Author: Тищенко М.Н.   Некрасов А.В.   Радин А.С.  

Tags: авиация и космонавтика   летательные аппараты   ракетная техника   космическая техника   машиностроение   авиация   аэродинамика   вертолеты   военная авиация   издательство машиностроение  

Year: 1976

Similar

Общие виды и характеристики беспилотных аппаратов.

Проектирование вертолетов

Вертолет Ми-2

Методы определения эксплуатационно-технических характеристик самолета и вертолета

Text
                    

МН.ТИЩЕНКО.ДВ.НЕКРДСОВ.АС.РДДИН
ВЕРТОЛЕТЫ
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ
ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ
Москва
.МАШИНОСТРОЕНИЕ,
1976

УДК 629.735.45.0012
Рецензент канд. техн, наук Р. А. Михеев
Тищенко М. Н., Некрасов А. В., Радин А. С. Вертолеты. Выбор пара-
метров при проектировании. М„ «Машиностроеяие», 1976, 368 с.
В книге рассмотрены различные критерии оценки эффективности при-
менения винтокрылых летательных аппаратов для выбора их оптимальных
параметров и приведены примеры определения параметров по этим кри-
териям. Даны .методы оценки веса конструкции, стоимости изготовления л
эксплуатации вертолетов. Приведено сравнение различных схем вертолетов
и винтокрылов.
Книга рассчитана на инженеров и научных работников заводов, КБ.
НИИ и эксплуатирующих организаций, специализирующихся в области
авиации. Она будет также полезна преподавателям и студентам авиацион-
ных вузов.
Табл. 18, ил. 178, список лит. 33 назв.
31808-153
038(01)-76
@ Издательство «Машиностроение», 1976 г.

ПРЕДИСЛОВИЕ
С каждым годом расширяются области приме-
нения вертолетов в народном хозяйстве нашей страны. Транс-
портировка грузов в отдаленные районы, регулярные перевозки
нефтяников на буровые установки в море, обслуживание геоло-
гических партии, перевозки пассажиров, строительно-монтажные
работы и многое другое выполняют сотни этих незаменимых
машин. Объемы выполняемых ими работ ежегодно неуклонно
растут. Тенденция постоянного расширения областей примене-
ния этих летательных аппаратов, в значительной мере обуслов-
ленная географическими особенностями нашей страны и разма-
хом строительства в новых, еще не освоенных районах, позволя-
ет считать, что в дальнейшем их роль в народном хозяйстве бу-
дет постоянно повышаться. В то же время широкое применение
вертолетов приводит к тому, что затраты на производство и экс-
плуатацию винтокрылых машин становятся ощутимыми в масш-
табе страны.
В связи с этим особенно остро встает вопрос о повышении
экономичности вертолетов, что, в свою очередь, заставляет осо-
бенно тщательно подходить к выбору оптимальных параметров
вновь проектируемых машин. Правильное определение основных
параметров любого транспортного средства всегда было труд-
ной проблемой. Особенно важно правильно выбрать параметры,
когда речь идет о летательном аппарате, где перетяжеление,
вызванное неоптимальными размерами или нерациональным кон-
структивным выполнением того или иного агрегата, вызывает
увеличение полетного веса (или снижает величину перевозимого
груза), что приводит во многих случаях к значительному пере-
расходу средств при серийном выпуске и последующей эксплуа-
тации парка таких машин в народном хозяйстве.
Проблема создания оптимального летательного аппарата
решается путем одновременного проектирования различных ва-
риантов, из которых выбирается один, рождающийся как ком-
промисс между желаемым, с одной стороны, и возможным для
осуществления в приемлемые сроки при имеющихся средствах и
силах, с другой.
3

Выбирая окончательный вариант проекта, конструктор дол-
жен учитывать комплекс различных требований и соображений,
главные из которых следующие: соответствие летных данных и
величин перевозимого груза заданным; при минимальных взлет-
ном весе и весе конструкции; обеспечение требуемой прочности
и надежности конструкции; устойчивость и управляемость лета-
тельного аппарата; степень безопасности при полетах; степень
сложности проблем, которые должны быть решены; степень
риска невыполнения задания из-за непредвиденных заранее об-
стоятельств; степень сложности и трудоемкости конструирования
и изготовления летательного аппарата, а также стоимость про-
изводства; эксплуатационные данные и прежде всего простота
обслуживания летательного аппарата; экономичность летатель-
ного аппарата.
В настоящее время большая часть проблем, приведенных
выше, с той или иной степенью достоверности может быть рас-
смотрена на основе разработанных и вошедших в практику рас-
четных методов исследования. И тем не менее еще целый ряд
проблем и связанных с ними задач не поддаются решению с
помощью расчетов, а оцениваются на основании знаний, опыта
и общей осведомленности коллектива конструкторов. В настоя-
щей работе предпринята попытка сделать следующий шаг в раз-
работке последовательности тех действий, которые позволяют
связать между собой отдельные проблемы и, используя мате-
матический аппарат, рассчитанный на применение электронно-
вычислительных машин, наметить пути оптимизации проекта.
Предлагаемые здесь методы достаточно гибки для того, что-
бы отразить новые обстоятельства, которые либо не были учте-
ны авторами, либо появятся после выхода в свет настоящей
книгй.
В отечественной печати и зарубежной еще не было работ, в
которых комплексно рассматривались бы перечисленные выше
проблемы. Поэтому авторы надеются, что книга будет полез-
ной для работников, связанных с проектированием и оценкой
вновь создаваемых вертолетов.
Гл. 1 написана М. Н. Тищенко, гл. 2 и 3 — А. В. Некрасовым
и гл. 4 и 5 — А. С. Радиным. Сравнение различных вариантов
вертолетов, приведенное в гл. 2, основано на расчетах инженера
В. Г. Пашкина. Анализ и систематизация данных по различным
вертолетам выполнены инженерами В. В. Кронштадтовым,
Л. А. Самойловым и В. П. Нефедовым. Ряд ценных замечаний
был сделан рецензентом Р. А. Михеевым. Кроме того, в расчетах
и подготовке рукописи авторам оказали помощь инженеры
Л. Н. Мазур, А. И. Грознова, Г. И. Захарова, Т. В. Райвич,
Г. П. Кузьминова, Г. Н. Делейкина, С. Н. Гурова и С. Д. Фе-
дина. Всем этим товарищам авторы выражают глубокую призна-
тельность.

КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ ЭФФЕКТИВНОСТИ
И ОПТИМИЗАЦИИ ПАРАМЕТРОВ
ВЕРТОЛЕТОВ
1.1.	КЛАССИФИКАЦИЯ КРИТЕРИЕВ
ЭФФЕКТИВНОСТИ
Наиболее универсальным и общим критерием
эффективности применения летательного аппарата является со-
отношение между полезной работой, им выполняемой, и суммар-
ными затратами на создание и эксплуатацию такого аппарата.
Однако такую широкую оценку вновь создаваемого летатель-
ного аппарата не всегда возможно осуществить. Поэтому наряду
с наиболее общими критериями, с точки зрения оценки проекта,
существуют также и частные.
К настоящему времени в практике работы конструкторских
бюро и организаций заказчика сложилась система понятий и
критериев, используемых для оценки эффективности рассматри-
ваемых проектов. Опубликован ряд работ, посвященных разра-
ботке и обоснованию методов оценки летательных аппаратов,
главным образом самолетов. Наиболее полно эти проблемы рас-
смотрены в работах В. М. Шейнина [20], А. А. Бадягина и
Е. А. Овруцкого [2], А. В. Гличева [6], С. А. Саркисяна и
Э. С. Минаева [18], а также в работах ряда других авторов.
Сравнение различных летательных аппаратов как по более
общим, так и по частным критериям еще не позволяет сделать
окончательный вывод о наивыгоднейшем летательном аппарате,
так как довольно часто этими критериями не оцениваются име-
ющие определенную потребительскую ценность для эксплуати-
рующих организаций и очень важные особенности данного лета-
тельного аппарата.
Нельзя, например, сравнивать по стоимости тонно-километ-
ра самолеты и вертолеты. Вертолет обладает очень важным для
потребителя качеством: возможностью вертикально взлетать,
выполнять целый ряд работ на режиме висения, и это делает
его незаменимым летательным аппаратом, несмотря на то, что
себестоимость тонно-километра у него выше, чем у самолета.
5

То же самое относится и к винтокрылам. Винтокрыл имеет
большую, чем вертолет, скорость полета и это может дать ему
важное преимущество перед вертолетом даже в том случае, ког-
да затраты на выполнение транспортных операций у него выше.
Далее, обычно используемые критерии не учитывают преимуще-
ства компоновочного характера или особенности схемы, напри-
мер удобство загрузки техники, или малые значения вибрации в
пилотской кабине у вертолета поперечной схемы.
Таким образом, выводы о применении тех или иных крите-
риев следует делать в отношении аппаратов, имеющих одинако-
вое назначение и применяющихся в сходных условиях.
Рассматривая основные из используемых в настоящее время
критериев или методов оценки, разделим их в зависимости от
общности на три уровня, подобно тому, как это сделано в работе
В. М. Шейнина и В. И. Козловского [19].
На первом уровне можно выделить критерии, определяющие
функциональную эффективность, затем производственную и, на-
конец, эксплуатационную эффективность.
Критерий функциональной эффективности характеризует, на-
сколько полно и на каком уровне технического (и в том числе
весового) совершенства данный аппарат выполняет свою основ-
ную задачу. Для транспортных и пассажирских машин рассмат-
ривают транспортную эффективность, для вертолетов-кланов
уместно рассматривать крановую эффективность и, наконец, для
сельскохозяйственных вертолетов будут свои критерии, характе-
ризующие эффективность их работы.
Критерии производственной эффективности оценивают, на-
сколько хорош проект с точки зрения технологичности конструк-
ции и условий, связанных с производством.
И, наконец, критерии эксплуатационной эффективности по-
зволяют оценить различные варианты проекта или различные
аппараты с точки зрения их эксплуатационных качеств.
Проблемам разработки критериев транспортной эффективно-
сти посвящены исследования ряда авторов. Подробный обзор
точек зрения по этому поводу приведен в упомянутых выше
работах. Следует подчеркнуть, что если критерии транспортной
эффективности можно считать достаточно глубоко и разносто-
ронне рассмотренными и разработанными, то критерии производ-
ственной и эксплуатационной эффективности в должной мере
еще не разработаны.
Ко второму, более высокому уровню относятся критерии, ко-
торые интегрально оценивают характеристики отдельного лета-
тельного аппарата, одновременно учитывая его функциональную,
производственную и эксплуатационную эффективность. Такую
всестороннюю оценку проекта представляется возможным осуще-
ствить, используя экономические методы.
Наиболее часто в практике в качестве таких критериев ис-
пользуют себестоимость тонно-километра для транспортных
6

машин, себестоимость обработки одного гектара для сельскохо-
зяйственных машин или себестоимость одного часа эксплуатации
для вертолетов-кранов.
Применительно к самолетам методы выполнения расчетов
себестоимости тонно-километра достаточно подробно разрабо-
таны и изложены у ряда авторов, например в работе А. А. Ба-
дягина и Е. А. Овруцкого [2].
К третьему, самому высокому уровню критериев относят ме-
тоды системной, обобщенной экономической оценки эффективно-
сти уже не отдельного самолета или вертолета, а всей совокуп-
ности машин данного типа, создаваемых для решения определен-
ных народнохозяйственных задач. Здесь уместно упомянуть
работу А. В. Гличева [6], где достаточно полно изложен систем-
ный подход к решению таких задач.
Проблемам выбора оптимальных вариантов систем летатель-
ных аппаратов на основе комплексной экономической оценки по-
священа также работа С. А. Саркисяна и Э. С. Минаева [18].
1.2.	ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
Задача определения технико-экономических характеристик
транспортного летательного аппарата с помощью лаконичной и
четкой формулы представляется весьма заманчивой. Поэтому
решению такой задачи уделялось много внимания у нас и за ру-
бежом. Довольно подробный анализ довоенных работ, содержа-
щих критерии технической и экономической оценки летательных
аппаратов (включая числа Эверлинга, критерии Грина, Ленуара
и других), приведен в работе Е. А. Овруцкого [15]. Весьма под-
робно эти же вопросы в свете сегодняшних представлений ис-
следуются в упомянутых выше работах В. М. Шейнина [20],
А. В. Гличева [6] и др.
Рассмотрение предложенных критериев позволяет выделить
три основных фактора, определяющих показатели функциональ-
ной эффективности самолета или вертолета. Во-первых, это про-
изводительность, т. е. величина, характеризующая объем полез-
ной работы, выполняемой рассматриваемым аппаратом в еди-
ницу времени. Во-вторых, это весовое совершенство летательно-
го аппарата, характеризуемое обычно соотношениями между
полетным весом, платной нагрузкой и весом конструкции. И, на-
конец, в-третьих, это экономичность аппарата с точки зрения
расходования топлива. Этот фактор зависит, с одной стороны, от
аэродинамического совершенства или качества, определяющего
потребную для полета мощность, и, с другой стороны, от эконо-
мичности силовой установки, которая характеризует расход топ-
лива, соответствующий потребной для полета мощности.
В предложенных разными авторами критериях транспортной
эффективности отражаются либо отдельные качества летатель-
7

ного аппарата, характеризуемые одним или совокупностью упо-
мянутых выше факторов.
Очевидно, что наиболее общим окажется такой критерий, ко-
торый позволит одновременно учесть все указанные выше основ-
ные факторы, определяющие транспортную эффективность само-
лета или вертолета.
Рассмотрим основные из используемых критериев.
1.2.1.	Весовая отдача
Понятие весовой отдачи очень широко используется в прак-
тике. Она определяется как частное от деления разности между
взлетным весом и весом пустого вертолета на взлетный вес вер-
толета, или как отношение веса полной нагрузки к взлетному
весу:
0=(0^-Gny„)/G^0„M/G„3.	(1.1)
Этот критерий часто применяется как для оценки совершенства
конкретного летательного аппарата, так и для сравнения между
собой нескольких летательных аппаратов. Действительно, будучи
простейшей с точки зрения вычислений величина весовой отдачи
довольно наглядно характеризует весовое совершенство конст-
рукции рассматриваемого самолета или вертолета. Естественно,
что при проектировании нового летательного аппарата конструк-
тор всегда стремится получить наибольшую весовую отдачу.
Кроме того, при рабочем проектировании конкретной машины,
основные параметры которой уже определены, задача получения
минимального веса конструкции становится одной из основных.
Здесь уместно заметить, что разница в 5% весовой отдачи меж
ду реально созданным вертолетом и его проектом при увели-
чении весовой отдачи дает первоклассный вертолет, а в случае
уменьшения — никуда не годный. Поэтому настойчивая работа,
даже борьба за получение минимального веса каждого элемента
конструкции всегда сопровождала создание любого летательно-
го аппарата.
Во многом весовая отдача будущей машины определяется
параметрами ее основных агрегатов, силовой установки и комп-
лекса оборудования. Поэтому при выборе параметров будущей
машины обязательно учитываются факторы, определяющие
характеристики этих систем.
Однако при оценке транспортных возможностей летательных
аппаратов могут быть допущены ошибки при использовании ве-
совой отдачи в качестве основного критерия оптимизации. На-
пример, два равных по весу вертолета, имеющих равные весо-
вые отдачи, но не одинаковые километровые расходы топлива
(из-за различия в величине аэродинамического качества или в
удельных расходах двигателей) будут неравноценными с точки
зрения их транспортных возможностей.
8

