для нескольких сочетаний t и η. Очевидно, что для этой массы вертолета при средних (стандартных) температурах H опт= 2–2,5 км. При уменьшении температуры H оптувеличивается. При уменьшении массы вертолета H опттакже увеличивается (для m = 35 т H оптбольше, чем для m = 45 т, на 2 км), а при увеличении массы — уменьшается (для m = 55 т H оптменьше на 1,5 км).

Следовательно, при уменьшении массы вертолета из-за выгорания топлива выгодно увеличивать высоту полета. Однако надо иметь в виду, что приведенные величины H оптотносятся к условиям, когда скорость ветра по высоте постоянна. Но из-за ее изменения, а также нестандартного изменения температуры по высоте H оптможет существенно отличаться от данных на рис. 4, так что ее нужно определять так, как описано выше.

Изменяя частоту вращения несущего винта на экономической скорости и при полете по вертикали, можно (построив графики, как на рис. 1) минимизировать потребную мощность вертолета, что приведет к увеличению максимальной продолжительности и потолков полета. Оптимальная частота вращения НВ в зависимости от условий полета определяется по аналогичной методике.

В заключение подведем краткие итоги. Предлагаемая нами система графиков позволяет найти минимальную величину километрового расхода топлива, оптимальные частоту вращения несущего винта и скорость полета при любых массах вертолета, температуре наружного воздуха, высоте полета, скорости и направлении ветра. Использование аналогичной системы графиков для вычисления минимальной потребной мощности на экономической скорости и при полете по вертикали приведет к увеличению максимальной продолжительности и потолков полета вертолета. Использование нашего метода на вертолетах, система управления которых дает возможность изменять в полете частоту вращения несущего винта, показывает, как именно нужно изменять частоту вращения. Таким образом, метод определения крейсерских режимов полета позволит обеспечить экономию топлива и оптимально использовать возможности вертолета.

Рис. 4. Зависимость относительного километрового расхода топлива от высоты полета и температуры наружного воздуха (определение оптимальной высоты), m=45 т

Ми-26, оснащенный ВСУ-15