Потребные и располагаемые мощности вертолета ми-8

§ 1. ПОТРЕБНЫЕ МОЩНОСТИ ДЛЯ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЕТА Ми-8

Потребная мощность для полета вертолета Ми-8, как и для любого вертолета, складывается из мощности индуктивной, про­фильной и мощности движения. Кроме того, в поступательном полете, начиная со средних скоростей, лопасти вертолета Ми-8 в районе азимутов 0—180° имеют сверхкритические истинные ско­рости обтекания. Здесь проявляется сжимаемость воздуха/ что приводит к появлению волнового сопротивления, на преодоление.которого требуется определенная мощность, которую называю! мощностью сжатия. Чем больше скорость полета вертолета, тем больше волновое сопротивление, тем больше требуется мощность для его преодоления. Следовательно, с ростом скорости мощ­ность сжатия увеличивается.

Чем больше высота полета, тем больше мощность сжатия, так как при увеличении высоты полета сжимаемость воздуха увеличивается за счет уменьшения скорости звука.

В аэродинамическом расчете учет сжимаемости осуществля­ется через увеличение потребного коэффициента крутящего мо­мента на сжимаемость:

^ткр^=ткр.б.сж4» А^Шсж-

Чем больше скорость и высота полета вертолета, тем больше прирост потребного коэффициента крутящего момента за счет сжатия Ат_сш. Следовательно, потребная мощность для посту­пательного полета вертолета Ми-8 будет складываться из мощ­ности индуктивной, профильной, движения и мощности сжатия:

^{1 у} п — ² ■ инд НГ ^{^ у} пр Г ^{2 у} Дв I ^{2 у} с ж •

Изменение указанных мощностей от скорости горизонталь­ного полета в общем виде доказано на рис. 25. Как 1видно из рисунка, индуктивная мощность на висении максимальная, с ростом скорости уменьшается ввиду большей массы воздуха,

проходящей через несущий винт за единицу времени. Профиль­ная мощность на висении минимальная, с ростом скорости уве­личивается за счет увеличения профильных потерь. Мощность движения на висении равна нулю. С ростом скорости она увели­чивается за счет увеличения вредного сопротивлений. Мощность сжатия появляется на средних скоростях полета, при дальней­шем росте скорости она увеличивается. Суммарная потребная мощность для горизонтального полета, как и для любого верто­лета, до скорости эконо­мической уменьшается, за экономической — увели­чивается.

V, км/ч

Рис. 25. Изменение потребных мощностей для горизонтального полета вертолета Ми-8 в общем виде прибору) мощность уменьшается, на экономической скорости она минимальная, при дальнейшем увеличении скорости мощность опять увеличи­вается. При увеличении высоты полета потребная мощность уве­личивается как на висении, так и в горизонтальном полете на всех скоростях. Для вертолета с максимальным взлетным весом 12 000 кг потребная мощность для любой скорости и высоты полета больше, чем для вертолета с нормальным взлетным ве­сом 11 100 кг. Общий потребный крутящий момент для полета вертолета определяется по следующей формуле:

Потребные мощности для горизонтального по­лета вертолета Ми-8 в за­висимости от скорости и высоты полета, получен­ные расчетом, показаны на рис. 26. Как «видно по рисунку, на режиме ви­сения потребная мощ­ность максимальная, с ро­стом скорости до эконо­мической (120 км/ч по

Аналогично изменению потребной мощности от скорости го­ризонтального полета изменяются и потребные установоч­ные углы лопастей (общий шаг винта): при разгоне скорости от висения до экономической потребной общий шаг уменьшает­ся, при дальнейшем росте скорости он увеличивается. Измене­ние потребного шага от скорости горизонтального полета для вертолета Ми-8, полученное летными испытаниями, показано на рис. 27. Как (видно (по рисунку, минимальный шаг потребуется для скорости, близкой к экономической, на других скоростях — меньше экономической и больше ее — шаг в обоих случаях тре-.