Вследствие этого весовая отдача, являясь безусловным пара-
метром, характеризующим весовое совершенство конструкций,
не может использоваться в процессе предварительного проекти-
рования как обобщающий критерий транспортной эффективно-
сти разрабатываемой машины.
1.2.2.	Производительность
Если требуется произвести крупную транспортную операцию,
для выполнения которой необходимо совершить множество по-
летов, то для определения сроков выполнения этой операции и
потребного числа вертолетов необходимо знать работу, выпол-
няемую одним вертолетом в единицу времени, т. е. производитель-
ность вертолета.
Производительность транспортного вертолета оценивается по
произведенной им работе, определяемой как
А = 2 °гР«ли Л = (ап,)1р££,
(1-2)
где Grpi — груз, перевезенный в z-м рейсе; —дальность
«-го рейса; Lt—суммарная дальность всех рейсов; (6гр)Ср —
среднее значение перевозимого груза.
Исходя из основного назначения транспортных летательных
аппаратов можно оценивать их по средней производительности,
т. е. по выполненной работе в единицу времени:
пср=-А_,	(1.3)
v 1 и
где TSk—суммарное календарное время, затраченное на вы-
полнение работы А.
Суммарное календарное время выполнения операции склады-
вается из полетного времени , времени, затрачиваемого на
погрузку и выгрузку Тп. в. времени, необходимого для выполне-
ния технического обслуживания Тт. 0, времени простоев 7пр. свя-
занных с ограничением по медицинским нормам летного времени
летно-подъемного состава, погодными условиями, четкостью
снабжения горюче-смазочными материалами и, наконец, устра-
нением обнаружившихся неисправностей:
Tt^Tt+Ta.t+Tr.o-\-Taf.	(1-4)
Очевидно, что время простоев характеризует организацион-
ный уровень выполнения работ в эксплуатирующей организации,
а также отражает степень надежности и безотказности лета-
тельного аппарата.
Время, затрачиваемое на техническое обслуживание, опреде-
ляет эксплуатационные качества вертолета или самолета и по-
этому будет рассмотрено в разд. 1.4. Здесь же подробно иссле-
9

дуем полетную производительность, определяемую полетным
временем Tt. Помимо того, что полетная производительность
является важнейшим слагаемым общей производительности, за-
висящим от летно-технических и весовых характеристик лета-
тельного аппарата, она также характеризует суммарные транс-
портные возможности данного летательного аппарата, поскольку
срок службы всех агрегатов, двигателей и самого летательного
аппарата исчисляется в часах полетного времени.
Обычно полетная производительность определяется как
Пч,=^2^ =«?,),, V,,	(1.5)
' г
где Vp — скорость по расписанию, т. е. скорость, вычисленная с
учетом потерь времени, затраченного на маневрирование до взле-
та и после посадки, а также с учетом затрат времени, необходи-
мого па набор высоты и снижение.
В связи с тем, что подавляющее большинство авторов рас-
сматривают только полетную производительность, будем для со-
хранения сложившейся терминологии под понятием производи-
тельность понимать полетную производительность.
Можно ввести понятие максимальной производительности
рассматриваемого летательного аппарата. Эта величина являет-
ся весьма важным критерием его транспортного совершенства.
Очевидно, что для вычисления максимальной производительно-
сти необходимо величину максимального груза, перевозимого на
заданную дальность, умножить на скорость по расписанию:
П=(7пУр.	.	(1.6)
Обычно скорость по расписанию связывается с крейсерской
скоростью через коэффициент fev(Vp=61)VKpeec). что позволяет
записать производительность в следующей форме:
n=A,Grj>VKpe;t.	(1.7)
Следует отметить, что при решении проблем конкретного
проектирования, когда конструктор имеет задание с определен-
ными значениями крейсерской скорости и величины перевозимо-
го груза на заданную дальность, производительность не может
быть критерием оптимизации, так как все сравниваемые вариан-
ты, удовлетворяющие заданным условиям, будут иметь практи-
чески одинаковую производительность.
Указанное затруднение можно преодолеть, если рассматри-
вать удельную производительность, т. е. отношение производи-
тельности к весу пустого снаряженного аппарата,
П„.с=АоОгрРЛкрсйс/О'„.<.,	(1-8)
где Gn. с — вес пустого снаряженного аппарата.
10

Удельную производительность можно также определить, от-
нося производительность к взлетному весу (критерий Ровэ [31]):
(1.9)
Таким образом, можно получить критерий, позволяющий про-
извести оценку проекта с точки зрения его весового совершен-
ства с учетом производительности. Это уже более обобщенный
критерий, чем весовая отдача или производительность. Однако
степень аэродинамического совершенства и экономичность дви-
гательной установки в явном виде в этом критерии не отраже-
ны; эти факторы проявляются через влияние дальности полета,
для которой определяется производительность, на величину мак-
симального перевозимого груза.
1.2.3.	Критерий М. Л. Миля
Определению экономичности транспортного вертолета с точ-
ки зрения расхода топлива посвящен раздел работы М. Л. Миля
(11]. Рассматривая два аппарата с одинаковой производительно-
стью, автор предлагает использовать в качестве критерия вели-
чину La. у, равную условной эквивалентной дальности, которую
может пролететь рассматриваемый летательный аппарат, если
вся полезная нагрузка в нем будет заменена топливом:
^.y=G„.uVK^. 10’/GT.,=On3l- lOty, (I- Ю)
где Gn. н — полная нагрузка, равная сумме весов груза и топли-
ва в тс; GT. ч — часовой расход топлива в кге/ч; q — километро-
вый расход топлива в кге/км.
Этот критерий учитывает весовое и аэродинамическое совер-
шенство рассматриваемых аппаратов, а также степень совер-
шенства двигательной установки. Однако в связи с тем, что при-
менить его можно только в том случае, когда рассматривается
предельная дальность, в таком виде практическое использование
предложенного критерия оказалось затруднительным.
Действительно, из двух вертолетов (рис. 1. 1) с одинаковым
значением £э.у=1800 км на меньших дальностях один из них
(вертолет № 2) перевозит гораздо меньшие грузы, однако в си-
лу высокого аэродинамического качества и хороших характери-
стик двигателя по расходу топлива имеет высокое значение Ц. у.
Для того чтобы преодолеть этот недостаток, М. Л. Миль ввел
еще один критерий — величину С/., показывающую, сколько топ-
лива необходимо затратить для выполнения транспортной рабо-
ты в 1 тонно-километр:
(1.11)
CffpL-
где GTonjl — потребный для полета на дальность L в км запас
топлива; ДС£вис — затраты топлива на режиме висения.
11

В таком виде критерий позволяет определить эффективность
расходования топлива на транспортировку груза при любой даль-
ности, но перестает отражать весовое совершенство летательного
аппарата, что также ограничивает область применения этого
критерия. Однако когда обеспечение топливом связано с больши-
Рис. 1. 1. Зависимость величины перевози-
мого груза от дальности для двух вертоле-
тов, имеющих одинаковый критерий I.»
ми трудностями, на-
пример при работе
в отдаленных, трудно-
доступных районах
страны, этот критерий
приобретает очень боль-
шое значение. Это ви-
дел и М. Л. Миль, ко-
торый, считая эффек-
тивность расхода топ-
лива важнейшим пара-
метром, писал, что
этот критерий учиты-
вает не только эконо-
мику, но и вполне
реальное и весомое
в военных условиях
требование обеспечения транспортных средств топливом [11].
Таким образом, характеризуя весьма важное в некоторых ус-
ловиях (например, в условиях энергетического кризиса 1973—
1975 гг. на Западе) качество вертолетов, критерий CL не в пол-
ной мере отражает весовое совершенство, а критерий La.y—
величину перевозимого груза, и с этой точки зрения их не пред-
ставляется удобным применять в общем случае для оптимиза-
ции параметров транспортных вертолетов.
1.2.4,	Весовая отдача по полезной нагрузке, перевозимой
на заданную дальность
Весьма часто при исследовании влияния отдельных парамет-
ров на основные летно-технические характеристики летательного
аппарата рассматривают, как при постоянном взлетном весе
меняется величина полезного груза при неизменной дальности
или дальность при постоянном грузе.
Основное удобство такого подхода заключается в том, что
результат исследования позволяет наглядно определить значе-
ния основных параметров, при которых рассматриваемый груз
может быть перевезен на заданную дальность. Действительно,
задание на транспортный вертолет обычно содержит требование
обеспечить перевозку груза на определенную дальность. Поэто-
му, если в исследовании при фиксированной и равной заданной
дальности выделить те значения переменных, при которых вели-
чина полезного груза равна или больше заданной, то можно
12

получить область значений переменных параметров, при кото-
рых выполняется задание.
Для того чтобы полученный таким образом результат рас-
пространить на близлежащие значения взлетного веса, можно
перейти к величине весовой отдачи по полезной нагрузке при
фиксированной дальности:
Величину СпОЛ можно также рассматривать как критерий,
характеризующий весовое совершенство проектируемого ле-
тательного аппарата и экономичность аппарата с точки зрения
расходования топлива. Недостатком такого критерия является
то, что он не учитывает производительность.
Действительно, летательные аппараты с равными нагрузка-
ми и дальностью полета, но отличающиеся между собой крей-
серской скоростью, будут иметь разные значения производитель-
ности при одинаковых величинах весовой отдачи по полезному
грузу, перевозимому на одинаковую дальность.
1.2.5.	Критерий В. М. Шейнина
Для преодоления указанных выше недостатков отдельных
критериев В. М. Шейнин предложил воспользоваться зависимо-
стью основных факторов, на которые не оказывают влияния ус-
ловия эксплуатации и которые входят в сферу деятельности кон-
структора-самолетчика. Предложенный им критерий транспорт-
ной эффективности тем больше, чем большая величина работы
(GppL в тонно-километрах) при полете с наивыгоднейшей крей-
серской скоростью, минимальном расходе топлива и минималь-
ном весе пустого снаряженного самолета [20]:
или
(1.12)
L ^Гр^^крсйс
тр.»ф— «о G а
,	_ , ОгрИкреПс

Последнее выражение можно, используя формулу (1.8). за-
писать в такой форме:
=	(1.13)
Таким образом, критерий транспортной эффективности
В. М. Шейнина равен удельной (по весу пустого снаряженного
самолета) производительности, деленной на километровый рас-
ход.
Этот критерий учитывает все необходимые факторы, упоми-
навшиеся ранее: весовое и аэродинамическое совершенство,
а также экономичность двигателей. Однако область применения
13

этого критерия ограничивается тем, что eio можно использовать
только при сравнении машин с одинаковым полетным весом.
Действительно, при сравнении разных по весу машин этот
критерий не может быть применен, так как с увеличением веса
летательного аппарата при
неизменных аэродинамиче-
ском качестве и расходных
характеристиках двигате-
лей километровый расход
увеличивается и, следова-
тельно, величина Gp-эф будет
уменьшаться (рис. 1.2).
Рис 1.2. Значения параметра транспорт-
ной эффективности для самолетов раз-
личного тоннажа при эксплуатации их на
рейсах протяженностью 1500 км [201
1.2.6.	Критерий для оценки
эффективности транспортных
и пассажирских вертолетов
Ранее уже были названы
основные факторы, которые
должны учитываться крите-
рием транспортной эффек-
тивности. С учетом этих фак-
торов требования к такому
обобщенному критерию мо-
гут быть сформулированы
следующим образом. Необ-
ходимо среди рассматривае-
мых и выполняющих зада-
ние вариантов проектируемого транспортного цли пассажир-
ского вертолета выбрать один, имеющий наибольшую произво-
дительность, лучшее весовое совершенство и наименьший расход
топлива.
В качестве величины, характеризующей при работе на задан-
ную дальность производительность и весовое совершенство, сле-
дует выбрать относительную производительность, определяемую
по формуле (1.9) и равную отношению произведения величины
платной нагрузки на скорость по расписанию к взлетному весу.
Величина взлетного веса определяет размерность всего лета-
тельного аппарата и основных его агрегатов. Поэтому отнесен-
ная к взлетному весу производительность является объективным
и независящим от полетного веса критерием, характеризующим
приходящуюся на единицу веса производительность транспорт-
ного или пассажирского вертолета.
Для оценки и сравнения проектируемых вертолетов с точки
зрения расхода топлива используем величину относительного
километрового расхода топлива, равного отношению километро-
вого расхода к полетному весу.
14

Можно показать, что километровый расход топлива пропор-
ционален взлетному весу, потерям мощности, удельному (по
мощности) расходу топлива двигателями и обратно пропорцио-
нален качеству:
(1.14)
7 Л„ке 0,27
где бмл — взлетный вес в тс; K=Y/X (У=бВЗл) — качество ле-
тательного аппарата; £ — коэффициент, учитывающий использо-
вание мощности и КПД движителя; сецр — удельный расход топ-
лива на крейсерском режиме в кгс/(л.с.-ч); q — километровый
расход топлива в кге/км.
С другой стороны, километровый расход топлива может быть
определен, как
<?=GT0„/L,	(1.15)
где Стоил —запас топлива в кге; L — соответствующая этому
запасу топлива дальность полета в км.
Отнесенный к полетному весу километровый расход харак-
теризует аэродинамическое качество, удельный расход топлива
и потери мощности двигателя, присущие схеме рассматриваемо-
го аппарата:
q=-S- = -2^-,	(1.16)
Овзл 0,27Л„Ке
или	4=°™*.,	(1.17)
^взд£
Если теперь разделить удельную производительность на
удельный расход топлива, то можно получить критерий для оцен-
ки транспортной эффективности вертолетов с учетом трех указан-
ных выше факторов. Назовем этот критерий приведенной произ-
водительностью:
П = П/д.	(1.18)
Физический смысл предлагаемого критерия заключается в сле-
дующем. Он показывает, какая производительность в тс-км/ч
будет у условного вертолета, имеющего с рассматриваемым оди-
наковые крейсерскую скорость, весовое совершенство, удельные
расходы топлива двигателей и аэродинамическое качество, но от-
личающегося по взлетному весу, причем взлетный вес условного
вертолета должен быть таким, при котором километровый рас-
ход топлива составит 1 кге/км.
При исследовании параметров различных вертолетов или при
сравнении их с использованием приведенной производительно-
сти все сравниваемые варианты приводятся за счет изменения
полетного веса к одним и тем же условиям сравнения — к одина-
ковому километровому расходу. Получающаяся в результате та-
15

кого приведения производительность и является величиной, опре-
деляющей степень совершенства рассматриваемых летательных
аппаратов.
Приведенная производительность вертолета со взлетным ве-
сом Оюл, перевозящего груз Grp на дальность L со скоростью
Vv=kvУррейс, имеющего аэродинамическое качество К, коэффи-
циент потерь и КПД движителя £, удельный расход топлива
Рис. 1.3. Зависимость приведенной
производительности П от дальности
полета для вертолета Ми-6
Годы создание
Рис. 1.4. Значения приведенной
производительности П серийных
отечественных вертолетов
секр и запас топлива 0ТОПл может быть представлена в следую-
щей форме:
или
^гр^крейс® >27А 5
~	GrpVKpefici
П = яо—-----------
^тоид
(1-19)
(1.20)
Выражение (1. 19) удобно для подсчета значений приведенной
производительности уже созданных или спроектированных вер-
толетов, тогда как выражение (1.20) более удобно для оценки
влияния на П отдельных входящих в него параметров, изменяе-
мых при проектировании.
На рис. 1.3 в качестве примера показана зависимость при-
веденной производительности от дальности полета для вертоле-
та Ми-6. Можно видеть, что при оптимальной дальности Loni
кривая П по L имеет максимум. При дальностях, меньших
Loot, несмотря на увеличение полезной нагрузки, уменьшение
скорости по расписанию приводит к снижению производитель-
ности. При дальностях, больших £Опт. снижение производитель-
ности обусловлено уменьшением величины полезной нагрузки.
16

Ряд значений приведенной производительности для серийных
отечественных вертолетов в зависимости от года их создания
представлен на рис. 1.4, на котором видно, что каждый новый
вертолет помимо того, что он соответствовал требованиям по
грузоподъемности, обеспечивал еще и более высокую приведен-
ную производительность.
Из рассмотренного выше следует, что приведенная произво-
дительность может быть использована в качестве критерия, оце-
нивающего производительность рассматриваемого вертолета и
весовое совершенство его конструкции с учетом экономичности
расходования топлива. Этот критерий можно применять при рас-
смотрении различных вариантов проектируемого транспортного
вертолета, при оценке выбранного варианта и при сравнении
транспортных или пассажирских вертолетов разных весовых
категорий.
1.2.7.	Критерий для оценки эффективности работы
вертолета-крана
Прежде чем перейти к рассмотрению метода оценки эффек-
тивности работы вертолета-крана, отметим, что такой вертолет
может использоваться на различных по характеру работах.
Часто при выполнении монтажных операций основным или
занимающим большую часть времени режимом работы является
висение с грузом. Примером такой работы может служить мон-
таж скруберов, выполненный вертолетом Ми-10К (рис. 1.5).
Кроме того, вертолеты-краны находят широкое применение
при транспортировке крупногабаритных грузов, не помещающих-
ся внутри фюзеляжа транспортного вертолета. Известный при-
мер этому — транспортировка крыльев сверхзвукового пасса-
жирского лайнера Ту-144 вертолетом Ми-10 (рис. 1.6). Очевид-
но, что работы по транспортировке грузов, по характеру и эле-
ментам их выполнения не отличаются от транспортных операций
и поэтому эффективность применения вертолета-крана на таких
работах может быть оценена величиной приведенной производи-
тельности транспортных вертолетов, определенной по выраже-
нию (1. 19) или (1. 20).
Здесь будем рассматривать только такие виды работ верто-
лета-крана, которые выполняются главным образом на режиме
висения.
При определении грузоподъемности вертолета-крана необхо-
димо учитывать ряд особенностей, связанных с условиями вы-
полнения монтажных работ. Таких основных условий два: обес-
печение требуемой продолжительности висения для выполнения
заданной работы и обеспечение безопасности работ в случае от-
каза одного двигателя.
Исходя из первого условия определяется возможный полет-
ный вес в зависимости от режима работы двигателей. При работе
17

