Текст книги "Вертолёт 2000 04"

Автор книги: Вертолет Журнал

сообщить о нарушении

Текущая страница: 2 (всего у книги 8 страниц)

Патриарх отечественного вертоаетостроения

Марат Николаевич Тищенко – фигура в отечественном вертолетостроении знаковая. Генеральный конструктор ОКБ имени Миля, под чьим непосредственным руководством создавались вертолеты Ми-26, Ми-28, Ми-34, Герой Социалистического труда, лауреат Ленинской премии, Президент Российского вертолетного общества, известный ученый, доктор технических наук, профессор, взрастивший целую плеяду специалистов-вертолетчиков. Он уже – часть истории Государства Российского, удостоенный быть занесенным в Большой энциклопедический словарь.

Московский авиационный институт – первая ступенька на профессиональном пути будущего генерального конструктора. Студентом он увлекся строительством моделей вертолетов, одна из которых установила мировой рекорд продолжительности полета, что было зафиксировано в Международной авиационной федерации. Марат Тищенко стал одним из первых студентов организованной в 1953 г. кафедры проектирования вертолетов.

После окончания института молодой инженер пришел в ОКБ М.Л. Миля. Принимал участие в летных испытаниях уникального в то время вертолета Ми-6. Результаты испытаний значительно отличались от расчетных. Причиной этого были большие значения скорости концов лопастей вертолета в сочетании с большой скоростью полета. Для решения этой проблемы М.Н. Тищенко разработал новый метод расчета аэродинамических характеристик несущего винта вертолета и программу, по которой с помощью ЭВМ эти расчеты производились. Согласно этому методу, на основе численного интегрирования уравнений махового движения с учетом полученных в продувках нелинейных аэродинамических характеристик профиля лопасти определялись все силы и моменты на несущем винте. Многие алгоритмы этой программы и сегодня используются в практической работе конструкторов. Позднее на основе этой программы Тищенко разработал новую, позволявшую определять основные летно-технические характеристики вертолета.

В эти годы Марат Тищенко активно участвовал в предпроектных исследованиях, разработке компоновок, создании эскизных и рабочих проектов вертолетов Ми-10, Ми-2, В– 7, Ми-8, В-12, Ми-14, боевой машины Ми-24.

В 1968 году М.Н. Тищенко был назначен заместителем главного конструктора вертолета В-12. Первый полет, состоявшийся в 1967 году, оказался неудачным. Из-за очень больших вибраций вертолет В-12 с трудом удалось посадить. Начались исследования причин этого явления. Выяснилось, что частоты системы управления совпали с частотой собственных колебаний планера, что и привело к автоколебаниям. Выявление причин автоколебаний позволило устранить недостаток путем усовершенствования системы управления. Вертолет был доработан, успешно прошел весь комплекс летных испытаний и в 1971 году был показан на Парижском авиационном салоне.

В 1970 году после смерти М.Л. Миля Тищенко становится главным конструктором и руководителем конструкторского бюро. Среди важнейших работ этого периода – разработка основных вариантов вертолета Ми-24, создание идеологии и конструкций пылезащитных устройств.

В конце 19*70 г. на МВЗ начались работы над созданием вертолета Ми-26. Были проведены исследования конструкции вертолетов одновинтовой, продольной и поперечной схем. Методология и некоторые результаты этих исследований изложены в книге «Вертолеты. Выбор параметров при проектировании», написанной М.Н. Тищенко в соавторстве с А.В. Некрасовым и А.С. Радиным.

Вертолет Ми-26 проектировался и для военного, и для гражданского применения. В конструкцию закладывались решения, отвечающие требованиям FAR-29. Дальнейшая эксплуатация показала, что при создании этой машины удалось решить все основные технические проблемы. До настоящего времени Ми-26 – самый большой вертолет в мире по грузоподъемности.

В 1982 году за заслуги в области авиации, в связи с окончанием конструкторских работ и началом серийного производства вертолета Ми-26 Марату Николаевичу Тищенко было присвоено звание Генерального конструктора.

Ми-26

Ми-24

С 1975 г. на Московском вертолетном заводе начались исследования, целью которых был поиск технического решения для боевого Ми-28, вертолета нового поколения. Сегодня можно уверенно сказать, что именно с этой машиной связаны планы перевооружения российской армии. Ми-28 оказался привлекательным и для зарубежных заказчиков. Так, Швеция рассматривала вопрос возможности закупки этой машины для своей армии.

