CC BY
539
2008
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 125
УДК 629.735.07
ВЫЯВЛЕНИЕ ВОЗМОЖНОСТЕЙ РАСШИРЕНИЯ ОЖИДАЕМЫХ УСЛОВИЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ ВЕРТОЛЕТА МИ-8 НА БОЛЬШИХ ВЫСОТАХ И ПРИ НИЗКИХ ТЕМПЕРАТУРАХ
В.И. БУГАЙ, В.А. ИВЧИН Статья представлена доктором технических наук, профессором Кублановым М.С.
На основе нормативной документации и предварительных расчетов показаны возможности расширения ожидаемых условий эксплуатации вертолета Ми-8 на больших высотах и при низких температурах.
Многолетний опыт эксплуатации вертолетов типа Ми-8, в частности, в условиях крайнего севера России выявил не только необходимость, но и возможность значительного улучшения взлетно-посадочных характеристик вертолета и расширения спектра решаемых этим вертолетом задач при сохранении всех требований безопасности полетов.
В данной статье проводится анализ нормативной документации по летной эксплуатации вертолета Ми-8 с целью выявления возможностей расширения ожидаемых условий эксплуатации на больших высотах и при низких температурах. Предварительные расчеты подтверждают наличие таких возможностей. В дальнейшем предполагается на основании результатов вычислительных экспериментов на математической модели динамики полета вертолета [1, 2] разрабатывать конкретные рекомендации по летной эксплуатации, которые позволят улучшить эксплуатационные характеристики вертолета Ми-8 в условиях низких температур и ветровых воздействий.
Под взлетно-посадочными характеристиками вертолета в данной статье будем понимать в первую очередь параметры траектории взлета и посадки в системе координат, связанной с земной поверхностью. Особо следует отметить, что к взлетно-посадочным характеристикам вертолета необходимо отнести и опасные зоны, в которые летчику не рекомендуется попадать при взлете и посадке вертолета, поскольку отказы силовой установки при нахождении вертолета в этих зонах могут привести к аварийным и даже катастрофическим последствиям.
На взлетно-посадочные характеристики вертолета, методику выполнения взлета и посадки, а также безопасность полета вертолета существенное влияние оказывает совокупность таких параметров, как скорость и направление ветра, взлетная масса, температура и давление воздуха, частота вращения несущего винта и т.д. Многообразие условий взлета и посадки, располагаемая энерговооруженность вертолетов различной модификации требует весьма широких исследований и изучения, что трудно вместить в рамки одной работы. В соответствии с поставленными целями будем ограничиваться рассмотрением только тех параметров, которые относятся к вопросам эксплуатации вертолета в экстремальных условиях низких температур и больших высот при взлете и посадке вертолета.
Уровень безопасности эксплуатации для вертолетов типа Ми-8 определяется соответствующими нормами летной годности АП-29 [3], которые регламентируют для различных условий эксплуатации летные данные при производстве взлета и посадки, а также зоны опасных сочетаний высоты и скорости И-У. На рис. 1 показаны примеры схем взлета и посадки вертолета Ми-8 на различных посадочных площадках. Следует отметить, что представленные в Руководстве по летной эксплуатации (РЛЭ) [4] сведения по траекториям взлета и посадки являются универсальными и не зависят от параметров окружающей среды и взлетной массы вертолета.
Длина
летной полосы 2
а) Схема посадочной площадки (летной полосы) и траекторий нормального, продолженного
и прерванного взлета вертолета
б) Схема наземной посадочной площадки ограниченных размеров 20x20 м и траекторий нормального, продолженного и прерванного взлета вертолета
в) Схема площадки на приподнятой платформе ограниченных размеров 20 м х 20 м и траекторий нормального, продолженного и прерванного взлета вертолета
Рис. 1.
В общем случае взлеты и посадки можно разделить на две группы. Первая характеризует взлетно-посадочные характеристики вертолета при нормально работающей силовой установке, а вторая - характеристики вертолета в случаях отказа одного или двух двигателей, поскольку вертолет Ми-8 и его модификации имеют двухдвигательную силовую установку.