двигателей на взлетном режиме, если по длительности необхо-
димый цикл монтажных работ укладывается во время, разре-
шенное для непрерывной работы на взлетной мощности, опре-
деляется максимальный полетный вес. Если же время, потребное
для выполнения монтажных работ, оказывается больше, то
Рис 1.5. Монтаж скруберов вертолетом Ми-ЮК
полетный вес и полезную нагрузку определяют по тяге, соответ-
ствующей работе двигателей на более низком режиме, напри-
мер на номинальном. Очевидно, что во втором случае и взлетный
вес, и вес поднимаемого груза будут меньше, чем при использо-
вании взлетной мощности.
Еще большее снижение полетного веса и соответственно под-
нимаемого груза может произойти в случае, когда по условиям
обеспечения безопасности при монтажных работах невозможно
разрешить пилоту произвести аварийный сброс груза в случае
отказа одного из двигателей. Такая ситуация может возникнуть
при работах, выполняемых на действующих объектах, или когда
под грузом находятся люди. Полетный вес и полезная нацэузка
18

в этом случае определяются из условия работы оставшегося дви-
гателя (или двигателей) на максимально возможном режиме,
часто называемом чрезвычайным. Эти условия настолько труд-
новыполнимы, что на вертолете, не спроектированном специаль-
но (без большого резервирования мощности), может оказаться,
что полезная нагрузка близка к нулю.
Таким образом, исходя из условий выполнения работы верто-
летом-краном, возможны три величины полетного веса и соответ-
ственно полезного груза.
Рис 1. 6. Транспортировка крыльев сверхзвукового пассажирского
лайнера Ту-144 вертолетом Ми-10
Во-первых, это груз, который может быть поднят при исполь-
зовании взлетной мощности установленных двигателей. Соответ-
ствующий этим условиям груз получается наибольшим. Во-вто-
рых, это груз, поднимаемый при использовании номинального
режима работы двигателей. В этом случае груз получается мень-
шим, чем в первом. И, наконец, в-третьих, груз, который вертолет
сможет удерживать в случае отказа одного из двигателей. В этом
случае по сравнению с двумя предыдущими получается еще
меньший груз. Учитывая эти обстоятельства, рассматривая рабо-
ту вертолета-крана, мы будем иметь в виду такой взлетный вес
и такую величину нагрузки, какие соответствуют рассматривае-
мым условиям работы.
Величиной, характеризующей полезную работу вертолета-
крана, следует считать величину груза, который может быть
поднят, перемещен и установлен в течение определенного вре-
мени.
Как известно, произведение силы на время ее действия назы-
вают импульсом силы. Для выполнения некоторой монтажной
19

работы, при которой необходимо установить jV грузов весом
6гр( и затратить на установку каждого груза время Т{, потре-
буется суммарный импульс
(1-21)
/-1
Этот суммарный импульс и будем считать величиной, характе-
ризующей полезную работу вертолета-крана.
Средняя производительность вертолета-крана или вертолетов-
кранов, выполняющих эту работу, может быть определена как
отношение суммарного импульса ко времени 7:, затраченному
на всю операцию:
П|с,.ср~ /tfTt— С7г[),Т,/Гд.	(1. 22)
i
Когда рассматривается разовая работа одного вертолета,
производительность можно определить как
(1.23)
* П.Ы
Здесь коэффициент А:т учитывает разницу между временем
Т'монг, затраченным собственно на монтаж, и временем полета
Гпол, включающим в себя также затраты времени на маневри-
рование до взлета и после посадки, а также время, необходимое
для подлета к месту работы и возвращения обратно.
Относительная производительность вертолета-крана может
быть определена как отношение производительности к взлетно-
му весу:
(1.24)
GB3.I
В работе [17J В. П. Петручик предлагает в качестве критерия
оптимизации параметров вертолета-крана принять его весовую
отдачу. Как можно видеть из выражения (1.24), такой подход
близок к тому, что в качестве критерия принимается относитель-
ная производительность, однако без учета потерь времени 7ПО..,
и без учета необходимого для выполнения операции запаса топ-
лива. Между тем вес топлива при выполнении крановых опера-
ций может составлять от 15 до 40% от веса перевозимого груза,
и поэтому его необходимо учитывать.
Как и при выполнении вертолетом транспортных работ,
удельная производительность вертолетов-кранов может быть ис-
пользована в качестве критерия для оптимизации. Однако в этом
случае экономичность расходования топлива двигательной уста-
новкой окажется выраженной косвенно через уменьшение вели-
чины нагрузки при увеличении времени работы
20

Для того чтобы получить критерий, аналогичный приведенной
производительности транспортного вертолета, необходимо найти
зависимость между часовым расходом топлива и взлетным ве-
сом, с тем чтобы разделить относительную производительность
на относительный часовой расход топлива, не зависящий от по-
летного веса.
Используя известную формулу Вельнера, можно получить
следующую зависимость между мощностью и весом на режиме
висения:
дг=_. V?—,Gwt	(1.25)
37,5^ 1 Д
откуда часовой расход топлива можно представить в следую-
щей форме:
Относительный часовой расход (размерность его 1/ч)
1Р-се.	(1.26)
37,> Д
Здесь Р—нагрузка на ометаемую несущим винтом (или не-
сущими винтами) площадь в кгс/м2; т|о — относительный КПД
несущего винта (или несущих винтов); £— коэффициент исполь-
зования мощности; се — удельный расход топлива в кгс/(л.с.«ч);
А — относительная плотность воздуха.
Теперь можно записать выражение для приведенной произво-
дительности вертолета-крана:
(1 27)
р Зтл Ст.н/С-эл’
Используя выражение (1.26) для (7Т.Ч, можно приведенную
производительность вертолета-крана представить еще и в следу-
ющей форме:
Пкр=37,5^г-Д^=-
Се V Р
(1.28)
Когда конкретные условия работы вертолета-крана неизве-
стны, на основании накопленных статистических данных можно
принимать /ет = 0.5. Тогда
П„-18,754^2..
Ct 1 Р
(1.29)
21

Приведенная производительность вертолета-крана тем вы-
ше, чем больше величина относительного полезного груза, им
поднимаемого, чем выше коэф-
фициент полезного действия не-
Годы создания
Рис. 1.7. Значения приведенной про-
изводительности при крановых рабо-
тах для отечественных вертолетов в
зависимости от года их создания
сущего винта и чем меньше по-
терн мощности, удельные рас-
ходы топлива и нагрузка на
«метаемую винтом или вин-
тами площадь.
При использовании внеш-
ней подвески обычные транс-
портные вертолеты могут при-
меняться в качестве вертоле-
тов-кранов. На рис. 1.7 пред-
ставлены результаты подсчета
приведенной производительно-
сти тех же самых вертолетов,
что и на рис. 1.4, в зависимо-
сти от года их создания. Ра-
счет был выполнен для следую-
щих условий: висение с грузом
на взлетной мощности, продолжительность висения с грузом
10 мин, продолжительность полета без груза 10 мин, дополни-
тельный запас топлива на 20 мин висения.
1.2.8. Критерий для оценки эффективности работы вертолетов,
используемых на сельскохозяйственных работах
Использование вертолетов в сельском хозяйстве нашей стра-
ны неуклонно расширяется. Если вначале применение вертолетов
ограничивалось только обработкой виноградников и садов, то в
последнее время вертолеты стали широко применяться для обра-
ботки полей гербицидами и для подкормки озимых. Внесение
удобрений в оптимальные с точки зрения агротехники сроки, т. е.
в весеннюю распутицу, когда в почве много влаги и когда ис-
пользование наземной техники невозможно, позволяет получить
значительное увеличение урожая.
Практика вертолетостроения в нашей стране и за рубежом
показывает, что серьезной необходимости для создания специа-
лизированного сельскохозяйственного вертолета до настоящего
времени не возникало. Для этой цели используются универсаль-
ные транспортные машины, которые путем установки дополни-
тельного навесного сельскохозяйственного оборудования приспо-
сабливаются для выполнения сельскохозяйственных работ. Та-
кой путь не позволяет иметь наиболее оптимальный для данного
типа работ вертолет и в этом, возможно, содержится определен-
ный недостаток установившейся практики.
22

Однако, с другой стороны, такой метод имеет и свои преиму-
щества, связанные, во-первых, с тем, что сельскохозяйственные
работы выполняются сезонно, и, следовательно, специализиро-
ванный вертолет будет обречен на большие простои с соответ-
ствующими проблемами: чем занять экипажи на время простоев,
каким образом использовать достаточно высокий ресурс агрега-
тов, достигнутый сейчас в вертолетной технике, учитывая сущест-
вующие ограничения по календарному сроку службы.
Применение универсального вертолета позволяет использо-
вать его в перерывах между сельскохозяйственными работами
для связи, транспортных и других работ. Кроме того, универсаль-
ный вертолет всегда выпускается ббльшей серией, чем специали-
зированный сельскохозяйственный, и, следовательно, дешевле в
серийном производстве, что тоже очень важно, так как себестои-
мость обработки одного гектара в значительной мере определяет
целесообразность применения вертолета для сельскохозяйствен-
ных работ.
Дальнейшие рассуждения относятся в равной мере к переобо-
рудованным или специализированным сельскохозяйственным
вертолетам.
При проведении сельскохозяйственных работ очень важно
выполнить необходимый объем обработки в сжатые календарные
сроки и в то время, когда этого требует агротехника. Поэтому
очень важно, чтобы затраты времени, связанные с техническим
обслуживанием вертолета, подготовкой к полетам, а также регла-
ментные работы занимали минимум времени, по крайней мере,
на период выполнения срочных работ.
Исходя из этих соображений, в качестве основного критерия
эффективности работы сельскохозяйственного вертолета следует
принять его абсолютную производительность, а в качестве вспо-
могательного— относительную производительность.
Под абсолютной производительностью сельскохозяйственного
вертолета понимают площадь в гектарах, обрабатываемую верто-
летом в час. Относительная производительность определяется
как частное от деления абсолютной производительности на взлет-
ный вес вертолета.
В дальнейшем при определении производительности мы будем
рассматривать время, связанное с выполнением следующих четы-
рех основных видов операций, определяющих цикл работы сель-
скохозяйственного вертолета.
Во-первых, это время Гь затрачиваемое на процесс опыли-
вания или опрыскивания, т. е. работы по внесению химических
веществ на поля. Время, затраченное на этот процесс, является
полезным, так как расходуется на осуществление необходимой
с точки зрения назначения вертолета работы.
Во-вторых, это время Т2, затрачиваемое вертолетом на разво-
роты после прохода обрабатываемой полосы. Как правило, об-
23

работка полей ведется параллельными, следующими последова-
тельно одна за другой полосами.
В-третьих, это время 73, необходимое для взлета, разгона и
перелета вертолета от пункта заправки до обрабатываемого по-
ля, а также для возвращения, торможения и посадки.
И, в-четвертых, это время 7\, потребное для заправки верто-
лета химикатами.
Здесь мы не указали времени, затрачиваемого на заправку
топливом, считая, что заправка топливом производится при не-
работающих двигателях, т. е. без затрат ресурса, тогда как за-
правка химикатами ведется без остановки двигателей.
Исходя из сказанного выше производительность сельскохо-
зяйственного вертолета может быть определена как отношение
обработанной вертолетом площади ко времени, затраченному на
эту обработку:
ПСЛ=5/Т=5/(Т1+Г1+ +	(1.30)
где S — площадь, обработанная вертолетом, полностью израс-
ходовавшим заправленные химикаты, в га; Т — время, затрачен-
ное на заправку вертолета химикатами, взлет и перелет к обра-
батываемому полю, обработку поля и возвращение для следу-
ющей заправки, в ч; Пс. х — производительность сельскохозяйст-
венного вертолета в га/ч.
Площадь S может быть представлена как отношение загруз-
ки вертолета Gx в тс к норме внесения химикатов Н в тс/га;
S=GX/H.	(1.31)
Проходя над полем, вертолет обрабатывает полосу длиной
Lt, обычно называемую гоном. Суммарная длина полос LT, об-
рабатываемых вертолетом за одну заправку,
(1.32)
где Lt — суммарная длина в км; В — ширина обрабатываемой
полосы, или ширина захвата в м.
Очевидно, что количество проходов над полем за одну за-
правку
n=Lt'Lr.	(1.33)
Имея приведенные выше соотношения, можно получить вы-
ражения для составляющих времени работы Т.
Время 1 \ в ч, затрачиваемое на внесение химикатов, можно
выразить в следующей форме:
Л = Lt'V -= \0SfV3 = 10G/V Н5.	(1.34)
Отсюда следует на первый взгляд неожиданный вывод о том,
что производительность сельскохозяйственного вертолета, вы-
численная только по времени Т}, не зависит от загрузки химика-
24

тами G, и от нормы Н. Действительно, если подставить в выра-
жение (1.30) Т1 и принять Т"2= Гз = Т4«0, то получается
Пс.х, = 0,11/5.	(1.35)
Определяя 72— время, затрачиваемое на разворот, будем
считать, что, пройдя полосу, вертолет, не снижая скорости, вы-
полняет разворот с креном в 45°, т. е. имея перегрузку л=1,41.
При этом центростремительная сила равна весу и время полно-
го разворота составит в ч:
Tt = —----1—1/ — =
3,6	3600 9 LT
=0,494 10-’—=0,494-10-»-^.	(1.36)
B£r	HBZ.r	'
Время, затрачиваемое на перелет от места заправки до поля
и обратно, можно определить, как
Г3=2£„/Ия,	(1.37)
где £и — расстояние в км от места заправки до поля; У„ — сред-
няя скорость перелета, определяемая с учетом потерь времени
на висение, разгон и торможение, в км/ч.
Для упрощения будем считать V/’n=-^- V.
Наконец, время, затрачиваемое на загрузку химикатов, оп-
ределяется количеством загружаемых веществ и производитель-
ностью загрузочных механизмов:
г4=ох/п:
(1.38)
где П3 — производительность загрузчиков в тс/ч.
Подставляя выражения (1.34), (1.36), (1.37) и (1.38) в
(1.30) и производя несложные преобразования, получим выра-
жение для производительности сельскохозяйственного верто-
лета
псх=-----------------!-------------
CJt 10	_ V »4£„Н Н
— + 0,49.(10-.—- +------
(1.39)
1ZGX П3
Относительная производительность сельскохозяйственного
вертолета получится как отношение Пс. х к взлетному весу Овзл:
П„=ПСЛХ?ЯМ.	(1.40) •
Формула (1.39) позволяет оценить влияние отдельных вхо-
дящих в нее величин на производительность. Увеличение скоро-
сти полета V приводит к уменьшению времени, затрачиваемого
на рассев химикатов и на перелет от пункта заправки до поля,
в связи с чем производительность растет. Но, с другой стороны,
25

увеличение скорости полета увеличивает время, затрачиваемое
на развороты, из-за чего производительность снижается. Как
показывают расчеты, оптимальная с точки зрения производитель-
ности скорость получается больше, чем обычные скорости вер-
0	4	8 П 1ббВ}п,тс О 4	8	12	16 6взп.тс
6) .	г)
Рис. 1.8. Зависимость абсолютной и относительной производи
тельности сельскохозяйственного вертолета от взлетного веса
толетов, и поэтому увеличение скорости увеличивает производи-
тельность.
Далее, чем больше ширина захвата В, тем выше производи-
тельность. Производительность растет при увеличении длины
гона Lr, увеличении веса загружаемых химикатов Gx и при ро-
сте производительности Пд наземных загрузчиков.
26