буется больший. Для набора высоты потребный шаг будет боль­ше, чем для горизонтального полета.

^Изменение мощностей двигателей на вертолете Ми-8 для обеспечения необходимой мощности для полета возможно толь-

лоо

3000

2500

2000

1500

 

Рис. 26. Потребные мощности для горизонтального по­лета вертолета Ми-8 в зависимости от скорости и высо­ты полета:

а—для полетного веса 11 100 кг; б—для полетного веса 12 000 кг

ко изменением общего шага, так как автоматическая система поддерживает обороты несущего винта практически постоянны­ми на всех режимах полета.

		Набор выситы на номинале
		Самодращение Н.В	с Н=80Ом

100

150 200У„_р,км/ч

60 40

О 100 150 200У_щкм/'/

 

Рис. 27. Зависимость потребного общего шага несущего винта от ско­рости горизонтального полета для вертолета Ми-8 весом 11100 кг на вы­соте 500 м при нормальной центровке 0,22 м

Рис. 28. Зависимость потреб­ного лимба от скорости го­ризонтального полета вер­толета Ми-8

При помощи общего шага несущего винта происходит воз­действие на рычаг управления топливного насоса-регулятора НР-40ВР, измеряемое в градусах лимба, установленного на на­сосе-регуляторе. Зависимость потребного положения топливных кранов в градусах лимба от скорости в режиме горизонтального полета для вертолета Ми-8 показано на рис. 28. График постро­ен для нормального взлетного веса вертолета на высоте 500 м в стандартной атмосфере. Как видно, положение топливных кранов в градусах лимба аналогично величине общего шага и потребной мощности для горизонтального полета. У вертолета Ми-8, в отличие от других вертолетов, показания по лимбу не подведены в кабину пилотов.

РАСПОЛАГАЕМАЯ МОЩНОСТЬ

1. Характеристики двигателя ТВ2-П7А

Дроссельные характеристики двигателя ТВ2-117А. На рис. 29 представлены дроссельные характеристики двигателя ТВ2-117А, снятые на стенде и приведенные к стандартным атмос­ферным условиям (ВСА-60) у земли. По горизонтальной оси от­ложены обороты турбокомпрессора /г_тк в процентах по счетчику оборотов ИТЭ-2. На вертикальных осях отложены эффектив­ная мощность на валу свободной турбины Ы_е, удельный расход топлива С_е и температура газов перед турбиной компрессора.

Как видно по кривым, при открытии дроссельного крана при помощи рычага управления, установленного на насосе-регуля­торе НР-40ВР, обороты турбокомпрессора п_тю мощность дви­гателя Ы_е и температура газов перед турбиной Т увеличиваются, а удельный расход топлива С_е уменьшается. Рост эффективной мощности на свободной турбине по числу оборотов турбоком­прессора объясняется одновременным увеличением расхода воз­духа через двигатель и удельной эффективной мощности (с ро­стом степени повышения давления воздуха л;_к). При этом удель­ный эффективный расход топлива с ростом числа оборотов тур-бокомпрессора непрерывно уменьшается за счет увеличения степени повышения давления и температуры в двигателе.

Режимы работы двигателя ТВ2-117А. В табл. 1 даны режи­мы работы и значения параметров двигателя ТВ2-117А в стан­дартной атмосфере на уровне моря при скорости полета, равной нулю.

В табл. 1 обороты турбокомпрессора на всех режимах рабо­ты двигателя даны при температуре окружающей среды 15° С.