Рассмотрим рекомендации, представленные в РЛЭ вертолета для этих случаев [4]. Анализ разделов РЛЭ вертолета показывает, что можно выделить ряд рекомендаций, которые связаны непосредственно с предельными условиями эксплуатации и оказывают существенное влияние на производство взлета и посадки вертолета:
- рекомендации по определению максимальной полетной массы вертолета в текущих условиях взлета (посадки);
- рекомендации по избежанию попадания в зоны, опасные с точки зрения отказов силовой установки вертолета, как правило, задаваемые в РЛЭ вертолета в координатах высота -приборная скорость (зона Н-У).
- рекомендации по определению условий взлета и посадки, связанные со скоростью и направлением ветра по отношению к траектории взлета (посадки);
- рекомендации по обеспечению выполнения условия прохождения контрольной точки взлетной (посадочной) траектории по приборной скорости и высоте вертолета над землей.
Эти рекомендации связаны как с конкретными техническими особенностями взлетнопосадочных площадок, так и непосредственно с мощностными характеристиками вертолета. В рамках данной статьи анализируются только первые и вторые из указанных рекомендаций. Это возможно без применения сложных математических моделей на основании предварительных расчетов.
Главной характеристикой вертолета, которая оказывает влияние на взлетно-посадочные характеристики, является избыток мощности силовой установки вертолета относительно потребной мощности, необходимой для обеспечения установившегося режима горизонтального полета на наивыгоднейшей скорости полета. Очевидно, что чем больше избыток мощности силовой установки вертолета, тем большее ускорение разгона на первом этапе взлета может быть реализовано и тем большая вертикальная скорость набора высоты может быть достигнута. Это, в свою очередь, приводит к тому, что в зависимости от условий взлета и посадки можно реализовать более крутые траектории взлета и посадки, что обеспечивает сокращение времени работы силовой установки на взлетном режиме и сокращение дистанций взлетной и посадочной траекторий вертолета. Применение для взлета и посадки более крутых взлетных траекторий, с одной стороны, позволит увеличить ресурс двигателей и уменьшить вероятность отказа двигателей на наиболее опасном участке вследствие сокращения времени пребывания вертолета на этом участке траектории. С другой стороны, применение для взлета и посадки более крутых траекторий позволит сократить размеры взлетно-посадочных площадок и, следовательно, расширить область эксплуатации вертолета.
Избыток мощности зависит как от характеристик несущих винтов вертолета, так и от изменения располагаемой мощности двигателей силовой установки в зависимости от барометрической высоты и температуры наружного воздуха в районе взлетно-посадочной площадки. Влияние рассматриваемых условий эксплуатации на характеристики несущих винтов и двигателей вертолета имеет два направления. Во-первых, изменяется число Маха, что оказывает существенное влияние на аэродинамические характеристики профилей как лопастей несущего и рулевого винтов, так и лопаток турбокомпрессора и свободной турбины двигателя. Во-вторых, изменяется плотность воздуха, что также оказывает влияние на суммарные летно-технические характеристики вертолета.
Для вертолета Ми-8 были выполнены расчеты потребной и располагаемой мощностей в зависимости от приборной скорости полета при нормальной полетной массе тпол = 11100 кг на основании методики, изложенной в работе [5]. На рис. 2 представлены результаты этих расчетов для трех значений температуры наружного воздуха, при барометрической высоте полета, соответствующей уровню моря Н = 0 м. На рисунке графики потребной мощности горизонтального полета показаны сплошными линиями, а располагаемой мощности силовой установки вертолета - пунктирными линиями.
Приборная скорость, км/ч
Рис. 2. Потребная и располагаемая мощности. Н = 0м
Поскольку для режимов взлета и посадки наибольший интерес представляет режим малых скоростей и висение, то целесообразно провести оценку влияния температуры именно на этих режимах. Из табл. 1 видно, что эксплуатация вертолета на режиме висения и малых скоростях при низких температурах позволяет иметь лучшие характеристики по грузоподъемности, либо обеспечить более высокий уровень безопасности при сохранении массы полезного груза.