Уменьшается производительность при увеличении нормы рас-
хода химикатов Н и расстояния от площади загрузки до поля I а.
Результаты расчетов, выполненных по выражениям (1.39) и
(1.40), приведены на рис. 1.8. В расчетах взлетный вес верто-
летов менялся от 1 до 20 тс. Было принято, что длина гона Lr=
= 1 км, дальность подлета 3 км, норма внесения удобрений
0,3 тс/ra. Скорость принималась равной 120, 130, 150, 170 и
200 км/ч соответственно для весов 1, 2, 6, 12, 20 тс. На рис. 1. 8, а
показана производительность сельскохозяйственного вертолета
Пс.х, вычисленная по формуле (1.39) для указанных выше ве-
сов и скоростей для трех значений ширины захвата В=20, 30,
40 м при условии, что производительность загрузчика П3=
= 50 тс/ч, а на рис. 1.8,6 — относительная производительность
для В=40 м. На графике видно, что при возрастании абсолют-
ной производительности вертолета относительная производитель-
ность имеет максимум при взлетном весе, равном примерно 4 тс.
Если предположить, что с увеличением взлетного веса растет
ширина захвата и производительность наземного загрузчика уве-
личиваются настолько, что указанным выше весам соответствуют
значения В= 14, 16, 25, 40 и 59 м и Пзагр=25, 50, 150, 300 н
500 тс/ч, то абсолютная производительность сельскохозяйствен-
ного вертолета с увеличением бвзл возрастает, как это показано
на рис. 1.8, в. Относительная производительность Псх в этом
случае (рис. 1.8, г) также возрастает с увеличением взлетного
веса, однако при превышении взлетного веса в 4 тс темп роста
ее резко снижается.
1.3.	ПРОИЗВОДСТВЕННАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
Понятие технологичность конструкции какого-либо изделия
включает в себя как составную часть производственную эффек-
тивность этого изделия.
ГОСТ 18831—73 определяет технологичность конструкции
изделия как совокупность свойств конструкции изделия, прояв-
ляемых в возможности оптимальных затрат труда, средств, ма-
териалов и времени при технической подготовке производства,
изготовлении, эксплуатации и ремонте по сравнению с соответ
ствующими показателями однотипных конструкций. В это опре-
деление вошли качества, характеризующие производственную
эффективность проекта (при подготовке производства и изготов-
лении) и эксплуатационную эффективность (при эксплуатации
и ремонте).
При рассмотрении производственной эффективности конкрет-
ного проекта необходимо в общем случае оценить его трудоем-
кость, капиталоемкость, материалоемкость, а также затраты вре-
мени на подготовку производства и производственный цикл. На
стадии эскизного проекта основное внимание следует уделить
27

вопросам снижения трудоемкости и увеличения планируемого
коэффициента использования материалов.
Каждый из названных факторов в отдельности широко ис-
пользуется в практике и хорошо известен. Основная сложность
использования указанных величин на стадии предварительного
проектирования или рабочей разработки вариантов заключает-
ся в том, что в этот момент еще не полностью известны все необ-
ходимые подробности и мелкие детали, которые необходимы для
конкретных вычислений.
Очевидно, что, если бы удалось разработать упрощенные ко-
личественные критерии для оценки проекта, то можно было бы
получить даже на ранних стадиях проектирования достаточно
определенный способ выбора оптимального варианта из числа
возможных.
1.3.1.	Приближенный метод определения трудоемкости
В процессе проектирования летательного аппарата конструк-
тору постоянно приходится разрешать противоречия между тре-
бованиями получить минимальный вес и обеспечить приемлемую
трудоемкость в серийном производстве и в эксплуатации. При
анализе различных вариантов конструкции какого-либо узла или
агрегата важно сравнить их с точки зрения трудоемкости изго-
товления.
Будем считать, что искомая приблизительная условная тру-
доемкость Ту какого-либо агрегата вертолета может быть вы-
числена по формуле
я-ЛГ 4
Ty=v АуМ G„,	(1.41)
л-1
где — количество деталей данного агрегата; п — номер дета-
ли; kn — коэффициент сложности данной детали; тп — количе-
ство необходимых видов обработки (токарная, фрезерная и
т. д.) данной детали; Gn — вес детали.
Из всех входящих в выражение (1.41) величин только k —
коэффициент сложности — выбирается произвольно. Рекомен-
дуем принимать его величину от 1 до 10 в зависимости от слож-
ности обработки и степени механизации и автоматизации воз-
можных или предусмотренных в конструкции режимов обработ-
ки, а также выбранного технологом и конструктором техноло-
гического процесса.
Влияние размерности или веса агрегата на трудоемкость
его изготовления подробно рассмотрено в гл. 4 и поэтому в вы-
ражении (1.41) использован полученный там результат без при-
ведения специального доказательства.
Подход, подобный изложенному выше, не позволяет точно
определить трудоемкость агрегата, но вполне приемлем для срав-
нительного анализа различных вариантов конструкции.
28

1.3.2.	Материалоемкость
На всех стадиях проектирования летательного аппарата кон-
структору необходимо стремиться к наиболее экономному ис-
пользованию материалов и получению наиболее высокого коэф-
фициента их использования.
Этот коэффициент определяется по формуле
Ли.м=<?А	(1.42)
где Од — вес готовой детали; G3 — вес заготовки; Лим — коэф-
фициент использования материала.
Конкретная форма решения этой задачи во многом зависит
от стадии разработки. Как правило, созданию серийных образ-
цов предшествует постройка опытных, на которых проверяется
правильность заложенных в конструкцию решений, а также осу-
ществляется доводка узлов и агрегатов. Поэтому техническая
документация, выпускаемая в начале разработки, часто бывает
рассчитана на опытный технологический процесс, в результате
которого создается всего несколько экземпляров изделия. На
этой стадии не всегда удается получить высокие значения ко-
эффициента использования материала. Между тем основные
затраты, связанные с постройкой проектируемого вертолета, бу-
дут произведены позднее, в процессе серийного производства.
Поэтому чрезвычайно важно, чтобы при проектировании, в том
числе и на ранних его стадиях, были бы внимательно рассмотре-
ны условия будущего серийного производства, а в самой конст-
рукции предусмотрены наиболее прогрессивные и целесообраз-
ные технологические процессы.
Использование в конструкциях заготовок, полученных мето-
лом точного литья, точной штамповки и другими технологиче-
скими методами и не требующих в дальнейшем большой механи-
ческой обработки, применение в неответственных, несиловых
элементах деталей из пластмасс, а в силовых элементах стекло-
и углепластиковых материалов, а также многие другие решения
позволяют получать высокие значения коэффициента использо-
вания материала.
1.4.	ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
Продолжительность эксплуатации любого летательного аппа-
рата намного превышает время его проектирования или по-
стройки. В процессе эксплуатации реализуется та полезная ра-
бота, ради которой создавался каждый вертолет или самолет.
Однако и затраты труда, связанные с эксплуатацией, весьма зна-
чительны. Именно поэтому в последнее время вопросам совер-
шенствования условий и методов эксплуатации уделяется повы-
шенное внимание.
29

При рассмотрении вопросов оптимизации конструктивных ре-
шений на ранних стадиях проектирования представляется целе-
сообразным из большого числа критериев, предложенных разны-
ми авторами, выбрать только такие, которые конструктор при
работе над проектом сможет использовать для оценки совершен-
ства с точки зрения эксплуатационных качеств вновь создавае-
мого образца (вертолета или его отдельного агрегата)
Более других этому требованию удовлетворяет понятие
удельной трудоемкости технического обслуживания и ремонтов.
В соответствии с ГОСТ 16503—70 удельной трудоемкостью тех-
нического обслуживания называется отношение средних суммар-
ных трудозатрат на проведение технического обслуживания к
средней наработке изделия за один и тот же период эксплуата-
ции. Применительно к вертолетам названный выше показатель
можно уточнить, отнеся потребные средние трудозатраты в че-
ловеко-часах к одному часу полета. Чем меньше эта величина,
тем лучше с точки зрения эксплуатации спроектирован рассмат-
риваемый вертолет.
Трудозатраты, связанные с эксплуатацией, можно условно
разделить на три группы. К первой группе следует отнести те,
время выполнения которых планируется заранее, ко второй —
такие, время выполнения которых невозможно спланировать, и,
наконец, к третьей — относятся трудозатраты, при которых срок
выполнения известен, а содержание работы и связанные с этим
трудозатраты известны заранее лишь частично и уточняются
дополнительно в процессе выполнения указанных работ.
Сложившаяся в настоящее время практика эксплуатации и
ремонта авиационной техники предусматривает выполнение
вполне определенных работ для обеспечения надежного функцио-
нирования летательного аппарата. К их числу относятся пред-
полетный, послеполетный осмотры, послеполетная подготовка,
а также периодические и сезонные регламентные работы. Содер-
жание этих работ заключается в осмотрах, заправках, смазках и
разного рода регламентированных проверок.
Отличительной особенностью указанных работ является то,
что их трудоемкость может быть определена заранее даже в
процессе проектирования. Более того, в известной мере она пред-
определяется в процессе проектирования.
Таким образом, перечисленные выше работы, направленные
на поддержание работоспособности вертолета, определяют содер-
жание технического обслуживания, которое составляет первую
планируемую группу работ по эксплуатации. Трудоемкость, т. е.
количество человеко-часов, необходимых для выполнения техни-
ческого обслуживания, может быть установлена еще на макете
вертолета путем хронометража отдельных операций, которые не-
обходимо выполнить в соответствии с эксплуатационной доку-
ментацией. Учитывая заданную периодичность выполнения тех
30

или иных работ, можно вычислить и удельную, относящуюся к
часу полета, трудоемкость технического обслуживания:
2 б'тех.обслл(
^г.а6=-~----------.	(1.43)
И.р
где U4. об — удельная трудоемкость технического обслуживания
в чел.-ч/ч; Ц — время на выполнение работы с номером i в час;
л, — количество человек, выполняющих i-ю работу; Рмр — меж-
ремонтный ресурс вертолета в час; i — номера всех работ по
техническому обслуживанию, выполняемых между капитальными
ремонтами за время Рмр.
В процессе эксплуатации, а также в процессе выполнения тех-
нического обслуживания обнаруживаются разного рода отклоне-
ния или повреждения элементов конструкции агрегатов, узлов,
систем и аппаратуры, которые устраняются путем регулировки,
доработки или замены поврежденных элементов. Работы по уст-
ранению указанных неисправностей принято называть ремонтом.
Основной особенностью этих работ является то, что их невоз-
можно заранее спланировать, и поэтому отнесем трудозатраты
на такие работы ко второй группе трудозатрат. Очевидно, что
определить конкретно эти трудозатраты можно только в резуль-
тате анализа эксплуатации. Поэтому удельную трудоемкость
ремонта в процессе проектирования определить не представляет-
ся возможным.
Сейчас в практике самолето- и вертолетостроения начинают
регламентировать трудозатраты, потребные для выполнения за-
мены основных агрегатов вертолета и двигателя. Считается целе-
сообразным в случае обнаружения какой-либо серьезной неис-
правности или значительного отклонения параметров системы от
нормы не заниматься их исправлением на летательном аппара-
те, а заменить неисправный узел и затем уже в условиях специа-
лизированного предприятия устранить дефект на снятом узле или
агрегате.
В связи с этим особое внимание уделяется созданию так на-
зываемых модульных конструкций, предусматривающих относи-
тельно простое расчленение агрегата на отдельные модули,
с последующей заменой поврежденного модуля.
Таким образом, для достижения наибольшего совершенства
конструкции с точки зрения обеспечения минимальной трудоем-
кости ремонта, очень важно выполнить конструкцию таким об-
разом, чтобы трудоемкость замены ее отдельных агрегатов или
модулей была минимальной.
К третьей группе работ, связанных с эксплуатацией, относит-
ся капитальный ремонт. Бели работы по замене агрегатов могут
быть регламентированы, то восстановительные работы, связан-
ные с устранением результатов износа деталей и им подобные,
заранее пронормировать невозможно.
31

В процессе разработки конструкции узла или агрегата необ-
ходимо предусматривать специальные мероприятия, необходи-
мые для выполнения работ при проведении капитальных ремон-
тов. К ним относятся обеспечение запасов в сечениях для воз-
можности применения ремонтных элементов, имеющих размеры
больше номинальных, обеспечение условий для замены подшип-
ников и т. п.
Следует особо подчеркнуть, что трудозатраты, связанные с
техническим обслуживанием, текущим и капитальным ремонтом
во многом зависят от таких, казалось бы, мелких обстоятельств,
как удобство расположения эксплуатационных лючков и спосо-
бов их закрывания, удобство и простота контроля уровней жид-
костей, обеспечение подходов к агрегатам, возможность снятия
одного агрегата без демонтажа других и т. д.
Таким образом, для обеспечения высокой эксплуатационной
эффективности проекта необходимо стремиться к получению
наименьших значений удельной трудоемкости технического об-
служивания, к снижению трудозатрат на замену основных агре-
гатов и систем, а также к снижению трудоемкости капитальных
ремонтов.
1.5.	ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
ЭКСПЛУАТАЦИИ ВЕРТОЛЕТА
Рассмотренные выше критерии позволяют при исследовании
проектируемого или уже построенного вертолета оценить его с
точки зрения отдельных функциональных (например, транспорт-
ных), производственных или эксплуатационных качеств. Однако
интегральную оценку проекта, учитывающую на единой основе
все качества машины, можно получить только используя эконо-
мическую оценку, определяя себестоимость эксплуатации лета-
тельного аппарата. Вычисляя себестоимость работы, выполняе-
мой данным вертолетом, будь то себестоимость в т-км при транс-
портных работах или себестоимость обработки одного га сель-
скохозяйственным вертолетом, мы получаем единый результат,
содержащий оценку затрат на производство и капитальные ре-
монты (амортизационные затраты), эксплуатацию (затраты на
ГОЧ, техническое обслуживание, текущий ремонт и зарплату
летного состава), с одной стороны, и оценку выполненной при
этом полезной работы, с другой.
Поэтому себестоимость работ, выполняемых вертолетами,
является общепризнанным критерием эффективности их приме-
нения. Такой подход не является новым. Еще в 30-х гг., в пору
становления пассажирских авиаперевозок, это было ясно многим
авторам, ставившим перед собой задачу с помощью сравни-
тельно простой формулы отразить основные закономерности из-
менения себестоимости и создать метод ее расчета. Задача ста-
вилась таким образом потому, что более или менее точный рас-
32

I
чет себестоимости оказывался достаточно громоздким и трудпо-
выполнимым, особенно если речь шла о рассмотрении ряда
вариантов для оптимизации решения.
В настоящее время решение указанной задачи значительно
облегчается благодаря применению для инженерных расчетов
цифровых электронных вычислительных машин. Это позволяет
использовать методы прямого расчета себестоимости работ, вы-
полняемых вертолетами. Точность таких расчетов оказывается в
прямой зависимости от точности используемых исходных данных.
И если в практике обнаруживается некоторое расхождение меж-
ду предсказанными в процессе проектирования и полученными в
результате реальной эксплуатации цифрами, то причина этих
расхождений чаще всего связана с неточно заложенными в рас-
чет сроками службы, а также с изменением со временем цен и
тарифных ставок зарплаты, уточнением некоторых деталей про-
цесса технического обслуживания и сроков ремонтов.
Тем не менее, когда речь идет об оптимизации параметров
вновь проектируемой машины, все факторы, вызывающие ука-
занные выше неточности, одинаковы для рассматриваемых ва-
риантов и не скажутся на результатах сравнения.
В основе стоимостной оценки летательного аппарата лежит
себестоимость одного часа работы. Принято делить (или груп-
пировать) эксплуатационные расходы на две части: прямые и
косвенные. Как считает Е. Л. Овруцкий, такая группировка вы-
звана тем, что уровень одних расходов непосредственно зависит
от летно-техиических данных самолета (его веса, мощности дви-
гателей, грузоподъемности, расхода топлива, технологичности
конструкции и др.); другие расходы лишь частично обуславли-
ваются типом эксплуатируемого самолета (например, амортиза-
ция и содержание взлетно-посадочных полос), в большей же мере
они зависят от общего объема перевозок, интенсивности движе-
ния и других факторов, непосредственно не связанных с летно-
техническими данными самолета [7]. Следовательно, при разра-
ботке нового проекта конструктор может влиять в основном
только на первую группу, т. е. на прямые расходы. Кроме того,
в большинстве случаев косвенные расходы определяются как
определенный процент от основных, и поэтому для оптимизации
проекта могут использоваться только прямые эксплуатационные
расходы.
Зная часовые эксплуатационные расходы, можно получить
затраты на единицу полезной выполненной работы путем деле-
ния расходов в один летный час на производительность вер-
толета:
С=С./П,	(1.44)
где С — себестоимость выполняемой работы; Св — себестоимость
летного часа эксплуатации вертолета; П — производительность
вертолета.
2	833
33