Нормальными или «приведенными» оборотами турбокомпрес­сора будем называть такие, которые даны для стандартных ат­мосферных условий и с учетом закона регулирования. «Заме­ренными» или «физическими» оборотами будем называть такие,,

Таблица 1 Режимы работы и значения параметров двигателя ТВ2-117А

 

 

 

 

Параметры	Режимы работы
взлетный	номи­нальный	крейсер­ский	малый газ
Мощность на выводном валу (л. с.)	1500_30	1200_24	1000_22	—
Число обо-	Компрессора (не более)	98,5		94,5	64^
ротов (%)	Несущего винта	93_,	95 ±2	95 ±2	45 ±10
Температура газа перед турбиной компрессора не более (°С)
Темпера­тура масла на входе (°С)	Максимальная
Рекомендуемая	90—100
Минимальная для дли­тельной работы на режи­ме не ниже крейсерско­го
Минимальная для вы­хода на режим малого газа
Давление	Топлива	40—60	18-35
(кгс/см2)	Масла	3,5±0,5	не менее 2
Удельный расход топлива (г/л. с. ч.)				не более 100 кг/ч
Время непрерывной работы не бо­лее (мин)			не огра­ничено
Допустимое время работы за ре­сурс в процентах от общего ресур­се			не огра­ничено

т?:с

кг/лс.ч

 

850 800 750 700 650 600 550

1600

-1400 -1200 -1000

- 800
-600

- 400

/V

0,40 0,38 0,56 0,34 0,52 0,30 0,28

88 90 92 94 96 п_тк,%

Ограничение по расходу топлиба

Рис. 29. Дроссельные характеристики двигателя ТВ2-117А

-во -40 -го о го 40

 

 

.66

Рис. 30. График зависимости чис­ла оборотов турбокомпрессора от температуры воздуха на входе в двигатель:

/—максимально допустимые обороты крейсерского режима; 2 —максимально допустимые обороты номинального ре­жима; 3 —максимально допустимые обо­роты взлетного режима при #=0; 4— ограничение взлетного режима по тем­пературе газа перед турбиной компрес­сора; 5—ограничения взлетного режима по расходу топлива; 6— ограничения взлетного режима по степени повыше­ния давления в компрессоре; 7—огра­ничения только в поступательном по­лете при помощи ручки общего шага

которые получены по показаниям приборов в данном полете при данной температуре и на данной высоте.

Двигатель ТВ2-117А очень чувствителен к изменению темпе­ратуры окружающей среды, так как изменение температуры приводит к изменению количества воздуха, проходящего через двигатель, а следовательно, и к изменению его мощности. Для поддержания же мощности в необходимых пределах следует изменять обороты турбокомпрессора: чем выше температура окружающей среды, тем должны быть больше обороты турбо­компрессора.

Зависимость оборотов турбокомпрессора на взлетном, но­минальном и крейсерском режимах от температуры наружного воздуха показана на графике (рис. 30). Обороты турбокомпрес­сора на взлетном режиме поддерживаются автоматикой топлив­ной системы в зависимости от температуры окружающего воз­духа, как показано на графике. Задача пилота в этом случае лишь поставить рычаги управления НР-4ОВР обоих двигателей на максимальную подачу топлива при помощи ручки «шаг — газ». Максимально допустимые обороты взлетного режима при высоких температурах окружающего воздуха выше 25° С (на участке кривой 4) ограничиваются по числу оборотов ротора турбокомпрессора и по температуре газа перед турбиной ком­прессора всережимным регулятором оборотов насоса-регулято­ра и специальной системой ограничения температуры, в кото­рую входит исполнительный механизм ИМ-40. При средних температурах окружающей среды максимально допустимые обо­роты турбокомпрессора взлетного режима (на участке кривой 5) ограничиваются по максимальному расходу топлива системой ограничения, входящей в насос-регулятор НР-40ВР. При слиш­ком низких температурах окружающего воздуха ниже минус 55° С (на участке кривой 6) специальным узлом насоса-регуля­тора НР-40ВР ограничиваются максимально допустимые оборо­ты турбокомпрессора взлетного режима по степени повышения давления воздуха в компрессоре. Все указанные ограничения производят путем автоматического уменьшения количества ло-даваемого топлива в камеру сгорания и выбраны из соображе­ний прочности двигателя.