Одновременно с работами по Ми-26 и Ми-28 шла модернизация серийных машин. Замена на вертолете Ми-8 двигателя ТВ2-117 на ТВЗ-117 позволила создать вертолет Ми-17 с превосходными летно-техническими характеристиками.

Война в Афганистане потребовала проведения большого объема работ по совершенствованию вертолетов Ми-8, Ми-24 и Ми-17. Под руководством Генерального конструктора М.Н. Тищенко были разработаны системы снижения инфракрасного излучения двигателей, защиты топливных баков от взрыва, усиленного вооружения. Кабины вертолетов были оборудованы системами улучшения обзора.

Марат Николаевич был непосредственным участником ликвидации Чернобыльской катастрофы. Роль вертолетов в ликвидации последствий аварии на Чернобыльской АЭС трудно переоценить. С вертолетов сбрасывали в реактор специальные материалы, что позволило остановить ядерную реакцию. Затем вертолеты Ми-26 в рекордные сроки были переоборудованы для обработки поверхности земли специальным составом, препятствовавшим распространению радиоактивной пыли. Специально оборудованные Ми-24 вели контроль радиоактивного заражения. Руководство всеми этими работами осуществлял Тищенко.

В первой половине 80-х на МВЗ начались работы над спортивно-тренировочным вертолетом Ми-34. В настоящее время вертолет выпускается серийно и находит все новые области применения.

Постоянно ведущиеся на МВЗ работы по модернизации самых массовых отечественных вертолетов Ми-8 и их модификаций привели к разработке проекта новой винтокрылой машины – Ми-38. Эта разработка была начата под руководством Марата Николаевича и продолжается сегодня. Кроме того, он руководил проектами создания аппарата с поворотными винтами Ми-30, сверхтяжелого трехвинтового вертолета Ми-32 грузоподъемностью 50 тонн.

В 1992 году М.Н. Тищенко ушел в отставку с поста Генерального конструктора МВЗ, но остался в родном ОКБ в качестве консультанта. Своим поистине бесценным опытом и знаниями он щедро делится со студентами Московского авиационного института, в котором началась его блестящая профессиональная биография. По инициативе М.Н. Тищенко в учебный процесс стали активно внедряться современные компьютерные технологии проектирования, конструирования и расчета.

Но и талант конструктора не пропадает. С середины 90-х академик Тищенко руководит проектом легкого многоцелевого вертолета Ми-60, который разрабатывается совместно МАИ и МВЗ им. М.Л. Миля при участии крупнейшего отечественного вертолетостроительного предприятия ОАО «Роствертол».

Имя Марата Николаевича Тищенко хорошо известно за рубежом. С 1989 года он член Американского вертолетного общества, а с начала 90-х – консультант и председатель консультативного совета компании Mil Brooke Helicopters. В 1999-2000 гг. по приглашению Мэрилендского университета США Тищенко руководил дипломным проектированием по вертолетной тематике.

По инициативе и при непосредственном участии Марата Николаевича Тищенко в 1993 г. было создано Российское вертолетное общество. Он по праву стал его первым президентом. 18 февраля 2001 года президента Российского вертолетного общества с его 70-летним юбилеем поздравил Президент России Владимир Путин. С его словами, что легендарные вертолеты «Ми» известны во всем мире во многом благодаря знаниям и опыту Марата Николаевича, согласятся все.

…Вклад Тищенко – ученого и конструктора в вертолетостроение огромен. Казалось бы, в таком почтенном возрасте можно успокоиться, почить на лаврах. Но Тищенко не такой человек! Ему… всего 70! Время зрелости, мудрости, продолжения активной профессиональной деятельности. Лучшее подтверждение тому – статья, опубликованная в этом же номере журнала «Вертолет». Глубокая, аналитическая, но главное – нацеленная в будущее.

Мы, как и все отечественное вертолетостроительное братство, надеемся, что жизнь Марата Николаевича будет очень и очень долгой на благо главного дела всей его жизни – вертолетостроения.

ПРОЕКТИРОВАНИЕ

Может ли Ми-26 выполнить функции JTR?