Таблица 1
Температура наружного воздуха, градусы Цельсия Избыток мощности, л.с.
- 50° 912
15° (МСА) 817
+ 50° 302
В отличие от влияния температуры на аэродинамику вертолета влияние высоты полета сказывается только на изменении плотности воздуха, вызывая соответствующие изменения характеристик несущих винтов, двигателей силовой установки и летно-технических характеристик вертолета в целом. На рис. 3 представлены графики потребной и располагаемой мощностей для горизонтального полета вертолета с нормальной полетной массой 11100 кг в зависимости от приборной скорости для трех значений барометрической высоты полета при стандартной температуре наружного воздуха 1;нв = +15°С. Особенность полученных результатов объясняется тем, что потребная мощность для горизонтального полета вертолета растет с увеличением высоты вследствие увеличения коэффициента тяги винта и его приближения к срыву потока с лопастей несущего винта.
Приборная скорость, км/ч
Рис. 3. Потребная и располагаемая мощности. 1;нв=15°С
В табл. 2 сведены данные, показывающие, что на режиме висения и малых скоростях увеличение эксплуатационной высоты существенно снижает возможности вертолета. Например, вертолет с полетной массой 11100 кг не может висеть на высоте 4000 метров.
Таблица 2
Эксплуатационная высота, м Избыток мощности, л. с.
0 848
2000 524
4000 -943
Проведенный анализ показывает, что избыток мощности силовой установки вертолета существенно зависит от барометрической высоты и температуры наружного воздуха. Однако этот факт не учитывается в рекомендациях летчику [4] при выполнении взлетов и посадок. Влияние высоты и температуры наружного воздуха практически для всех вертолетов используется при определении допустимой взлетной массы вертолета по соответствующим номограммам для каждой категории применения вертолетов. Такие номограммы получают путем расчетов для максимальной располагаемой величины взлетной мощности силовой установки, а затем подтверждают летными испытаниями для всех ожидаемых условий эксплуатации (рис. 4). Номограммы учитывают как изменение аэродинамических характеристик несущего винта, так и изменение характеристик двигателя при заданной высоте и температуре площадки, с которой эксплуатируется вертолет. Применение этих номограмм позволяет гарантировать безопасные взлет и посадку вертолета в текущих условиях при предельных полетных массах вертолета, однако не дает возможности корректировать методику взлета и посадки, когда взлетная масса вертолета не является максимально допустимой.
Рис. 4.
Очевидно, что при взлетной массе вертолета, меньшей максимально допустимой в рассматриваемых условиях эксплуатации, возможно сокращение размеров взлетных площадок и воздушных дистанций взлета и посадки. Такой результат может быть достигнут за счет реализации дополнительных избытков мощности из-за меньшего взлетного веса вертолета и учета влияния температуры и барометрической высоты на траекторию взлета и посадки. Особенности пилотирования в этих случаях необходимо исследовать с помощью математической модели динамики полета вертолета.
Рекомендации РЛЭ по избежанию попадания в зоны опасного сочетания значений высоты и скорости обеспечивают безопасные условия приземления на взлете или посадке вертолета в случае отказа одного из двигателей, т.е. при потере располагаемой мощности. При отказе одного из двигателей внутри опасной зоны Н-У многодвигательный вертолет не может совершить безопасную посадку на оставшихся работающих двигателях.
В соответствии с Нормами летной годности АП-29 [3] существуют две опасные области: правая зона и левая зона. Правая зона (для полетных режимов вертолета) определяется, в основном, величиной допустимой поступательной скорости касания земли в случае отказа одного из двигателей, а левая (для взлетно-посадочных режимов) - величиной допустимой вертикальной скорости вертолета в момент касания земли. На рис. 5 представлен график опасных зон Н-У для вертолета Ми-8 [4].
9 0 8 0 7 0 6 0
со 50
I-
о
3 4 0
СП
3 0
Рис. 5.