У двигателей с воздушной системой ограничения приведен­ных оборотов турбокомпрессоров в поступательном полете при температуре окружающего воздуха ниже —20° С могут быть слу­чаи увеличения оборотов выше указанных на графике (кривые 5 и 6 рис. 30). На этот случай установлены ограничения оборо­тов: в диапазоне температур от —20 до —40° С обороты должны быть не более 96%, в диапазоне температур от —40 до —60° С обороты должны быть не более 92%. В случае превышения ука­занных оборотов пилот обязан их уменьшать опусканием ручки общего шага вниз на необходимую величину. На режиме висе-ния и при этих температурах наружного воздуха автоматическая

3* 67

система удерживает обороты турбокомпрессоров в пределах, указанных кривыми 5 и 6 (см. рис. 30).

При указанных максимально допустимых оборотах турбо­компрессора взлетного режима от температуры окружающего воздуха у земли (кривые 4, 5, 6 рис. 30) эффективная мощность двигателя не остается постоянной, а изменяется, как показано на рис. 31. Как видно по кривой графика, для нормального ат-

Н_е,

		2 К
	—				1-	^	4 5
	<\

л.с

/ш

1500 1400

¹²⁰-60 -50 -40 -30 -20 -10 0 10 20 50 ^°С

Рис. 31. Зависимость максимально допустимой

мощности на валу свободной турбины двигателя

ТВ2-117А у земли от температуры и давления

окружающего воздуха:

1 —ограничения по степени повышения полного давле­ния в компрессоре; 2 —ограничения по расходу топлива; 3—р = 720 мм рт. ст.; 4—р = 760 мм рт. ст.; 5—р = 790 мм рт. ст.; 6 —ограничения по числу оборотов турбокомпрес­сора

мосферного давления 760 мм рт. ст. в диапазоне температур окружающего воздуха от —60 до —48° С максимальная мотп-ность с увеличением температуры увеличивается. В этом диапа­зоне температур работает система ограничения степени повыше­ния давления воздуха я_к — она остается постоянной, равной 7,2. С повышением температуры воздуха на входе в компрессор уве­личиваются обороты его, что приводит к увеличению часового расхода топлива. При дальнейшем увеличении температуры окружающего воздуха до 30° С мощность уменьшается, но уменьшение мощности происходит незначительное, так как обо­роты турбокомпрессора увеличиваются, часовой расход топли­ва сохраняется, степень повышения давления зх_к уменьшается незначительно (до 6,2 при температуре 30° С) и лопатки вход­ного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппара­тов (НА) первых трех ступеней компрессора автоматически по­ворачиваются на больший угол поворота, увеличивая количест во проходящего воздуха.

В этом диапазоне температур окружающего воздуха макси­мальная мощность ограничивается по максимальному расходу топлива. Максимальный расход топлива выбран таким, чтобы при температуре наружного воздуха +15° С мощность двигате-

_ля на взлетном режиме соответствовала техническим условиям (ТУ) двигателя, т. е. 1500 л. с. При дальнейшем повышении тем­пературы воздуха выше 30° С максимальная мощность двигате­ля резко понижается, так как вступают в работу системы огра­ничения оборотов турбокомпрессора и температуры газов перед турбиной компрессора. При этом резко уменьшается часовой расход топлива и степень повышения давления л_к.

Итак, в стандартной атмосфере у земли при температуре окружающего воздуха 15° С максимальная мощность двигателя на взлетном режиме равна 1500 л. с. С понижением температу­ры мощность увеличивается и достигает максимальной величи­ны 1550 л. с, а при температуре ниже —48° мощность уменьша­ется, ввиду вступления в работу ограничителя степени повыше­ния давления в компрессоре. При температуре выше 15° С мощ­ность меньше 1500 л. с. При повышении температуры она снача­ла уменьшается незначительно, а шосле 30° С резко падает ввиду вступления в работу ограничителя оборотов турбоком­прессора.

С повышением давления окружающего воздуха выше атмос­ферного диапазон температур, при которых максимальная мощ­ность изменяется незначительно (сохраняется) —расширяется, а с понижением давления ниже атмосферного — суживается (см. рис. 31).

