Всего на сайте:
236 тыс. 713 статей

Главная | Авиация, Авиастроение

Максимальная практическая дальность полета вертолета Ми-8 на высоте 500 м в стандартной атмосфере  Просмотрен 1997


поле

8 ^


сход /км

К


Вариант вертолета


Со


1|


ГО


о ~

Го Н

К си

О о


си (-;

А-1


■ §

А


ра заправке основных баков топливом 1450 кг


Транспортный Транспортный

Транспортный с одним допол­нительным баком

Транспортный с двумя допол­нительными баками

Перегоночный с двумя допол­нительными баками

Пассажирский (28 человек)

 

 

 

 

11 100 2,8
12 000 2,92
2,83    
12 000 820 1075 2,92
2,8     
12 000 2,92
2,78    
10 145 2,68
410 625 205 220 2,9 2,82

465 445

930 960


При заправке основных баков топливом 2046 кг


Транспортный Транспортный

Транспортный содним допол­нительным баком

Транспортный сдвумя допол­нительными баками

Перегоночный сдвумя допол­нительными баками

Пассажирский (28человек)

11 100 2,76
      2,92
12 000      
      «931 2,8
      2,92
12 000      
      2,78
      2,92
12 000      
      2/75
10 876 2,7
  1 7ПО   2,92
12 000 1/У2   2,8

и70 650

1140 1175



должна быть 205 км/ч, при весе меньше 11100 кг —скорость 220 км/ч по прибору.

В табл. 11 указаны максимальные дальности полетов на вы­соте 500 м, с увеличением высоты полета до 3000 м дальность

у, кг/км 5,0 4,5 4,0 3,5 5,0 2,5 О
      /  
      %  
    // // '/■  
      /  
      У 2
      
      

незначительно будет увели-чиваться, а на больших вы­сотах — уменьшаться.

Километровый расход топлива, а значит, и даль­ность полета будут зависеть от веса вертолета, высоты полета, скорости и направ­ления ветра. Чем больше вес вертолета, тем больше ки­лометровый расход топлива вследствие увеличения по­требной мощности, тем меньше дальность полета.

д
Ю
Рис. 66. Зависимость километрового расхода топлива от веса, скорости, места расположения грузов и характера на высоте 500 м:
их

На рис. 66 представлены кривые изменения километ­рового расхода топлива для вертолета Ми-8 на крейсер­ских скоростях в зависимо­сти от веса вертолета на вы­соте 500 м. Этим графиком пользуется экипаж для опре­деления количества топлива для данного полета, прини­мая за полетный вес, указан­ный на графике, средний вес вертолета на участке

предстоящего горизонталь­ного полета. До высоты 3000 м кило­метровый расход топлива несколько уменьшается, а дальность увеличивается. На высотах более 3000 м

./--для крейсерской скорости по прибору 220 км/ч; 2—для крейсерской скорости по прибору 205 км/ч; 3—скорость по прибору 170 км/ч, компактный груз на внешней подвеске; 4—скорость по прибору 150 км/ч, груз парусный на внешней подвеске (три трубы); 5—скорость по прибору 120 км/ч, груз парусный на внешней подвеске (5 труб); 6—скорость по прибору 120 км/ч, груз парусный на внешней подвеске (фю­зеляж самолета)

километровый расход топ­лива увеличивается, а дальность соответственно уменьшается. Но так как изменение километрового расхода и дальности крайне незначительны, что и показали летные испытания, то в практике при расчете полета эти изменения не учитываются. На этом основании при расчетах полета до высоты 3000 м километровый расход берется по графику рис. 66.

Так как у вертолета Ми-8 относительно небольшая скорость, то на дальность полета будут существенно влиять скорость и направление ветра. Для учета влияния ветра вводится понятие


эквивалентного ветра, который, являясь только встречным или попутным, изменяет дальность полета так же, как фактический ветер с его направлением. Скорость эквивалентного ветра равна разности между путевой и истинной скоростями. Эквивалентный ветер в зависимости от скорости и направления фактического ветра определяется по специальной таблице, помещенной в опи­сании вертолета. По величине эквивалентного ветра делается поправка дальности полета по специальному графику, помещен­ному в описании вертолета.