Модификация вертолета Ми-26 и его летно-технические характеристики

Продолжение. Начало в № 3/2000

В истории вертолетостроения существует много примеров, показывающих очень высокую эффективность модификации созданных ранее вертолетов. В их числе – постоянно совершенствующийся российский вертолет Ми-8, заслуженно завоевавший репутацию надежной машины с высокими летно-техническими характеристиками, а также американские вертолеты Sea Stallion и Chinoock. Благодаря модификациям эти машины значительно улучшили свою грузоподъемность и другие летно-технические характеристики. Очевидно, что по критерию «стоимость-эффективность» модификация до тех пор, пока ее возможности не исчерпаны, имеет значительное преимущество перед созданием нового вертолета.

Модификация вертолета Ми-26 может проводиться в следующих направлениях:

– установка новых, более мощных и экономичных двигателей;

– разработка новых композиционных лопастей с улучшенными аэродинамическими характеристиками;

– установка эластомерных подшипников во втулки несущего и рулевого винтов;

– модернизация главного редуктора для обеспечения работы при более высоких значениях мощности;

– установка убирающегося шасси;

– модернизация или полная замена радио-, электронного, электрического и гидравлического оборудования.

Проведение модификации вертолета по указанным направлениям позволяет надеяться на получение следующих результатов:

– увеличится мощность двигателей и снизится удельный расход топлива;

– повысится аэродинамическое качество несущего винта и всего вертолета;

– улучшится весовая отдача вертолета;

– улучшатся эксплуатационные качества и сроки службы основных агрегатов и систем.

Усовершенствование двигателей

Для достижения требуемых характеристик висения на высоте 1219 м с обеспечением вертикальной скороподъемности 2,54 м/с необходимо, как показывают расчеты, увеличить мощность каждого из двигателей на указанной высоте и в условиях MCA+20 0до уровня 12000 л.с.

Это означает, что в стандартных условиях такой двигатель должен развивать мощность приблизительно 14800 л.с. Однако это номинальное значение, так как такая мощность не будет востребованной при принятых значениях взлетной массы и статического потолка. Возможно, в особых случаях такая мощность будет принята в качестве чрезвычайной для однодвигательного полета при отказе одного из двигателей. Во всех приведенных ниже расчетах принято, что максимальная мощность каждого двигателя ограничивается крутящим моментом, соответствующим 12000 л.с.

Одной из сложных проблем, решаемых конструктором вертолета, является изыскание оптимального двигателя для разрабатываемого проекта. При разработке Ми-26 удалось создать двигатель для вертолета путем использования газогенератора самолетного двухконтурного двигателя. Это позволило существенно снизить расходы на разработку нового двигателя и значительно сократить сроки его создания без ущерба для тактико-технических характеристик. Такой же подход может быть осуществлен при изучении возможных вариантов модернизации.

Анализ характеристик двигателей Д-27 {для транспортного Ан-70), Д-436 (для пассажирского Ту-334) и РД-33 (для истребителя МиГ-29) показал, что создание двигателя с требуемым уровнем мощности – задача реально осуществимая. Срок создания вертолетной модификации может составить от полутора до трех лет. Лучший из перечисленных выше двигателей (на базе двигателя Д-27) может иметь удельный расход топлива 165 г/л.с. ч на максимальном взлетном режиме.

Поэтому изложенные ниже результаты были рассчитаны для гипотетического будущего двигателя, способного в стандартных условиях на высоте Н=0 развить максимальную взлетную мощность 14800 л.с. при удельном расходе топлива 165 г/л.с. ч. В расчетах принято, что на высоте 1219 м при температуре, на 20° превышающей стандартную, мощность двигателя будет равна 12000 л.с. Двигатель будет оборудован измерителем крутящего момента, ограничивающим пропускаемую в трансмиссию мощность до 12000 л.с. (рис. 1).

Следует отметить, что если бы можно было ограничиться режимом висения вне зоны влияния земли на заданной высоте и при заданной температуре и не совершать набор высоты со скоростью 2,54 м/с, то требуемые мощности были бы меньше. В стандартных условиях вместо 14800 потребовалось бы только 14050 л.с., и на высоте 1219 м при повышенной температуре (MCA +20) вместо 12000 потребовалось бы 11400 л.с.

Повышение аэродинамического качества

Повышение аэродинамического качества может стать существенным фактором в улучшении летно-технических характеристик модернизируемого вертолета. Эта цель может быть достигнута при реализации описанных ниже мер.

Совершенствование несущего винта вертолета может осуществляться за счет применения новых оптимизированных аэродинамических профилей. Последние разработки ЦАГИ позволяют рассчитывать на существенное продвижение в этой области.