Указанное изменение максимальной мощности двигателя ТВ2-117А в зависимости от температуры и давления окружаю­щей среды и по законам автоматического регулирования взлет­ного режима, заложенного \в топливную систему, и обуславлива­ет тяговые характеристики несущего винта вертолета Ми-8 на этом режиме двигателей в зависимости от температуры воздуха и барометрической высоты места взлета и посадки (см. рис. 20).

Перед полетом экипаж должен определить максимально до­пустимые обороты турбокомпрессора на взлетном режиме в за­висимости от температуры окружающего воздуха по графику (см. рис. 30). Зная обороты на взлетном режиме для данного полета, можно при необходимости назначить этот режим при помощи ручки «шаг^—газ». Если же полет будет осуществлять­ся на другом режиме, тогда пилот, зная обороты на взлетном режиме, может судить об избытке мощности двигателей, что очень!важно, особенно при взлетах, на вертикальных режимах полета и при посадках. Кроме того, обороты взлетного режима работы двигателей необходимо знать, чтобы вести учет времени работы двигателей на этом режиме.

Максимально допустимые обороты для номинального и крей­серского режимов работы двигателя в зависимости от темпера­туры окружающего воздуха показаны на рис. 30 (кривые 1 и 2). Область оборотов турбокомпрессора для взлетного режима бу­дет находиться между максимально допустимыми для номи­нального режима и максимально допустимыми для взлетного

режима (между кривыми 2 и 3). Область оборотов номинально­го режима работы двигателя будет находиться между макси­мально допустимыми оборотами крейсерского и номинального режимов (между кривыми 1 и 2 рис. 30). Область оборотов крейсерского режима работы двигателя будет ниже максималь­но допустимых оборотов этого режима (ниже кривой 1 рис. 30).

Обороты номинального и крейсерского режимов самостоя­тельно не поддерживаются, их должен устанавливать пилот при помощи ручки общего шага. Перед данным полетом экипаж дол­жен определить максимально допустимые обороты турбоком­прессора номинального и крейсерского режимов по графику (см. рис. 30) и руководствоваться этими оборотами для возможности установления режимов работы двигателей и учета времени экс­плуатации их на номинальном режиме. Обороты номинального и крейсерского режимов, определенные по графику, поддержи­ваются пилотом на всем протяжении полета независимо от вы­соты и времени полета. Но так как график построен для усло­вий атмосферы земли на уровне моря, а определенные оборо­ты по графику поддерживаются постоянными для всех высот, то, если полет начинается с высокогорной площадки, обороты номинального и крейсерского режимов определяют не по тем­пературе воздуха на уровне этой площадки, а по температуре на уровне моря. Для этого необходимо к температуре воздуха данной площадки прибавить температуру из расчета ее повыше­ния на каждую тысячу метров на 6,5° С согласно ВСА-60.

Мощность номинального режима и ниже номинального, ес­ли поддерживать обороты компрессора в зависимости от темпе­ратуры согласно графику (см. рис. 30), практически не изменя­ется от температуры на данной высоте.

Для удобства пользования графиком его иногда упрощают. Для этого кривые максимально допустимых оборотов компрес­сора номинального и крейсерского режимов делают ступенча­тыми, чтобы получить определенные постоянные обороты в не­котором диапазоне температур, например, в диапазоне темпе­ратуры 10° С.

В дальнейшем предполагается установить в кабине пилотов прибор — указатель режимов работы двигателей, по которому можно будет в любой момент полета видеть максимальные обо­роты взлетного режима и максимально допустимые обороты но­минального и крейсерского режимов в зависимости от темпера­туры окружающего воздуха и руководствоваться этими данны­ми для установления режимов работы двигателя. Этот прибор особенно необходим на случай возможных отклонений фактиче­ского градиента изменения температуры по высоте от стандарт-ного градиента, например, при инверсии температуры, которая может приводить к занижению мощности двигателей при набо­ре высоты на оборотах, определенных по графику, в зависимо­сти от температуры у земли. Занижение мощности двигателей

 

приведет к ухудшению летных свойств вертолета, например, к уменьшению скороподъемности.