На дальность полета будут влиять также такие факторы, как число оборотов несущего винта и место расположения грузов. Для вертолета Ми-8 число оборотов несущего винта в этом слу­чае не учитывается, так как обороты поддерживаются автома­тически в определенных пределах. Размещение грузов на внеш­ней подвеске увеличивает километровый расход и уменьшает дальность полета, ввиду увеличения сопротивления.

И, наконец, дальность полета при прочих равных и наивы­годнейших условиях, перечисленных выше, будет зависеть от ко­личества топлива, заправленного в топливную систему верто­лета.

Взлетный вес вертолета определяется по следующей формуле:

^взл ^неизм ~Т~ пер I ^ ноли земн>

где ОНеизм — неизменный вес вертолета, состоящий из веса кон­струкции и веса постоянной нагрузки; ОПер— вес переменной нагрузки, состоящей из перевозимого груза, переменного обору­дования и снаряжения, а также дополнительных членов экипа­жа; ТСТцолн — вес топлива, заправленного в топливную систему; И^земн—вес топлива, вырабатываемого на земле перед взлетом. От дальности полета и, следовательно, от количества потреб­ного топлива зависит величина переменной нагрузки. В конеч­ном итоге, величина переменной нагрузки зависит от дальности полета, на которую необходимо перевезти данный груз: чем боль­ше дальность, тем меньше переменная нагрузка (за счет необ­ходимого увеличения количества топлива). Если, к примеру, взять транспортный вариант вертолета Ми-8 с заправкой основ­ных топливных баков 2046 кг, то вес пустого вертолета с пол­ным оборудованием (съемным и несъемным) составляет 7003 кг. Если к этому весу прибавить вес экипажа из трех человек (270 кг), масла (70 кг), аэронавигационный запас топлива (100 кг), топлива на выполнение переходных режимов полета (115 кг), то получим вес вертолета 7558 кг. К этому весу до получения максимального взлетного веса можно добавить 4442 кг на переменную нагрузку и на топливо для горизонталь­ного полета. Теперь можно брать груз и топливо в любых про­порциях, но так чтобы их общий вес не был больше 4442 кг. Если же взлетный вес вертолета принять за 11100 кг, тогда вес указанной переменной нагрузки и топлива будет на 900 кг мень-


шеи составит 3542 кг. Теперь можно построить график зависимо­сти дальности от величины переменной нагрузки. Известно, что максимальный транспортируемый груз равен 4000 кг. Тогда горю­чего можно взять 442 кг. Это количество горючего обеспечит дальность полета около 175 км для вертолета с взлетным весом 12000 кг. При уменьшении груза за счет увеличения количества топлива дальность увеличивается, причем только за счет основ­ной емкости дальность будет соответствовать 650 км. При зап­равке дополнительного бака дальность увеличится до 900 км, но с грузом лишь около 1800 кг. При заправке второго дополни­тельного бака дальность составит 1150 км с грузом всего лишь 1000 кг. При взлетном весе 11100 кг такая максимальная даль­ность возможна при загрузке всего лишь 200 кг.

Графики зависимости дальности полета от величины перемен­ной нагрузки отдельно для транспортного и пассажирского вари­антов вертолета Ми-8 для различных вариантов заправки даны в руководстве по летной эксплуатации вертолета. По той же переменной нагрузке определяется необходимое количество топ­лива по двум другим графикам для транспортного и пассажир­ского вариантов вертолетов (см. руководство по летной эксплу­атации) .

Если взлетный вес вертолета больше 11100 кг, то имеется два участка горизонтального полета: первый с весом более 11100 кг, с режимами полета, допустимыми для максимального полетного веса 12000 кг, и второй — с весом 11100 кг и меньше с режимами полета, допустимыми для нормального (полетного веса 11100 кг. Смена режима полета производится в моменты, когда вес вертолета станет равным 11100 кг. Этот момент опре­деляется экипажем по остатку топлива на вертолете. Указанный остаток топлива определяется по следующей формуле:

ост=11100-<?неизм-С?пер,

где Т^ост — остаток топлива на вертолете в момент перемены ре­жима полета; ОНеизм — неизменный вес вертолета, в который входит вес конструкции вертолета и несъемного оборудования, масла в двигателях и редукторах, масло АМГ-10 в гидросисте­мах и вес экипажа из трех человек; Спер — переменная нагрузка..