Компоновка существующей лопасти несущего винта закладывалась в первой половине семидесятых годов. С тех пор были получены новые результаты исследований по оптимизации формы концевых частей лопасти, а также угла отгиба законцовки лопасти вниз.

Наконец, увеличение геометрической крутки лопасти, применение наплыва и не прямоугольной формы лопасти в плане дают дополнительные возможности для увеличения аэродинамического качества несущего винта.

Проведение всех вышеперечисленных мероприятий может реально увеличить на 3% относительный КПД несущего винта на режиме висения и поднять его максимальное аэродинамическое качество в поступательном полете на 10%.

Для увеличения аэродинамического качества всего вертолета необходимо также провести комплекс работ по снижению сопротивления не несущих элементов конструкции вертолета и уменьшению сопротивления, вызываемого интерференцией между отдельными элементами конструкции.

В частности, целесообразно сделать шасси убирающимся, провести работы по снижению сопротивления втулок несущего и рулевого винтов, улучшить обтекание в зоне между несущим винтом и фюзеляжем, рассмотреть возможность применения отсоса пограничного слоя или выдува воздуха для дополнительного снижения лобового сопротивления.

На рис. 2 представлены результаты, ожидаемые от реализации мероприятий по повышению аэродинамического качества вертолета.

Рис.1. Изменение мощности гипотетического двигателя по высоте для стандартных условмй и для температуры, на 20 * С превышающей стандартну>

Рис.2. Аэродинамическое качество несущего винта и вертолета до и после модернизации

Улучшение весовой отдачи

Предполагаемая глубокая модернизация вертолета дает определенный шанс на улучшение весовой отдачи.

Накопленный опыт практической эксплуатации и работы, выполненные для обеспечения требований сертификационного базиса, позволяют рассчитывать на снижение веса определенных элементов конструкции. Создание ряда новых агрегатов, таких, как лопасти несущего винта, убирающееся шасси, а также модернизация главного редуктора делают предположения об улучшении весовой отдачи обоснованными и реально осуществимыми.

Замена электрического, электронного, радиотехнического, гидравлического, погрузочно-разгрузочного и связного оборудования, созданного еще в 70-е годы, также позволяет рассчитывать на снижение массы пустой машины.

Для дальнейших исследований мы примем, что, несмотря на некоторое увеличение массы, связанное с увеличением полетной массы и передаваемой мощности, масса пустого снаряженного вертолета в результате всех изменений и с учетом обязательного оснащения новыми, главным образом электронными системами уменьшится на 500 кг и составит 28870 кг вместо 29370.

Дальнейшая углубленная работа, если она будет проведена, покажет более точный размер такого выигрыша.

Таблица 1

Условия вылета	Статический потолок, м
МСА + 20°С + 2,54 м/с, БВЗ	1219
МСА + 20°, БВЗ	1558
MCA, БВЗ	1868
МСА + 20°С, СВЗ	2885
МСА, СВЗ	3196

Рис 3. Изменение по высоте статического потолка модернизированного вертолета при температуре, на 20* превышающей стандартную

Рис. 4. Зависимость полезной нагрузки от дальности вылета для модернизированного вертолета Ми-2

Летно-технические характеристики модернизированного вертолета

Как уже было отмечено, существует два параметра, по которым Ми-26 не соответствует требованиям, предъявляемым к JTR. Во– первых, это ограниченные возможности вертолета при взлете на заданной высоте в условиях повышенной, по сравнению со стандартной, температуры, во-вторых, меньшая, чем задано в требованиях, крейсерская скорость, особенно при полетной массе свыше 49,65 т.

Применение нового двигателя, модернизированных лопастей несущего винта с увеличенной хордой и модернизированного главного редуктора позволят устранить несоответствие по взлетным свойствам.

На рис. 3 представлены возможности модернизированного вертолета на режимах висения и вертикального набора высоты. Поскольку мощность двигателей задавалась исходя из условия выполнения требования вертикального набора высоты со скороподъемностью 2,45 м/с на высоте 1219 м при температуре, на 20° превышающей стандартную, все приведенные ниже характеристики являются следствием выполнения такого требования.

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

Основные научно-технические проблемы

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.

О возможном порядке организации работ

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.

М.Н. ТИЩЕНКО, академик РАН, профессор МАИ, президент Российского вертолетного общества