В гл. 4 излагается подробная методика расчета себестоимости
эксплуатации вертолетов. Разработка такой методики специаль-
но для вертолетов была вызвана значительными отличиями в
условиях эксплуатации, а также особенностями в расчете ресур-
са и срока службы вертолетных агрегатов.
1.6.	НАРОДНОХОЗЯЙСТВЕННАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ
В предыдущем разделе была рассмотрена экономическая эф-
фективность эксплуатации отдельного вертолета. А какова эф-
фективность применения всех вертолетов определенного типа в
рамках всего народного хозяйства в целом? На этот вопрос
дают ответ критерии самого высокого третьего уровня.
Методы, используемые при решении такого класса задач, под-
робно рассматриваются в работах С. А. Саркисяна и Э. С. Ми-
наева [18] и А. В. Гличсва [6]. Метод комплексной экономической
оценки ставит своей целью наиболее полно и рационально ис-
пользовать народнохозяйственные ресурсы при решении постав-
ленных задач. При этом учитываются:
перспективы развития техники, ее техническая эффектив-
ность, производительность;
сроки проектирования, создания и эксплуатации новых из-
делий;
производственные возможности промышленности и перспек-
тивы развития техники и технологии производства;
длительность циклов создания новых изделий, объем и тру-
доемкость их производства;
достигнутый уровень и тенденции дальнейшего изменения кон-
центрации, специализации, кооперирования и размещения про-
изводства;
ресурсы и перспективы производства конструкционных мате-
риалов;
рациональное использование материальных и трудовых ре-
сурсов, предоставленных промышленности;
уровень и перспективы развития технических средств и усло-
вия эксплуатации и применения новых изделий;
рациональное использование материальных и трудовых ре-
сурсов в сфере эксплуатации техники [6].
Нам представляется, что подобные задачи не входят в число
проблем, решаемых в опытно-конструкторском бюро. Они долж-
ны решаться научно-исследовательскими институтами заказчика,
например, при разработке оптимальных типоразмеров летатель
ных аппаратов, входящих в ту или иную транспортную систему,
а затем при разработке тактико-технических требований к каж
дому типу летательного аппарата, входящего в состав разрабо-
танной системы.
34

1.7.	ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ КРИТЕРИЕВ
РАЗНЫХ УРОВНЕЙ
Для получения оптимальных параметров будущего вертоле-
та, для оценки влияния на его качество тех или иных изменений,
происходящих с проектом в процессе разработки, постройки и
г. доводки, необходимо в течение всей работы вести контроль за
^основными параметрами машины, причем для каждого этапа
К нужны свои критерии.
Выбор уровня критериев или одного из критериев данного
Ь уровня для оценки степени совершенства выполняемой работы в
М значительной мере определяется тем, в какой стадии разработки
$ находится проект. Рассматривая период разработки и построй-
> ки какого-то летательного аппарата начиная с момента зарож-
»' дения идеи такого аппарата и кончая завершением летных ис-
пытаний, можно выделить три основных этапа в процессе его
создания.
Первый этап — это разработка требований к новому лета-
тельному аппарату и обоснование основных его характеристик.
Применительно к вертолету в этот момент формируются и за-
даются такие важнейшие характеристики, как грузоподъемность,
дальность полета, размеры грузовой кабины, крейсерская и мак-
симальная скорости, статический и динамический потолок, коли-
чество и тип двигателей, уровень надежности, эксплуатационные
характеристики (например, требуемый ресурс основных агрега-
тов), трудоемкость технического обслуживания и периодичность
основных регламентных работ. Заканчивается первый этап соз-
данием проекта тактико-технических требований на создаваемый
летательный аппарат.
Поскольку комплекс требований в указанный период форми-
руется организациями, производящими заказ, закупки и даль-
нейшую эксплуатацию вертолетов, в них в первую очередь раз-
рабатываются методы, позволяющие оптимизировать поставлен-
ные задачи.
В процессе работы на первом этапе создания летательного
аппарата, когда не только рождается идея о создании машины
определенной размерности, но и формируется элемент будущей
транспортной системы с учетом общего количества таких верто-
летов, предполагаемого выпуска их по годам, загрузки во время
эксплуатации и сроков списания, уместно использовать крите-
рии третьего самого высокого уровня, позволяющие учесть мак-
симально возможное количество основных факторов, определя-
ющих эффективность системы в рамках всего народного хозяй-
ства страны.
Рассматривая в настоящей работе проблемы, стоящие перед
конструкторским бюро в процессе разработки нового летатель-
ного аппарата, не будем останавливаться на критериях третье! о
2Ф
35

уровня, считая их разработанными и используемыми в научно-
исследовательских институтах заказчиков.
Второй этап начинается с проработки тактико-технических
требований в опытно-конструкторском бюро. Этот период рабо-
ты характеризуется очень тесным взаимодействием между ОКБ
и заказчиком. Для того чтобы требования были выполнимы и
базировались на конкретных проработках, в конструкторском
бюро обычно выполняется предварительный проект или, как это
принято называть, техническое предложение. Уже в процессе
этой конструкторской проработки закладываются основные кон-
структивные, аэродинамические и весовые параметры будущего
вертолета, его агрегатов и систем. На основе такой проработки
уточняются некоторые положения тактико-технических требова-
ний с учетом реально существующих на данный момент времени
возможностей промышленности. Этот период заканчивается
окончательным формированием тактико-технических требований.
Затем наступает период эскизного проектирования и макетиро-
вания разрабатываемого аппарата. В этот момент производится
окончательная отработка основных параметров вертолета, уточ-
няются отдельные системы, и эта работа' завершается созданием
натурного макета, в котором производится завершающая увязка
проектируемого вертолета. Макет позволяет оценить пригодность
грузовой кабины для загрузки и размещения планируемых к
перевозке грузов, удобство размещения пассажирских кресел,
произвести оценку кабины пилотов, расположения приборов и
органов управления, обзора и т. д. На макете могут быть отра-
ботаны такие чрезвычайно важные для дальнейшей работы кон-
структивные решения (например, для обеспечения удобства экс-
плуатационных подходов), а также может быть отмечено время,
потребное для замены тех или иных агрегатов, и произведена
проверка взаимного расположения и условий эксплуатации ос-
новных агрегатов-?! систем.
Во время работ, составляющих содержание второго этапа,
выполняется основной объем работ по оптимизации параметров
будущей машины. Наиболее целесообразным представляется сле-
дующий порядок выполнения расчетов и проектно-конструктор-
ских исследований.
Первоначально, используя методику и аналитические зависи-
мости гл. 2, следует найти области параметров, при которых
выполняются заданные в ТТТ летно-технические характеристики
будущей машины. В качестве критерия для решения такой за-
дачи в случае транспортного вертолета наиболее подходит вели-
чина платного груза при запанных дальности полета и взлетном
весе или весовая отдача по полезной нагрузке при заданной
дальности.
Расчеты показывают, что изменение величины полезного гру-
за в зависимости, например, от диаметра несущего винта при
постоянном взлетном весе и разном числе.лопастей во многих
36

случаях описывается достаточно пологой кривой вблизи опти-
мума этого груза. Так, на рис. 2. 72 можно видеть, что для вер-
толета продольной схемы при взлетном весе 12 тс и дальности
полета 370 км, величина полезного груза меняется от 2,45 тс
при диаметре 13 м и числе лопастей 5 или 6, до 2,65 тс при диа-
метре 16 м и числе лопастей 5 и, наконец, до 2,4 тс при диаметре
20 м и числе лопастей, равном трем. Поэтому можно рассматри-
вать значения диаметров, отличающиеся от экстремального в
большую и меньшую сторону.
В этой области целесообразно рассмотреть возможные реше-
ния, используя для транспортной машины, например, предложен-
ный ранее критерий транспортной эффективности. Как правило,
при таком рассмотрении получаются неодинаковые результаты
для решений, расположенных с разных сторон от экстремального
по величине полезной весовой отдачи. Таким образом, область
допустимых решений сужается. Для этой суженной области це-
лесообразно выполнить расчеты себестоимости выполняемых
работ с тем, чтобы получить окончательное оптимальное ре-
шение.
В таком порядке целесообразно выполнять расчеты при раз-
работке технических предложений и эскизного проекта, а также
при уточнениях конструкции на макете.
В результате работы над макетом, выполняемой ОКБ и заказ-
чиком, составляется документ, который возможно более полно
определяет основные характеристики будущего вертолета. Этот
документ позволяет конструктору перейти к рабочему проекти-
рованию, начинающему третий завершающий этап работы по
созданию новой машины.
Третий этап — это рабочее проектирование, постройка и лет-
ные испытания новой машины.
Рабочее проектирование должно сочетаться с результатами
проверочных испытаний отдельных критических элементов кон-
струкций и систем и опираться на них. Практика отечественного
и зарубежного вертолетостроения подтверждает необходимость
создания самых разнообразных стендов, на которых проводятся
испытания различных типов.
В процессе проектирования конструктор, с одной стороны,
опирается на определенный научно-экспериментальный задел,
созданный до начала проектирования, и, с другой стороны, за-
кладывая новые решения, стремится как можно скорее получить
экспериментальное подтверждение правильности этих решений.
В связи с последним обстоятельством, как правило, первые изго-
товленные образцы и агрегаты идут на стендовые испытания для
проверки их работоспособности и отыскания слабых мест, кото-
рые необходимо усилить в элементах, идущих на первый летный
экземпляр вертолета. На рис. 1.9, 1. 10 и 1. II показаны типич-
ные стенды для динамических испытаний участка лопасти, рука-
37

Рис. 1.9. Стендаля динамических испытании ат сков ло-
пастей несущего винта вертолета Ми-6
Рис. I. 10. Стенд для динамических испытаний рукава
втулки несущего винта вертолета Ми-6
3«

ва втулки и износных испытаний автомата перекоса вертоле-
та Ми-6.
В последнее время становится очевидной необходимость со-
здания образца всего вертолета для проведения усталостных
испытаний, чтобы обеспечить необходимый ресурс всего планера,
а не только агрегатов, подвергающихся наибольшим динамиче-
ским нагрузкам.
Рис. 1.11. Стенд для испытаний автомата перекоса
на износ
На основе результатов таких всесторонних испытаний выпу-
скаются окончательные чертежи, по которым строятся первые
опытные экземпляры вертолета для проведения летных испы-
таний.
В процессе летных испытаний выясняются дополнительные
подробности, которые невозможно было предусмотреть заранее.
Приходится уточнять нагрузки на отдельные агрегаты, искать
решение новых проблем, связанных с аэродинамикой, устойчи-
39

востью, условиями эксплуатации и т. д. Все эти обстоятельства
снова приводят к необходимости уточнить чертежи и основные
данные машины.
Выполняя работы на этой стадии, конструкторы уже не могут
изменить основные параметры разрабатываемого вертолета.
Главное содержание работ этого периода — обеспечить намечен-
ные ранее основные летно-технические характеристики и, в пер-
вую очередь, веса. В этот период разрабатываются специальные
системы весового контроля, учета изменения веса и т. д., с тем
чтобы этот важнейший параметр летательного аппарата не вы-
шел из предусмотренных ранее границ.
Во время работ третьего этапа должно быть обеспечено вы-
полнение заданных тактико-техническими требованиями или
внутренним решением руководства ОКБ величин, характеризу-
ющих технологическую и эксплуатационную эффективность бу-
дущего вертолета.
И, наконец, поскольку только к концу третьего этапа созда-
ния летательного аппарата окончательно уточняется его техни-
ческая характеристика, целесообразно на этой стадии провести
ряд дополнительных расчетов для уточнения полученных ранее
значений себестоимости эксплуатации, с тем чтобы получить
представление о конечном результате всех предыдущих работ.

ВЫБОР ОПТИМАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ
И СХЕМЫ ТРАНСПОРТНОГО ВЕРТОЛЕТА
ПО МАКСИМУМУ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ
2.1.	ВВОДНАЯ ЧАСТЬ
Основная цель настоящей i лавы —дать мето-
дику выбора оптимальных параметров и схемы транспортного
вертолета по максимуму полезной нагрузки. Эта методика про-
иллюстрирована на ряде примеров, относящихся к наиболее ча-
сто встречающимся в практике проектирования вопросам, таким,
как выбор диаметра и числа лопастей несущего и рулевого вин-
тов, схемы вертолета и сравнение вертолета с винтокрылом.
Отметим, что выводы, сделанные на основе расчетов, относящих-
ся к этим примерам, имеют и самостоятельный интерес.
Решая задачу выбора оптимальных параметров и схемы ле-
тательного аппарата, следует уточнить, какие параметры варьи-
руются, какие схемы рассматриваются и что считается при этом
неизменным.
Сравнивая схемы вертолетов, авторы ограничились только
теми из них, в разработке которых они имеют определенный
опыт. Другие, может быть и весьма интересные аппараты, напри-
мер вертолеты с преобразуемыми винтами, здесь не рассматри-
ваются.
Обычно возможное изменение параметров летательного ап-
парата оказывается ограниченным достаточно узким диапазоном
как снизу, так и сверху. При этом часто наивыгоднейшим ока зы-
вается максимально или минимально допустимое значение пара-
метра, определяемое действующими ограничениями. В этом слу-
чае в варьировании такого параметра нет смысла, и мы ограни-
чиваемся только пояснениями, подтверждающими то, что опти-
мальное значение данного параметра совпадает с его предельно
допустимым значением.
41

Кроме того, многие параметры летательного аппарата оказы-
ваются зависимыми как от других варьируемых параметров,
так и от заданных летно-технических данных. В частности, во
всех рассмотренных примерах таким зависимым параметром на-
ми считается потребная мощность двигательной установки, и
примеры с выбором параметров летательного аппарата под за-
данный двигатель не рассматриваются.
Таким образом, задача сводится к сравнительной оценке схем
и параметров вертолета при варьировании диаметров винтов
(с соответствующим изменением их взаимного расположения) и
числа лопастей, а также к выбору оптимальных параметров,
схемы и конструкции отдельных его агрегатов и частей при за-
данных летно-технических данных.
При варьировании указанных параметров вертолета учиты-
ваются все связанные с ними изменения. Так, например, изме-
нение диаметра несущего винта учитывается не только в весе
лопастей и весе втулки, который связан с изменением центро-
бежной силы лопасти, но и в размерах, а следовательно, и весе
планера, весах главных редукторов и целого ряда других агре-
гатов вертолета.
Неизменными, кроме заданных летно-технических характери-
стик, принимаются достигнутый технический уровень проектиро-
вания, номенклатура применяемых материалов, квалификация и
оснащенность заводов-изготовителей, определяющие возмож-
ность производства агрегатов и узлов вертолета на определен-
ном технологическом уровне.
Проектирование и изготовление современного летательного
аппарата может быть осуществлено на разных уровнях весово:о
совершенства конструкции. Применение новых, более прочных
материалов, переход на более совершенные, но одновременно и
более сложные технологические процессы могут дать заметный
выигрыш в весе конструкции.
Однако следует иметь в виду, что между весовым совершен-
ством и стоимостью конструкции существует определенная взаи-
мосвязь: чем совершеннее в весовом отношении конструкция, тем
она, как правило, дороже и тем часто сложнее и дороже ее экс-
плуатировать.
Поэтому применительно к вертолетам наиболее рациональны-
ми оказываются конструкции с применением современных, но не
очень дорогих материалов, не требующие создания узкоспециа-
лизированного серийного производства.
Такой подход, хотя и приводит к созданию вертолетов с уме-
ренной весовой отдачей, не более 40 . ..45%, но не вызывает зна-
чительных затруднений в производстве и сильного увеличения
стоимости вертолетов.
В примерах, которые приводятся в настоящей главе, мы ори-
ентировались примерно на такой подход.
42