В работе [6] приводятся примерные качественные зависимости изменения границ левой опасной зоны И-У при изменении плотности воздуха и взлетной массы вертолета. Однако, поскольку границы опасной зоны в первую очередь зависят от значения избытка мощности силовой установки вертолета, то очевидно, что простой подход, рекомендованный в работе [6], является недостаточным.
Заметим, что границы опасных зон И-У, приведенные в РЛЭ, определены для предельных условий эксплуатации. Статистика показывает, что эксплуатация вертолета с предельными параметрами в течение его срока службы составляет 10 % - 15 %, в остальных же случаях условия эксплуатации не являются предельными. Поэтому номограммы максимальной взлетной массы, определенные для конкретных условий эксплуатации (рис. 4), могут служить исходным материалом для масштабирования границ опасной зоны И-У.
Для иллюстрации этого подхода на рис. 6 представлен примерный вид левой опасной зоны И-У, который расслоен по параметру относительной взлетной массы вертолета, определенной по формуле:
т =
тТ
(Н бар 5^ нв )
где т - относительная взлетная масса вертолета; твзл - взлетная масса вертолета в текущих условиях, кг; твзл(Нбар,1:нв) - максимально допустимая взлетная масса вертолета в текущих условиях, кг.
■1.0*Мвзл
■0.9*Мвзл
0.8*Мвзл
0.7*Мвзл
Скорость, км/ч
Рис. 6.
Таким образом, анализ нормативной документации и предварительные расчеты позволяют сделать вывод о наличии возможностей для расширения ожидаемых условий эксплуатации вертолетов, в частности Ми-8, в условиях низких температур атмосферного воздуха и высокого расположения взлетно-посадочных площадок.
ЛИТЕРАТУРА
1. Ефимов В.В., Бугай В.И. Описание управляющих воздействий при математическом моделировании полета вертолета Ми-8 // Научный Вестник МГТУ ГА, сер. Аэромеханика и прочность. 2006. № 97. С. 99 - 103.
2. Бугай В.И., Ефимов В.В., Ефимова М.Г. Некоторые результаты математического моделирования взлета и посадки вертолета с учетом ветровых нагрузок // Научный Вестник МГТУ ГА, сер. Аэромеханика и прочность. 2007. № 111. С. 179 - 181.
3. Авиационные правила. Часть 29. Нормы летной годности винтокрылых аппаратов транспортной категории. - М.: Межгосударственный авиационный комитет, ЛИИ им. Громова, 1995.
4. Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-8МТВ. Введено в действие отделом летной эксплуатации Департамента воздушного транспорта Министерства транспорта Российской Федерации 14 мая 1994 г. -М.: Воздушный транспорт, 1994.
5. Миль М.Л. и др. Вертолеты. Кн. 1. - М.: Машиностроение, 1967.
6. Certification of Transport Category Rotorcraft. Advisory Circular. US Department of Transportation. AC: 29-2A. 9/16/87.
REVELATION OF HELICOPTER MI-8 EXPECTED CONDITIONS EXPANDABILITY AT GREAT
ALTITUDE AND LOW TEMPERATURE
Bugay V.I., Ivchin V.A.
Revelation of helicopter mi-8 expected conditions expandability at great altitude and low temperature on the normative documentation and prior calculation basis are shown.
Сведения об авторах
Бугай Виктор Иванович, 1953 г.р., окончил КИИ ГА (1983), начальник Управления инспекции по безопасности полетов и расследования авиационных событий Федерального агентства воздушного транспорта Министерства транспорта РФ, соискатель кафедры аэродинамики, конструкции и прочности ЛА МГТУ ГА, автор 4 научных работ, область научных интересов - летная эксплуатация и безопасность полетов вертолетов.
Ивчин Валерий Андреевич, 1951 г.р., окончил МАИ (1974), кандидат технических наук, начальник отдела аэродинамики и динамики вертолета ОАО «Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля», автор более 30 научных работ, область научных интересов - аэродинамика, динамика вертолета, математическое моделирование вертолета на пилотажных стендах, экспериментальные исследования аэродинамики винтов вертолета.