Остаток топлива, при котором нужна смена режима полета,, может быть определен непосредственно по графику, по которо­му определяется необходимое топливо в зависимости от перемен­ной нагрузки.

Проведены испытания на максимальную дальность полета на высоте 100—500 м с грузом различных габаритов на внеш­ней подвеске. При различной заправке основных баков и допол­нительной емкости с аэронавигационным запасом топлива на 30 мин полета получена следующая максимальная дальность полета на оптимальных скоростях полета (см. табл. 12).


Таблица 12

Максимальная дальность полета вертолета Ми-8 с грузами на внешней подвеске

Характер груза и его вес, кг Взлетный вес верто­лета, кг Заправка топлива, кг Скорость полета по прибору, км/ч Практиче­ская дальность полета, км
Компактный, 850 9 530    
Компактный, 850 10 290    
Компактный, 1700 10 380    
Компактный, 1700 11 100    
Компактный, 2500 11 100    
Три трубы, 1500 10 180    
Три трубы, 1500 10 940    
Пять труб, 2500 11 100    
Парусный, 2000 10 670    
Парусный, 2000 11 100    

4. Максимальные скорости

Вертолет Ми-8 имеет три максимальные скорости: по мощ­ности двигателей, по срыву потока и установленные для эксплу­атации.

Максимальная скорость по мощности двигателей

Максимальная скорость горизонтального полета вертолета по мощности определяется по следующей формуле:

I/ а =270 — .-^ гц,
тах О сх °

где N/0 — энерговооруженность вертолета; сух—аэродинами­ческое качество вертолета; щ — относительный к. п. д. несущего винта; I— коэффициент использования мощности.

Как видно из формулы, максимальная скорость горизонталь­ного полета прямо пропорциональна энерговооруженности, аэро­динамическому качеству, относительному коэффициенту полез­ного действия несущего винта и коэффициенту использования мощности. В зависимости от высоты полета эта скорость изме­няется пропорционально изменению мощности от высоты на взлетном или номинальном режимах работы. Максимальные скорости по мощности двигателей могут быть получены аэроди­намическим расчетом или летными испытаниями.


 

 

4000

3000

2000

1000

О 160 180 200 220 240 260 280 К км/ч


Н,

4000 3000 2000 1000

м 5000

  ч     \      
      к   \     
          V   ^8   
           
              А Т /
          
200 220 2*0 К км/и

О 120 140 160 180

5)



Рис. 67. Максимальные скорости вертолета Ми-8:

а—максимальные истинные скорости расчетные по мощности двигателей и по срыву потока; б—максимальные скорости, установленные в эксплуатации; /—максимальные скорости для вертолета с нормальным весом 11 100 кг; 2—максимальные скорости для вертолета весом 12 000 кг; 3—максимальные ско­рости на номинальном режиме работы двигателей; 4— макси­мальные скорости на взлетном режиме работы двигателей; 5—максимальные скорости по срыву; 6—максимальные скорости, установленные для эксплуатации вертолета весом 11 100 кг; 7—максимальные скорости, установленные для эксплуатации вертолета весом 12 000 кг; 8—скорости истинные; 9—скорости по прибору


Максимальные истинные скорости для вертолета Ми-8 по мощности двигателей на взлетном и номинальном режимах ра­боты в зависимости от высоты полета и полетного веса вертоле­та, полученные аэродинамическим расчетом, даны в табл. 13 и на рис. 67, а.

Таблица 13

Предыдущая статья:Скорости полета вертолета Ми-8, при которых обеспечивается наибольшая дальность полета Следующая статья:Максимальные истинные скорости вертолета Ми-8 по мощности двигателей, полученные расчетом
page speed (0.0586 sec, direct)