2.2.	ВЕСОВОЙ РАСЧЕТ.
ФОРМУЛЫ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЕСА
ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ
И СИСТЕМ ВЕРТОЛЕТА
И КРАТКОЕ ИХ ОБОСНОВАНИЕ
При выборе оптимальных параметров вертолета независимо
от применяемых для этого критериев обязательно должна быть
определена величина полезного груза, который вертолет может
перевезти на требуемую дальность. Определить эту величину
нельзя без весового расчета вертолета. Поэтому весовой расчет
оказывается одной из основных составных частей любого метода
определения оптимальных параметров летательного аппарата.
Для этой цели весовой расчет должен быть выполнен на на-
чальном этапе проектирования при разработке предварительного
проекта летательного аппарата. Опыт показывает, что на этом
этапе невозможно довести проект до состояния, позволяющего
произвести подетальный расчет веса агрегатов и систем. Такой
расчет возможен только после выпуска рабочих чертежей, про-
шедших всестороннюю проверку как с точки зрения технологиче-
ской выполнимости, так и на прочность. Поэтому на этапе пред-
варительного проектирования вес определяется по упрощенным
формулам, называемым обычно весовыми формулами.
Построение весовых формул основывается на том, что при
общих размерах, определяемых компоновкой вертолета, вес лю-
бого агрегата или системы определяется либо действующими
на агрегат нагрузками и связан с выбором необходимых по
прочности или жесткости сечений деталей, либо другими изве-
стными соображениями, которые также могут быть представле-
ны в виде формул.
При такой оценке веса очень важно, чтобы весовые формулы
отражали все основные условия и ограничения, действующие
при реальном проектировании, несмотря на то, что в весовые
формулы, как правило, вводятся не все влияющие на вес факто-
ры, а только характерные размеры и главные, определяющие се-
чения деталей нагрузки. При этом формулы оказываются доста-
точно простыми и отражающими законы подобия для агрегатов
различных размеров.
При таком построении весовых формул все различия в весах
одноименных агрегатов, связанные с их схемой, удачной или
неудачной компоновкой, выбором размеров агрегата, не завися-
щих от общей компоновки вертолета, а также связанные с при-
меняемыми материалами и утяжелениями, вызванными особен-
ностями технологии и уровнем производства, учитываются толь-
ко значениями входящих в весовые формулы коэффициентов.
Эти коэффициенты будем называть весовыми коэффициентами.
Следовательно, при таком подходе весовые коэффициенты
оказываются мерой весового совершенства данного агрегата. Од-
43

нако для того чтобы таким образом можно было пользоваться
весовыми коэффициентами, необходимо определить влияние мас-
штабного эффекта на вес агрегатов.
Важно установить, можно ли спроектировать новый агрегат
иных размеров, подобный его прототипу, с сохранением дей-
ствующих удельных нагрузок и напряжений. Оказывается, что
нет, так как при этом не подобно меняются жесткостные харак-
теристики, связанные с толщинами стенок деталей, и, как след-
ствие, критические напряжения потери устойчивости, которые,
как известно, зависят примерно от квадрата толщины стенки.
Поэтому с уменьшением общих размеров деталей нельзя в та-
кое же число раз изменять и толщины стенок. У малой детали
стенки должны быть всегда относительно толще, чем у большой.
К такому же влиянию приводят технологические и эксплуатаци-
онные ограничения, не допускающие снижения толщин стенок
ниже определенных пределов.
Вследствие этого законы подобия не соблюдаются и малый
агрегат оказывается, как правило, относительно тяжелее боль-
шого. Этот эффект должен быть учтен в весовых формулах, что
приведет к отклонению их структуры от вытекающей из законов
подобия. Оценить величину этих отклонений можно на основа-
нии уточненных расчетов, один из которых в качестве примера
приведен в гл. 3, или на основании анализа статистики весов
агрегатов разных размеров, спроектированных на основе одних
и тех же принципов и изготовленных в равных условиях.
Поэтому при расчетах веса нами предлагается двоякий под-
ход, при котором в одном случае масштабный эффект учитывает-
ся только заданием различных, в зависимости от размера агре-
гата, значений весовых коэффициентов, а в другом случае учет
этого эффекта достигается изменением степени, в которую возво-
дится параметр, определяющий размер агрегата, при постоянных,
не зависящих от размера агрегата весовых коэффициентах.
Поскольку в весовые формулы входят только основные ха
рактерные размеры агрегатов и главные, определяющие сечения
деталей нагрузки, то при изменении других размеров и нагрузок,
а также при введении в агрегат ряда специфических особенно-
стей, изменяющих некоторые второстепенные его функции, вес
агрегата может измениться, а эти возможные изменения никак
не скажутся на весах, определенных по весовым формулам.
В этом смысле можно говорить о точности весовых формул, свя-
занной с неполным учетом всех влияющих на вес факторов.
В то же время в большей части случаев перечисленные факторы
на основании имеющегося опыта могут быть учтены соответст-
вующей корректировкой весовых коэффициентов. Поэтому ана-
лиз возможных погрешностей расчета с учетом всех действующих
факторов и имеющегося опыта проектирования убеждает нас в
достаточно высокой точности весового расчета. И уж во всяком
случае для выбора оптимальных параметров и схемы вертолета
44

R серьезном уточнении приводимых формул вряд ли есть необ-
ходимость.
Отметим попутно, что определять точность весовых формул
ро разбросу в значениях весовых коэффициентов агрегатов, со-
зданных в разное время, в разных конструкторских бюро, по
различным схемам, с применением различных материалов и тех-
нологии изготовления, как это иногда пытаются делать, совер-
шенно неправильно. Этот разброс связан главным образом с
различием в условиях создания агрегата, а не с точностью
формул.
Достаточно точные весовые формулы открывают большие
возможности для их самого различного применения.
Вертолетостроение существует весьма длительное время.
Выпущено уже около сотни различных типов вертолетов, име-
ющих сходные по назначению и конструкции агрегаты и систе-
мы, вес которых известен. Вместе с совершенствованием конст-
руирования и общим развитием техники вес агрегатов вертоле-
тов, как правило, непрерывно уменьшается. Воспользовавшись
входящими в формулы весовыми коэффициентами, можно про-
следить динамику изменения весовых данных агрегатов и систем
по годам их создания и указать, каким должен быть их вес при
проектировании на современном этапе. Это дает очень нужный
ориентир, мобилизующий конструктора на создание агрегатов и
систем с современными весовыми данными.
Возможность оценки веса вертолета по весовым формулам
позволяет проводить широкие исследования по выбору оптималь-
ных параметров вновь проектируемых вертолетов и сравнению
различных схем винтокрылых аппаратов.
Совершенно очевидно, что выполнение весовых расчетов воз-
можно только в сочетании с разработкой конкретных общих
компоновок вертолетов и с учетом тех требований, которые
вытекают из аэродинамики, прочности, потребной жесткости и
достижений смежных областей техники, определяющих воз-
можность создания некоторых агрегатов вертолета. В компонов-
ках, в частности, выявляются совершенно необходимые для рас-
четов особенности конструкции и необходимые для определения
весов размеры. Поэтому, рассматривая определенные примеры,
мы приводим конкретную компоновку, как правило, наиболее
рациональную из рассмотренных нами, и указываем на те огра-
ничения, которые эта компоновка создает.
Кроме самих весовых формул и их обоснования в настоящем
разделе приведены некоторые статистические данные по весам
ряда основных агрегатов и систем вертолета для оценки достиг-
нутого весового уровня и иллюстрации возможных разбросов в
значениях весов.
Рассмотрим весовые формулы и краткое их обоснование тля
всех основных агрегатов и систем вертолета.
45

2.2.1.	Лопасти несущего и рулевого винтов
Как и при проектировании всех других агрегатов вертолета,
конструктор стремится к максимальному снижению веса лопа-
сти. Это стремление в данном случае особенно оправдано, так
как от веса лопасти зависит ее центробежная сила, действую-
щая на втулку винта, а как следствие, и вес втулки.
Однако на пути снижения веса лопасти встают определен-
ные ограничения, различные в зависимости от размеров лопасти:
ее хорды и радиуса винта. Одно из ограничений определяется
предельно допустимым значением массовой характеристики ло-
пасти уо, другое—минимально осуществимым конструктивно-
технологическим весом лопасти.
Уровень действующих в лопасти переменных напряжений и
имеющиеся запасы при некоторых видах потери устойчивости
(крутильно-маховый и хордовый флаттер, дивергенция и др.) за-
висят от массовой характеристики лопасти
Yo=fj€»^o.»^?*/2/r>1B,	(2.1)
где Су — производная коэффициента подъемной силы по углу
атаки профиля лопасти; qq — плотность воздуха на высоте Я=0
по MCA; до,7 — хорда лопасти на относительном радиусе г=0,7;
R— радиус винта; /г. го — момент инерции лопасти относительно
оси горизонтального шарнира.
Сохранение величины уо при прочих равных условиях гаран-
тирует неизменный уровень переменных напряжений в лопасти
и поэтому является очень важным критерием для оценки ее
веса.
Если положить /т. m=klGnR2, где бя — вес лопасти, то мож-
но записать
Yo—г* содо, iff1 r2ktGA,
откуда суммарный вес всех лопастей
где

Вес одной лопасти при этом определится по формуле
О., = — b^R\
Я
(2.2)
(2.3)
(2.4)
Отметим, что входящий в формулы (2. 3) и (2. 4) весовой
коэффициент ka оказывается примерно обратно пропорциональ-
ным массовой характеристике лопасти у<>. Постоянное соотно-
4ti

щение между ними сохраняется при одинаковых законах распре-
деления веса по длине лопасти, когда
Л/=/?.1м/£=const, где /г.ш
<г.ш — радиус инерции лопасти.
Значения с°у при определении у0 принимаются одинаковыми
и равными Су =5,75.

СН-6А
1Z
80-105
О
10
UH-18
О
V-‘/‘/(передний винт)
UTTAS(YUH-61A) |
+'	* СН-67А ЛН-67ВиС
Ми-«
.Ми-8-----
х>Ц8
MurZ
Ми-к
CHS3A Ми-6
Gjf705Kic
' 660
-4
560
Нд~12,65
1на-26
S-6S(CH-S3J})\ t
I	| Ш (Л CH-62)
g -У~66 (заднийвинт)^.р-д(р
 
Мтиг&А ВУ-107-1
-6
7
-8
-9
8
Ч
О - серийная} одновинтовая д серийная;сохная
-ф-- опытная]	схема вертолета	схема вертолета
2 ~
□ - серийная'
-6-- опытная]
О
йная\ продольная	, массовая харанте -
оная] схема вертолета ~ ристияа лопасти
___1_____1______1_____1______1-----1----1L—
Z ‘/	6	8 Ю 12	16	16	18 R,M
Рис. 2. Л. Изменение весовых коэффициентов Ья и массовых характеристик
Yo лопастей в зависимости от радиуса несущего винта (заштрихованная об-
ласть соответствует лучшим в весовом отношении современным конструк-
циям лопастей, находящимся в массовой эксплуатации)
Значения весовых коэффициентов k„ для ряда построенных
лопастей приведены на рис. 2. I. Там же показаны и соответ-
ствующие значения массовой характеристики лопастей уо. Из со-
поставления значений и уо можно сделать заключение о сте-
пени их непропорциональности.
47

Поскольку обеспечить нормальную работу несущего винта,
исключив перечисленные виды потери устойчивости, удается
только при значениях массовой характеристики, не большей чем
(Yo)max (в настоящее время считается, что для лопастей несуще-
го винта (у0)тах~7,0), то можно ввести также понятие о мини-
мально возможном значении весового коэффициента (£л)ш!п-
Тогда к формулам (2.3) и (2.4) следует сделать дополнение,
что
(2- 5)
Для лопастей несущего винта будем считать, что значению
(уо)тах соответствует (Ал)тщ=5,5.
Однако вес почти всех серийно изготавливаемых лопастей за
малыми исключениями (см, рис. 2. 1) выше, чем определяемый
указанным коэффициентом (fe.i)min- Это можно объяснить как
стремлением к снижению действующих в лонжероне лопасти
переменных напряжений, падающих с уменьшением у©, так н
тем, что более действенным оказывается другое ограничение —
конструктивно-технологическое. Это ограничение связано с ми-
нимально допустимыми толщинами стенок деталей лопасти. Тол-
щины стенок лонжерона нельзя уменьшить ниже определенных
пределов как по технологическим соображениям, так и из-за
потери его устойчивости при ударе лопасти об ограничитель при
остановке винта. По эксплуатационным и прочностным сообра-
жениям не удается снизить и толщину деталей каркаса. Эти
и ряд других ограничений конструктивно-технологического ха-
рактера приводят к относительному увеличению веса малых ло-
пастей. Поэтому значение коэффициента кя оказывается обычно
большим для малых лопастей и меньшим для больших (см.
рис. 2. 1 и табл. 2.1).
Более подробно этот вопрос рассмотрен в гл. 3, где из ана-
лиза весовой структуры двух типов конструкции лопасти опре-
деляется се минимально осуществимый конструктивно-технологи-
ческий вес.
Из этого анализа следует, что зависимость минимально осу-
ществимого веса лопасти со стальным трубчатым лонжероном
и стеклопластиковым каркасом в диапазоне хорд />«0,45 ... 1,0 м
и дуралюминовым прессованным лонжероном в диапазоне хорд
/>«0,25 ... 0,8 м от их параметров может быть приближенно
описана формулой
(2.6)
где дл* - некоторый коэффициент, зависящий от типа конструк-
ции лопасти; Я=/?//?о, а значение Ro принято условно равным
/?0= 16 м.
При удлинении выражение в квадратных скобках при-
нимается равным единице.
48

Как будет видно из гл. 3, значения входящих в эту формулу
величин можно принять следующими: /?Х<>=20, щ =0,015—
для лопасти со стальным лонжероном и ЛЛо= 12,4, ах =С,011 —
для лопасти с прессованным дуралюминовым лонжероном.
При одинаковых удлинениях лопасти
X=/?/£= const	(2.7)
эта формула может быть преобразована в формулы
(2 G Хп='^2,7 п+- иь
(Оли= — b. [1 + ах7?(Х- V],
л
(2-8)
(2-9)
(2. Ю)
где
k,№
(1+аЛ(> - Ч)Г
При этом очевидно, что при одинаковых значениях Ел* мас-
совая характеристика лопастей у0 винтов большего диаметра бу-
дет больше. Соответственно выше будут в таких лопастях как
действующие переменные напряжения, так и склонность их к
различным видам неустойчивости, связанным с большими значе-
ниями уо. Поэтому при пользовании формулами (2. 8) и (2. 9)
так же, как и формулами (2.3) и (2.4), следует соблюдать ус-
ловие (2. 5), из которого вытекает, что
(2- И)
Формулы (2.8) и (2.9), полученные из рассмотрения только
двух типов лопастей и примененные в предположении, что Х=
=const, достаточно хорошо отражают общую тенденцию отно-
сительного облегчения лопастей с увеличением диаметра винтов,
наблюдающуюся при рассмотрении самых различных конструк-
ций лопастей (рис. 2.2), имеющих не точно одинаковые удлине-
ния, а изменяющиеся в пределах примерно ?.= 16... 20, а в от-
дельных случаях и выходящие за этот диапазон (см. табл. 2. 1).
Это объясняется, по-видимому, тем, что, как правило, для каж-
дого размера лопасти выбирается та конструкция, которая ока-
зывается оптимальной для принятых размера и удлинения лопа-
сти. Поэтому различия в весах лопастей, связанные с влиянием
удлинения, в большой мере скрадываются.
Отсюда следует, что при сравнении проектов вертолетов и
выборе оптимальной конструкции лопасти для каждого ее раз-
мера можно пользоваться формулами (2.8) и (2.9). Если же
рассматриваются лопасти только одной определенной конструк-
ции, то нельзя не учитывать различия в их удлинениях, несом-
ненно, влияющих на их вес. В этом случае необходимо пользо-
49

g
Данные лопастей и втулок несущих винтов
Таблица 2.1
Вертолет	X х 2 *	2 Я		Од, кгс	Л-.ш’ кгс-м-с*		X ж	Ч Ж ♦ 1*	Г* ч м	3 !*-	X X X $ с	£	Ж я ©	X	1в	Особенность конструкции
Ми-1	7,15	0,400	17,86	53	82,6	4,60	8,15	14,80	14,71	0,485	235	11,30	123	1,080	1,54	—-
Ми-2	7,25	0,400	18,12	55	98,5	4,04	8,25	15,00	15,12	0,50	246	13,55	132	0,885	1,31	—
Ми-4	10,50	0,520	20,19	130	460	4,52	7.12	14,36	15,60	0,48	165	20,00	425	1,190	1,82	
Ми-8	10,65	0,520	20,50	134	487	4,90	7,13	14,30	15,70	0,48	192	29,50	605	0,720	1,20	Лопасти с дуралюми- новым	прессованным лонжероном
				116	458	6,10	6,15	12,40	13,60	0,50		25,40				Лопасти цельностекло- пластиковые
Мл-6	17,50	1,000	17,50	705	623б|5,34		7.20	17,00	16,80	0,45	120	96,00	3325	0.67з||,Зз		—
				♦>40	5650|5,9О		6,50|15,40		15,25			86,00	—	—		
				540	4770|7,00		5,50	13,Оо|12,87				72..50				
Ка-26	6,50	0,250	26,00	26	37,2	4,26	7,75	13,35	17,20	—	—	—	—	—	—	—
ОН-6А	4,О125|о, 172		23,30	10,95	5,28	2,83	12,70	19,10	22,90	0,48	485	5,60	28,8	0,550	0,72		
V-44	6,72	1 0,457	1 14,70	1 52	1 75	1 4,44	1 7,90	14,00	1 12,20	1 0,50	258	1 13,00	1 149	t 1,060	1,56	Задний винт
				65	95	3.50	10,00	17,50	15,20			16,50		0,740	1,13	Передний винт
V-107-II	7,62	0,480	15,90	63,5	110	5,20	7,20	13,25	12,14	0,50	264	18,80	204	0,837	1.31	Втулка с ручным скла- дыванием лопастей
L'H-IB	6,70	0,533	12,60	91,8	—	—	12,20	21,50	16,80	0,50	324	29.00	164,4	0,527	0,88	Двухлопастный несу- щий винт с общим гори- зонтальным шарниром
СН-47А	9,01	0,583	15,45	118	298	4,60	7,79	15,00	13,56	0,47	230	31,30	326	0,622	1,04	—J
CH 47В СН-47С	9,145	0,640	14,30	130	335	4,80	7,70	14,85	12,60	0,50	230	35,20	369	0,585	1,06	—
											243	39,00	382	0,514	0,89	
СН-47С	9,14	0,820	11,20	169	435	4,74	7,80	14,90	10,70	0,47	230	42,80	—	—	—	Лопасти цельностекло- пластиковые
3-58	8,53	0,420	20,30	71	159	5,00	7,36	13,75	15,00	0,47	220	16,60	298	1,102	1,68	
S-61N	9,45	0,460	20,50	87	264	4,95	6,70	13,20	14,50	0,50	200	18,50	440	1,060	1,64	—
S-65 (СН-53А	11,01	0,660	16,70	160	579	5,40	6,28	12,96	12,30	0,456	185	34,00	897	0,685	1,15	Втулка стальная с применением титана, се- рийная, с автоматиче- ским складыванием ло- пастей