До внедрения указателя режимов работы двигателей и для сохранения летных свойств вертолета в полете на номинальном режиме работы двигателей в случаях изменения температуры на­ружного воздуха на высоте не по стандартной атмосфере, обо­роты турбокомпрессора рекомендуется определять по графику (рис. 32). Как видно по графику, обороты турбокомпрессора номинального режима уве­личиваются не только с по-' п_тк$ вышением температуры ок­ружающего воздуха, но и с увеличением высоты по­лета. Максимально допу­стимые обороты крейсерско­го режима в этом случае меньше оборотов номиналь­ного режима на 1,5%.

-60-50-40-30-20-10 0 10 20 30*„.в?С

Рис. 32. Зависимость максимально до­пустимых оборотов ротора турбоком­прессора при работе на номинальном режиме от температуры воздуха на вхо­де в двигатель (# = 0—4000 м; У = 0)

Мощность двигателей ТВ2-117А на взлетном ре­жиме у земли в стандартной атмосфере составляет 1500Х Х2 = 3000 л. с. на валу сво­бодной турбины. Взлетный режим двигателей приме­няется для взлета и посадки вертолета, для выполнения вертикальных режимов по­лета, особенно в сложных

условиях, для набора высоты, а также при полете на одном дви­гателе. Взлетный режим работы двигателей определяется не только взлетными оборотами турбокомпрессоров, но и оптималь­ными оборотами несущего винта для этого режима, при которых винт развивает максимальную тягу. Такими оборотами несущего винта являются 93_1 % по указателю оборотов ИТЭ-1 (см. табл. 1). Следовательно, чтобы назначить взлетный режим силовой уста­новки вертолета Ми-8 необходимо три правой коррекции ручку общего шага поднимать до тех пор, пока обороты компрессоров будут соответствовать взлетным, определяемым по графику (рис. 30) |в зависимости от температуры окружающего воздуха, а обороты несущего винта будут в пределах 92—93%. Если при этом вертолет находится на привязи или на режиме висения, то показания общего шага по УШВ-1 составят 9—10°. Если же вер­толет находится на режиме полета с поступательной скоростью, то общий шаг несущего винта для этого режима работы двига­телей будет больше, чем на режиме висения, так как за счет скорости несущий винт облегчается и для удержания взлетных оборотов его необходимо затяжелять ручкой общего шага.

На номинальном режиме работы двигателей мощность на валах свободных турбин у земли в стандартной атмосфере со­ставляет 1200X2 = 2400 л. с. Номинальный режим применяется в основном для набора высоты с поступательной скоростью, для горизонтального полета при большом полетном весе вертолета и на больших скоростях полета. Назначается номинальный ре­жим двигателей ручкой общего шага при правой коррекции до получения номинальных оборотов в зависимости от температу­ры окружающего воздуха, соответствующих данным графиков (рис. 30 и 32). При этом обороты несущего винта поддержива­ются автоматически в пределах 95+2% по счетчику оборотов ИТЭ-1.

На крейсерском режиме работы двигателей мощность на ва­лах свободных турбин у земли в стандартной атмосфере состав­ляет 1000X2 = 2000 л. с. Применяется этот режим для горизон­тального полета и набора высоты с поступательной скоростью. Назначается ручкой общего шага при правой коррекции до по­лучения оборотов турбокомпрессоров в зависимости от темпера­туры окружающего воздуха, соответствующих данным графика (рис. 30). Обороты несущего винта, как и на номинальном ре­жиме, удерживаются автоматически в тех же пределах.

Максимально допустимые замеренные обороты компрессо­ров и температура газа перед турбиной компрессора на всех высотах и скоростях полета должны быть не выше указанных в табл. 2.

Таблица 2