Таким же образом можно построить графики зависимости от взлетной массы: на рис. 3 – диаметров рулевого винта, рис. 4 – массы пустого вертолета, рис. 5 – массы полезной нагрузки. И в свою очередь, графики зависимости от взлетной массы: на рис. 6 – массы топлива в основных топливных баках, рис. 7 – километрового расхода топлива. При рассмотрении приведенных данных становится ясно, что именно от взлетной массы зависят величины некоторых важнейших параметров, определяющих облик вертолета. Вертолеты, имеющие близкие взлетные массы, мало отличаются между собой по летно-техническим параметрам.

Предлагаемый графоаналитический подход позволяет установить связь между взлетной массой и типом шасси вертолета. На графике (рис. 8) такая зависимость видна сразу: вертолеты со взлетной массой до 2000 кг имеют только полозковое шасси, а вертолеты тяжелее 9000 кг – только колесное; число вертолетов с колесным, шасси (в каждом диапазоне взлетных масс) несколько увеличивается по мере роста взлетной массы машины. Этот подход помогает понять, существует ли какая-то взаимосвязь между крейсерской скоростью вертолета и его энерговооруженностью (т. е. величиной мощности двигателей, приходящейся на килограмм взлетной массы).

Рис.2. Зависимость диаметра несущего винта от взлетной массы вертолета

Рис.З. Зависимость диаметра рулевого винта от взлетной массы вертолета

Рис.4. Зависимость массы пустого вертолета от взлетной массы

Рис. 9 ясно показывает, что крейсерская скорость вертолета увеличивается с ростом энерговооруженности. Однако этот рост ограничен величиной 300 км/ч. Причина понятна: при этой скорости полета скорость конца наступающей лопасти составляет около 300 м/с, что соответствует числу Маха М=0,88 у земли. Дальнейшее увеличение скорости ведет к резкому возрастанию переменных нагрузок на лопастях несущего и рулевого винтов, что, в свою очередь, проявляется в виде недопустимого уровня вибраций вертолета на крейсерских режимах полета.

Величина километрового расхода топлива (рис. 7) указывает на аэродинамическое совершенство вертолета, включая аэродинамическое сопротивление фюзеляжа, КПД его несущего и рулевого винтов. Чем выше эти показатели, тем ниже расход топлива.

…На представленных графиках есть вертолеты, параметры которых выходят за границы общей зоны. На рис.1 и 2 это: номер 22 – Sikorsky S-55 (1949); 24 – Ми-2 (1961); 26 – Bell-205, UH-1D (1961); 35 – S-58 (1954); 36 – Ми-4 (1952); 42 – Ми-8 (1962); 56 – АН-64 (1985); 58 – Ми-17 (1975). 1Ји вертолета – 22, 35 и 36 – оснащены поршневыми двигателями и производились в период с 1949 по 1954 годы. Пониженная энерговооруженность этих машин компенсирована увеличенными диаметрами несущих винтов.

У вертолетов одновинтовой схемы между взлетной массой аппарата и диаметром рулевого винта прослеживается четкая связь, которую можно увидеть на приведенном. графике (рис.З). Обращает на себя внимание, что вертолеты под номерами 22, 24, 36 характеризуются увеличенными диаметрами рулевых винтов, а под номером 56 – малым.

На рис. 4 величиной массы пустого вертолета выделяются точки 36 – вертолет Ми-4 и 46 – Ми-14. Понятно почему: Ми-4 имеет поршневой двигатель массой более 600 кг, а Ми-14 – специальное оборудование (убирающееся четырехопорное колесное шасси, систему баллонетов), обеспечивающее устойчивость вертолета при необходимой посадке на воду. Вертолеты Bell-205, UH-1D и S-61A легче, поскольку применяются в транспортном варианте и на них не устанавливается специальное оборудование.

Рис.5. Зависимость массы полезной нагрузки от взлетной массы вертолета

Рис.6. Зависимость массы топлива в основных топливных баках от взлетной массы вертолета

Рис.7. Зависимость километрового расхода топлива от взлетной массы вертолета

А теперь продемонстрируем возможности графоаналитического подхода при проектировании нового вертолета. Предположим, нам. нужно разработать машину для доставки груза массой 1000 кг на расстояние 800 км. По рис. 5, где показана зависимость величины полезной нагрузки от взлетной массы, определяем, что для доставки груза в 1000 кг требуется вертолет со взлетной массой около 4000 кг. При взлетной массе 4000 кг полезная нагрузка может составлять до 2000 кг. Требуемое количество топлива для полета такого вертолета на расстояние 800 км составляет

G_топл = q₄₀₀₀*800

На рис. 7, показывающем зависимость расхода топлива от взлетной массы вертолета, находим, что q4000 = 0,80…1,40 кг/км; при этом, естественно предположить, что q4000 = 0,80 кг/км. соответствует лучшим аэродинамическим формам вертолета, большему КПД несущего и рулевого винтов, более экономичным двигателям. Если мы создадим, вертолет средних показателей по этим параметрам, то будем иметь

q₄₀₀₀= 1.10 кг/км.

Следовательно, наш вертолет должен иметь топлива в основных топливных баках

G_топл= 1,10* 800 = 880 кг.

Обратившись к рис. 6, можно увидеть, что масса топлива соответствует верхней границе масс топлива для взлетной массы 4000 кг. При взлетной массе 4000 кг масса пустого вертолета может составлять от 2000 до 2480 кг, или в среднем – 2240 кг. Эту массу примем за величину полезной нагрузки. Масса перевозимого груза (1000 кг) и масса топлива (880 кг) в сумме составляют 1880 кг. На экипаж из двух человек приходится 360 кг (вес экипажа – 180 кг, дополнительное оборудование – 180 кг). Принимаем взлетную массу 4000 кг. Диаметр несущего винта может быть в диапазоне от 10 до 13,2 у. Диаметр рулевого винта 2,1-2,6 м. Мощность двигателей около 1000 кВт. Известны двигатели мощностью 462 и 522 кВт. Во втором, случае мощность силовой установки будет равна 522x2=1044 кВт. Энерговооруженность 1000/4000=0,25 кВт/кг. Этой энерговооруженности соответствует крейсерская скорость 280-300 км/ч. Предпочтительный вид шасси вертолета – полозковое. Несущий и рулевой винты – двухлопастные.

Ближайшие аналоги разрабатываемого нами вертолета – Bell-222A (1979), Bell-230 (1990), Aerospaciale SA-365 (1988), Westland WG-13 (1972).

…Создать новый вертолет, который по своим летно-техническим характеристикам не только соответствовал бы всем современным требованиям, но и превосходил их по гарантийному сроку службы, диапазону климатических условий эксплуатации, простоте в обслуживании, комфортности в полете и др., очень сложно. Однако сократить путь к искомой цели – новому вертолету – можно, для этого и существует графоаналитический подход, в основе которого лежат выявленные параметрические зависимости. Имея достаточно обоснованные значения одних параметров, можно переходить к назначению других, которым, должен соответствовать новый вертолет.

Рис.8. Зависимость типа шасси от взлетной массы вертолета

Рис.9. Зависимость крейсерской скорости от энерговооруженности вертолета

В своих исследованиях мы преднамеренно ограничились вертолетами, представленными в конкретном, каталоге. Увеличение числа вертолетов вряд ли изменит характер полученных зависимостей. Впрочем, данные о новых вертолетах помогут подтвердить или опровергнуть это утверждение.