Продолжение
Вертолет	Я S х	Я А £		Ж СЗ*	/г,ш. кгс-м-е*	>-	Jt, кгс/м*	©i Д ж р		5 г	1 X X Я О' о	И	ж 2 е	С” V 7г U ж	ю J- в	Особенность конструкции
S-65 (СН-53А)	11,01	0,660	16,70	160	579	5,40	6,28	12,96	12,30	0,156	185	34,00	1210	0,925	1,56	Втулка стальная, про- ект, с автоматическим складыванием лопастей
													660	0,505	0,85	Втулка титановая, про- ект
S-65 (CH-53D)		0,740	14,90			6,06	5.60	11,50	10,10				—	—	—	Лопасть с титановым трубчатым лонжероном
S-64 (СН-54А)	11,01	0,600	18,40	156,5	542	5,85	6,68	13,60	13,80	0,50	185	—	—	—	—	—
HLH (ХСН-62)	14,02	1,016	13,80	366	2120	6,70	5,80	12,80	10,62	—	156	77,20	1401	0,524	1,00	Втулка титановая с эластомерными под- шипниками
UTTAS (YUH-61A)	7,465	0,600	12,40	97	—		9,15	16,70	12,70	—	—	—	—	—	—	Лопасти жестких вин- тов (без горизонталь- ных и вертикальных шарниров)
ВО-105	4,91	0,270	18,20	30,8	—	—	14,90	23,80	23,70	—	424	—	—	—	—	

* ££/?— кгс/мг>7
М2>7
18
16
/4-
12
10
8
6
4
2
I ОИ-68							
	т UTTAS(X Ми-2	(передни UH-61A) СН-47А Чзх, 3-58 '	i в и нт)				у-70Sвг с
Ми-К !Мх4 (задний-			,СН-47В; 'и-4 'Ml \<&СН 	-	CH-47C 1-8 -54А	Mu-i		640
Зант) «и кл-гб''		ш		ш	ж		540
У-Ю7-Ц7		3-61М у	77Y-Mu8				
	S-6S(CH-	5за)7	5-65(СЛ	-530)	HLH(XC!	1-62)	
		in-5,5					
			О - серийная	одновинтовая _д _ опытная	схема ffepmo.ne.ma т и проект □ - серийная	Продольная -ф- - опытная	схема вертолета серийная;соос- Д - ная схема вертолета				
							
							
4>	6	8	10	12	14	16	18 Я,м
Рис. 2.2. Весовые коэффициенты лопастей несущих винтов k* без учета
различия в удлинениях лопастей (заштрихованная область соответствует
лучшим в весовом отношении современным конструкциям лопастей, нахо-
дящимся в массовой эксплуатации)
53

ваться уточненными формулами, вытекающими из форму-
лы (2. 6):
(2-12)
О,=^А^Н1+ах^-\>)1.	(2- 13)
где	Х=к/\.р, a\,= 18 и А*=«$!/( 18 )°-7.	(2.14)
Так же, как и формулы (2. 3), (2. 4), (2. 8) и (2. 9), формулы
(2. 12) и (2. 13) справедливы только для области, где Ал^
(^л)т1п- Поэтому коэффициент Ал* не может быть меньше зна-
чения, вытекающего из условия (2.5) и определяемого как
k*	(2 15j
* (l+a^a-MJ
Значения весовых коэффициентов лопастей с учетом разли-
чия в их удлинениях приведены на рис. 2. 3. Пунктирными ли-
ниями на этом рисунке показаны значения весовых коэффици-
ентов Ал*. соответствующие условию (Ал)пнп =5,5, при указан-
ных на этом рисунке удлинениях лопастей.
Интересно отметить, что большая часть эксплуатирующихся
лопастей со стальным трубчатым и прессованным дуралюмино-
вым лонжеронами имеет весовые коэффициенты Ал* не меньше
тех, которые определены как соответствующие современному
уровню. Только лопасть вертолета S-65 несколько легче.
Вместе с тем следует обратить внимание на то, что в по-
следнее время построено несколько опытных лопастей с исполь-
зованием современных материалов, которые заметно опережа-
ют этот уровень в конструкциях лопастей с относительно малы-
ми удлинениями (см. рис. 2.3). Отметим, что получить такой
же выигрыш в весе для лопасти вертолета Ми-6 не удалось бы,
так как в лопастях с весом 540 кгс уже достигнуто значение
массовой характеристики уо=7. Отсюда следует, что использо-
ванная при этом конструкция лопасти со стальным трубчатым
лонжероном и стеклопластиковым каркасом является оптималь-
ной для этого размера лопасти.
Выполненные проекты лопастей и анализ данных, приведен-
ных на рис. 2. 3, позволяют считать, что в конструкциях лопа-
стей со стальным трубчатым лонжероном и стеклопластиковым
каркасом и с дуралюминовым прессованным лонжероном, со-
зданных на современном уровне, можно достичь весовых коэф-
фициентов, равных
Ал*=12,6... 13,8,	(2.16)
что соответствует
Ал = 5,5 ... 6,0 при /?= 16 м и Х=Хср.
54

24
л б в2'7
22
20
18
16
14
12
10
8
6
кгс/м г>7
		0Н-6А с	)	-105							
											
											
Попса \ *		•парулеб интов	Ы:	Ыа-2 □ 1/Н-18	F					Ql	чртмкгс
	□		V-44(n ц	ереОний ш.	8ип -/О- s-л МП 5.-	т) S-58	□ /№-	3	Ml	-б(^> 			 § \ Й
V-	гАР(уЬн-61Л}'^						п5-^НУ1-55,				_ —* -
	4	Ч(заопи	X и 8ишп) X'				^СЖ47	.	А- 	J	V\'	1 1 1	
			X* X*	\ \	И	А	СН-47С	'	। HLH(XC 5-55(СН-530)		Н-52)	
			X**								
4
2
г.,,,г,ик» Опытные экземпляры
с-рюныс	ц проекты лбпастеи .	,
□,	-р- — с оуралюминовым прессованным лонжероном
а,	-ф- — ср стальным контурным лонжероном
О ,	-ф- - со стальным трубчатым лонжероном
- А, -ф- — цельностеклопластиковая
-ф- — с титановым трубчатым лонжероном
О 2	4	6	8	10	12	14	16	18 в,м
Рис. 2.3. Весовые коэффициенты лопастей несущих винтов Лл с учетом раз-
личий в удлинениях лопастей (заштрихованная область относится к лучшим
в весовом отношении конструкциям лопастей с дуралюминовым прессованным
лонжероном и стальным трубчатым лонжероном и стеклопластиковым карка-
сом; пунктирными линиями показаны границы минимально допустимого веса
яопастн по условию у»*8? (*л—5.5); приведены и йл рулевых винтов)
55

Несомненно, что на вес лопасти оказывает влияние и вы-
бранная окружная скорость вращения винта Ur=mR.
С ростом окружной скорости возрастает центробежная сила
и может потребоваться увеличение толщины стенок лонжерона
в его средней (разрывной) части. Может также оказаться необ-
ходимым и некоторое усиление каркаса лопасти.
Применение методики, изложенной в гл. 3, позволяет сделать
вывод, что вес лопасти заметно увеличивается начиная с окруж-
ной скорости, равной для лопастей рассмотренной в гл. 3 кон-
струкции Uнн х 220 м/с.
Для учета этого эффекта при UR>URn формулу (2. 12)
можно представить в виде
VОл=	[1 +0,5 (77Д—Z7£„)], (2.17)
где	Uк=иjftU/tt, Urh=Urh!Ur^, 4/#, —220 м/с
(если Urh = Uk„to URh=1), а выражения в квадратных скоб-
ках можно использовать только в случае, когда RK=R)^ и
1/я>220 м/с. Формула (2. 17) также действует только при вы>-
полнении условия (2. 5).
Особенности применения приведенных здесь формул будут
разъяснены в подразд. 2.5.1.
2.2.2.	Втулки несущих винтов
Втулки несущих винтов состоят из корпуса втулки и рука-
вов подвески лопастей. Вес рукавов составляет обычно более
85% веса втулки. Поэтому важно определить вес рукавов втул-
ки, а вес корпуса можно приближенно положить пропорциональ-
ным весу рукавов.
Для оценки веса рукава втулки важно установить, какие из
действующих на втулку нагрузок (центробежная сила или изги-
бающие моменты) являются определяющими для выбора сече-
ний деталей, составляющих рукав.
При сравнении этих нагрузок удобно знакопеременный изги-
бающий момент представить в виде произведения действующей
центробежной силы на плечо е. В этом случае напряжения от
центробежной силы можно определить по формуле
s^-l/a^J,	, (2. 18)
а напряжения от изгибающего момента — по формуле
экзг= +	(2. 19)
где б и d— относительная толщина стенок и относительный га-
баритный размер сечений рукава втулки (рис. 2.4, а),
«=8/ f ДГ,, d=diV(2.20)
У л — центробежная сила лопасти; сц и а2 — коэффициенты, учи-
тывающие форму сечения.
56

Рис. 2.4. PvKas втулки (а) и потребные относительные толщи-
ны стенок рукава втулки при указанных на рисунке допускае-
мых напряжениях (б)

Для цилиндрического сечения
at=n, а а,=л/4.	(2.21)
Относительное плечо центробежной силы, характеризующее
величину переменного изгибающего момента,
е=е!УNt,	(2. 22)
Статистика значений ё различных вертолетов показывает, что
обычно 0,045.
На рис. 2.4,6 показаны минимально допустимые значения
относительных толщин стенок б и габаритных размеров <?, если
принять максимально допустимыми значения напряжений от
центробежных сил в диапазоне <тц.е=15 ... 20 кгс/мм2, а мак-
симально допустимыми переменные напряжения от изгиба аИа =
= ±6 кгс/мм2.
Дополнительным условием при проектировании втулки ока-
зывается то, что детали втулки должны охватывать собой под-
шипники шарниров (см. рис. 2. 4, а).
Если считать, что опорная поверхность подшипника имеет
площадь порядка половины площади, охватываемой наружным
контуром сечения рукава,
^"rjnup.iiu.iiu Г^""сеч’
где g~0,5, то относительный габаритный размер сечения не дол-
жен быть меньше чем
(2.23)
где аз — коэффициент, зависящий от формы сечения (для ци-
линдрического сечения аз=л/4); q— допустимая удельная на-
грузка на опорную поверхность подшипника.
На рис. 2.4, б минимальное значение d показано для случая,
когда <7 = 300 кгс/см2.
Из приведенного графика следует, что для деталей, охваты-
вающих подшипники, определяющими оказываются напряже-
ния от центробежных сил.
Поэтому площадь сечений этих деталей и их погонный вес
оказываются пропорциональными центробежной силе, а вес ру-
кава втулки — пропорциональным УлгВт, т. е.
ОРуК— kPyKN}гит,	(1. 24)
где гВт — длина рукава втулки по радиусу лопасти.
Следовательно, для снижения веса втулки важно максималь-
но уменьшать длину рукава.
Этому препятствуют два ограничения. Прежде всего очевид-
но, что длину рукава нельзя сделать меньше суммарного разме-
ра максимально придвинутых к корпусу узлов шарниров. Кроме
58

того, при принятых максимальных углах отклонения лопасти
относительно вертикального шарнира £шах вынос этого шарни-
ра нс может быть уменьшен и должен быть сохранен неизменным
при постоянных значениях ю/? и ty и пропорциональным макси-
мальному крутящему моменту на несущем винте
Л|.ш —~ (^крК.в-
(2. 25)
В случае максимально сдвинутых шарниров длина рукава
втулки определяется габаритными размерами узлов шарниров,
пропорциональными
(2.26)
В этом случае вес
втулки может быть опре-
делен по известной фор-
муле М. А. Лейканда
(2.27)
где — центробежная
сила лопасти в тоннах.
Однако осуществить
максимальное сближение
шарниров обычно не уда-
ется по самым различным
причинам. Нет достаточ-
ного опыта эксплуатации
вертолетов С втулками, Рис. 2.5. Втулка вертолета «Чинук» [23|
И'МеЮЩИМИ умеНЬШеННЫе /—горизонтальный шарнир; 1—осевой шарнир;
ВЫНОСЫ вертикальных	Л-вертнкалвиый шарнир
шарниров и повышенные
углы £тах- Отсутствуют необходимые летные исследования по
втулкам с не традиционным для наших вертолетов порядком
следования шарниров, существенно сокращающим длину ру-
кава (при заданном как это сделано во втулках вертоле-
тов «Чинук» (ПШ, ОШ, ВШ) (рис. 2.5) и «Флетнер» (ОШ,
ГШ, ВШ).
Кроме того, сокращение длины рукава, особенно для втулок
многолопастных винтов, связано с трудностями компоновочного
характера. Для иллюстрации этого положения на рис. 2. 6 пока-
заны схемы двух втулок несущих винтов с разным числом лопа-
стей, но при равных значениях общей центробежной силы z„Nn,
Рассчитанных на один и тот же крутящий момент (А1Кр)н. -
Несмотря на меньшее в 8/5 раза значение центробежной си-
лы каждой лопасти несущего винта при гл=8, длину ее рука-
ва не удалось уменьшить как из-за условия сохранения того же
значения /в.ш, так и вследствие трудностей размещения рукавов
59

втулки в случае приближения шарниров к корпусу втулки. По-
этому полученную в результате проектирования длину рукава
втулки можно считать связанной с общим уровнем знаний попи-
том организации — изготовителя вертолетов, а также с квалифи-
кацией и искусством конструктора.
Ркс. 2. 6. Схемы многолопастных несущих винтов с пятью и восемью лопа-
стями, имеющих равные I». ш и рассчитанных на один и тот же крутящий
момент и одинаковое значение суммарной центробежной силы
Следовательно, для оценки достигнутого уровня проектиро-
вания можно пользоваться коэффициентами, входящими в фор-
мулу
(2.28)
полученную из выражения (2.24), в котором длина рукава отне-
сена к радиусу лопасти.
Если же речь идет об определении веса втулки при различ-
ных величинах центробежной силы при крутящем моменте и чис-
ле лопастей несущего винта, не препятствующих максимальному
сближению ее шарниров, то можно пользоваться форму-
лой (2.27).
Из формулы (2. 27) следует, что при заданной центробежной
силе лопасти Na вес втулки прямо пропорционален числу лопа-
стей несущего винта гл или соответственно числу рукавов втул-
ки. Однако опыт проектирования показывает, что для втулок
многолопастных винтов эта зависимость несколько нарушается
и вес втулки, приходящийся на один рукав, не сохраняется по-
стоянным, а несколько увеличивается с ростом числа рукавов.
Чтобы учесть это обстоятельство, в формулы для расчета веса
60

втулки можно ввести коэффициент kz в той форме, как это
было предложено М. А. Лейкандом:
O„=knik^AN^,	(2.29)
где	kz= 1 при z„ < 4,
kz,= 1+Ьл(г1-4) при г, >4.	(2.30)
Коэффициент Ьл можно принять равным 0,05, хотя из ряда
исследований вытекает, что его значение может быть меньшим.
4. м------^7-----г>--ЪС* кгс/тс3/»
йт zAi*0,05(Zp-4)W*
КО
одновинтовая
> схема
вертолета
Ма-4
-6/М
65
OH-6
К5Г1
Лич/гучД
UH-1B
CH—47С
V-44 (передний S—
(Auwrjfl
Т — титановая
- С - стальная
СТ — стальная с
применением
титана |

k6r'US
Н-47В
О -серийная
t-проекты
-серийная втулка
С автоматичес-
ким складыва-
нием лопастей 
Mu-6®
□ -серийная
Ху-проекты
0,5
(Г’,'° HLH (хсн-62)
I продольная схема
J вертолета-------
О 20	40 6П 60 НЛ, гс
Рис. 2. 7. Характер изменения весовых коэффициентов вту-
лок несущих винтов Лвт в широком диапазоне значений цен-
тробежной силы лопасти (заштрихованная область со-
ответствует лучшим в весовом отношении конструкциям
втулок с трехшарнирным креплением лопастей, находящим-
ся в массовой эксплуатации)
На рис. 2. 7 и в табл. 2. 1 приведены значения весовых коэф-
фициентов k„r для различных втулок отечественных и иностран-
ных вертолетов. Для втулок с числом лопастей гл>4 весовые
коэффициенты приводились по соотношению (2. 30), в котором
принималось значение Ьл=0,05.
Анализ данных по однотипным конструкциям втулок пока-
зывает, что, из-за эффекта увеличения относительных толщин
стенок, втулки, рассчитанные на меньшую центробежную силу,
сказываются относительно тяжелее. Для учета этого эффекта
предлагается использовать формулу
О.Т=^ЛЛЛГ.‘“-	(2-31)
61

Значения коэффициентов Л‘т приведены на рис. 2. 8. Можно
считать, что для современных отечественных втулок £’т~1,15.
При центробежной силе N„=60 тс этому коэффициенту соот-
ветствует коэффициент Лвт=0,61.
=	[/+ 405 (z,-4)jV, '>,s’ MlC/rc^
to
0,5
о го
Мл, TC
Рис. 2.8. Весовые коэффициенты втулок несущих винтов k вт
(условные обозначения см. на рис. 2.7)
2.2,3.	Управление вертолетом
Для оценки веса систему управления вертолетом следует раз-
делить на две части: на бустерную систему управления несу-
щим винтом (или винтами, включая и рулевой винт) и на про-
водку управления от ручки или педалей до основных бустеров,
называемую добустерной или ручной проводкой управления.
Различие между этими частями системы управления заключа-
ется в том, что бустерная система управления рассчитывается
на нагрузки от лопастей винтов, увеличивающиеся с размерами
винтов, а добустерная система управления — только от усилий
пилотов при однокаскадной системе управления и от усилий пи-
лотов и малых бустеров в двухкаскадной системе управления.
Схема последней показана на рис. 2.9.	»
62

В состав бустерной системы управления целесообразно вклю
чить все элементы управления, рассчитываемые на нагрузки от
лопастей. Это автомат перекоса, основные бустеры с их крепле-
нием, система управления от этих бустеров до автомата перекоса
и основная гидросистема, производительность которой прямо
связана с потребной мощностью основных бустеров.
Рис. 2. 9. Схема двухкаскадной систе-
мы управления вертолета «Чинук»:
/—основные гидроусилители (2-й каскад/:
2—вторая ступень механического смесите
ля; /—первая ступень механического сме-
сителя; 4— рулевые приводы системы улуч-
шения устойчивости; S—гидроусилитель
системы продольного управления <1Я кас-
кад); 6—гидроусилитель системы управлс
иия общим шагом (1-й каскад); 7—верх-
ний рулевой привод дифференциального
общего шага; S— нижний рулевой привод
дифференциального общего шага
Если считать, что вес бустерной системы управления пропор-
ционален сумме шарнирных моментов лопастей, то его можно
определить по формуле
^б. упр ^6. унр^л	7?{*расч ’
(2.32)
где UЦ —	Ррасч — Ррасч^^фейс)»’ /?в — 220 м/с и (ftjjufleJo—0,3.
Здесь мы условно приняли, что шарнирные моменты прямо
пропорциональны на расчетном режиме полета характеристике
63

Црасч (хотя эта зависимость может быть и сложнее), для того
чтобы хоть как-то учесть влияние величины скорости полета нэ
усилия в системе управления и, следовательно, на ее вес.
На рис. 2. 10 приведены удельные весовые коэффициенты
бустерного управления для ряда отечественных вертолетов, где
для простоты положено £?« = Црасч = 1» причем специально вы-
делены весовые коэффициенты автомата перекоса, чтобы оценить

—I------1-----;
бустерное управление
20
.4
—\в-П
Ю
7//7////^^
штампованной тарелкой
°Г*Г</-2 I
-----L-— <----Автомат перекоса—
---&Ми-Ь
R. "
его долю в общем веге
системы бустерного уп-
равления. По этим дан-
ным достигнутый весовой
уровень бустерного управ-
ления можно оцени гь
коэффициентами fe«ynp=
= 16... 19 кгс/м3, fea.n =
=7...8 кгс/м3.
Вместе с тем послед-
ние проработки, основан-
ные на характеристиках
современных бустеров,
показали, что значение
весового коэффициента
бустерного управления
может быть снижено и
Рис. 2.10. Весовые коэффициенты бу- доведено ДО fe6yrm= 13 ...
стерного управления и автоматов пере-	кгс/мз
коса	’"" п '
Положив в выражении
(2.132) ty, = 0,155, фор-
мулу для веса бустерного управления (2.32) можно преобра-
зовать к виду
®б.уир	/"Т2
ё^Г~“4то“и₽ас’* *
(2.33)
Следовательно, при фиксированных значениях црасч и Un
относительный вес бустерного управления, определяемый по
формуле (2.33), пропорционален хорде лопасти b и не зависит
ни от каких других параметров вертолета.
В состав ручной проводки управления кроме управления до
основных бустеров введем также все другие виды управления,
в том числе управление двигателями, стабилизатором и вспомо-
гательные системы управления для открытия грузовых створок,
трапов, капотов, выпуска шасси вместе с используемой для этого
вспомогательной гидросистемой.
У одновинтового вертолета длины всех проводок управления,
кроме проводки к рулевому винту, невелики и поэтому, как пра-
вило, удается ограничиться простой однокаскадной механиче-
ской системой управления. Вес ручной проводки такого управ-
64

дения составляет всего около 20... 30% от веса всей системы
«правления и зависит практически только от ее общей длины.
Приближенно считая общую длину проводки управления про-
порциональной радиусу ------
сти R, можно положить
^р.упр ^р.упр^?.
Для транспортных
летов. не имеющих вспомога-
тельной системы управления,
значение весового коэффи-
циента Йр.упр (рис. 2.11) мож-
но считать равным fePynP=7...
10,5 кге/м.
Для вертолетов одновинто-
вой схемы, имеющих вспомо-
гательное управление для от-
крытия грузовых створок, тра-
пов, капотов и выпуска шасси,
этот коэффициент увеличи-
вается до значения £Р.упР~
= 18...25 кге/м. Здесь, как
уже было сказано, в вес руч-
ного (добустерного) управле-
ния вводим вес как вспомога-
тельного управления, так и его
гидросистемы.
Для двухвинтовых вертоле-
тов длина проводки сильно
возрастает, и из-за роста сил
трения в нее приходится вводить
стеры, переходя к двухкаскадной системе управления, вес кото-
рой при этом довольно существенно возрастает.
Полагая длину такой проводки пропорциональной расстоя-
нию между винтами L, ее вес можно оценить по формуле
лопа-
(2.34)
верю-


(для бертолетов одно- в)
*	*».t винтоЛш сеемы) £fl
вот (fa, вертолета в-it) \
L
30
25
20
15
10
Мн-Юь
Современный уровень
----'----1—t'-I------

Ц--1---
5
4mu~Z
10
И
Mu -O(J
Рис. 2.11. Весовые коэффициенты руч-
ного (добустерного) управления:
I—вертолеты с убирающимися шасси; 2—
вертолеты без вспомогательной системы
управления (заштрихованные значки от-
носятся к весовым коэффициентам рунно-
го
м вспомогательного управления имеете
со вспомогательной гидросистемой)
дополнительные малые бу-
^p.yup — ^р.упр^--	(2.35)
У вертолета В-12 вес ручного и вспомогательного управления
вместе с малыми бустерами и их гидросистемой составляет
1360 кге (при 350 кге на вертолете Ми-6). Следовательно,
kp упр=42,7 кге/м.
У двухвинтовых вертолетов продольной схемы общая длина
проводки управления немного меньше. Поэтому весовой коэф-
фициент ручного и вспомогательного управления у этих вертоле-
тов должен иметь такжд несколько меньшие значения.
Учитывая, что создание управления вертолета В-12 было пер-
вым опытом такого рода, считаем, что имеется возможность для
3	833
65

облегчения проводок добустерного управления на двухвинтовых
вертолетах. Поэтому можно принять АР Упр=30 кге/м —для вер
толстое продольной схемы и Ар.упр=35 кге/м — для вертолетов
поперечной схемы.
Большое снижение веса у двухвинтовых вертолетов может
быть достигнуто при применении электрической системы управ-
ления, значение весового коэффициента kp. упр которой может
быть снижено в 1,5... 2,0 раза.
2.2.4.	Главный редуктор
Размеры всех шестерней, подшипников и валов главного ре-
дуктора определяются в основном силами, зависящими от пере-
даваемых редуктором крутящих моментов. Поэтому вес глав-
ного редуктора можно было бы определить по формуле
Огл.у„=^.нд«Р)-.-.	(2-Зв)
где коэффициент Лгл. ред можно считать сопоставимым для редук-
торов одного размера, сходных схем и с близкими значениями
передаточных отношений.
Однако при анализе данных построенных редукторов, приве-
денных на рис. 2. 12 и в табл. 2.2, обращает на себя внимание
Рис 2. 12. Характер изменения весовых коэффициентов Агл р«д вертолетов
по величине крутящего момнета на несущем винте (вес заднего редуктора вер-
толета «Чинук» дается с удлиненным валом несущего винта):
А—схемы с одним главным редуктором; Б—схемы с несколькими редукторами прицела
несущего пинта
66

io, что с уменьшением величин передаваемых редукторами кру-
тящих моментов весовой коэффициент кгл, рсД увеличивается.
Это объясняется тем, что толщины стенок основных деталей у
малых редукторов оказываются относительно больше как вслед-
ствие технологических трудностей при изготовлении деталей с
очень малыми толщинами стенок, так и по соображениям обес-
печения необходимой жесткости и статической устойчивости
стенок.
Рис. 2. 13. Схема трансмиссии вертолета
«Линкс» [22]
Из-за этого вес деталей малых редукторов получается отно-
сительно выше. Для того чтобы как-то уменьшить этот эффект,
такие редукторы оказывается выгодным делать по более про-
стым схемам, в частности с передачей выходного крутящего мо-
мента по меньшему числу точек зацепления, например по двум
точкам, как это сделано у вертолетов «Линкс» (рис. 2. 13) н
Ми-2, или всего через одну точку, как у редуктора вертолета
Ми-1 или вертолета «Хьюз» ОН-6А. В то же время в редукто-
ре Р-7 вертолета Ми-6 выходной крутящий момент на коло-
кольной шестерне собирается от 18 сателлитов (рис. 2.14,6),
хотя использование большего числа точек зацепления в первую
очередь вызвано ограничением окружного усилия на одной ше-
стерне по ее прочности, что создает трудности при передаче
больших крутящих моментов. Поэтому для учета масштабного
эффекта непропорционального уменьшения толщин стенок и от-
3»	’	67

£
Данные элементов трансмиссии вертолетов
__________а) Главные редукторы
Таблица 2.2
Вертолет		ЛГ„,		АГтр.	£	ЛН.Н»	(^Кр)н Л>	кгс	Лгл.рел	
		л. с		л. с		об/ мин	КГС’М			ь "гл.рел
Ми-1		575		575	0,800	250	1320	135	0,102	0,427
Ми-2		2x400		800	0,810	246	1890	284	0,150	0,682
Ми-4		1700		1700	0,800	192	5110	471	0,092	0,510
Ми-8		2X1500		3000	0,830	192	9290	782	0,084	0,528
Ми-6 (2X5500 л. с.)		2 x5500		11000	0,835	120	54800	3200	0,058	0,529
Ми-6 (2 X 6500 л. с.)		2 X6500		13000	0,835	120	64800	3200	0,049	0,452
ОН 6Л		317		275	0,830	475	350	36	0,102	0,346
UH-IB		1100		1100	0,835	324 •	2030	173	0,084	0,386
S-61		2x1250		2-500	0,830	203	7300	503	0,069	0,409
S-64		2X4050		6500	0,825	185	20900	1.330	0.063	0,470
S-65 (CII-53A)		2 x3925		70150	0,815	185	23000	1200	0,0521	0,389
S-65 (СН-53Е)		3x4390		11570	0,830	177	38900	1714	0,0442	0,363
СН-47С	Передний ре- дуктор	2 x3750	По	6000 3600 л.с. каждый винт	0,940	243	10292	570	0,055	0,352
	Задний редук- тор		на					627	0,061	0,387
	Передний							175	0,079	0,370 1
	редуктор		По	855 л. с						
V-44		1425	на	каждый винт	0,940	258	2370			
	♦ Задний							165	0,074	0,350
	редуктор									
6) Хвостовые, промежуточные редукторы и трансмиссионные валы
		»	Хвостовые		редукторы		Промежуточные, редукторы				Трансмиссионные валы_				
	X - X	пере транс	X												
Вертолет	X о •ч £ £	мощность, дающаяся миссией, л-с.	Лрд,, об'М|	(^кр)хв.рел КГСМ	ж 4 X к О	о а. %?	Лпр.шм. об/мин	(^кр)нр.ре’ кгс • м	4> сх О ж	ь* л11р.р€Л	об/мин	Я 1	(^Кр)рМЗр» КГСМ	О w ч к о	3
Мл-1		45	1350	24	18	1.42	2263	14,3	14	1,70	2263	8,95	—	21,2	—
Ми-2		73	1450	36	18	1,03	2462	21,5	14	1.21	2467	8,10	—	24,2	—
Ми-4		163	10-10	112	48	1,09	2400	48,6	19	0,85	2400	12,40	.330	54,4	0,091
Ми -8		280	ИЗО	177	48	0,77	2596	79	22	0,67	2596	12,40	330	49,3	0,084
Ми-6 (2 X 5500 л. с.)		1200	675	1274	286	0,95	2006	430	114	0,89	2065	20,40	1490	214	0,082
Ми-6 (2X6500 Л. с.)		1500	675	1591	297	0,81	2006	537	114	0,74	2065	20,40	1830	231	0,076
В-12		8200	—	—	—	—	2755	2139	354	0,76	2755	32	6000	650	0,063

Рис. 2.14- Расчетные весовые коэффициенты планетарной сгу-
пенн главного редуктора, выполненной по схеме замкнутого
дифференциального механизма, в зависимости от передаточно-
го отношения <ет н числа сателлитов zc (а) и кинематическая
схема редуктора Р-7 (б)
70

части влияния упрощения схемы малых редукторов в отечест-
венной практике и за рубежом обычно используется формула
(2-37)
где	^гл.рм=^гл.рел (
Значения коэффициентов k*a ред для ряда построенных редук-
торов приведены на рис. 2. 15.
«гс/Ыс-м}’''*
5000	10000	30000	50000
Рис. 2.15. Весовые коэффициенты главных редукторов вертолетов Агд_ ре<
(вес заднего редуктора вертолета «Чинук» дается с удлиненным валом
несущего винта):
А—схемы с одним главным редуктором; Б—схемы с несколькими редукторами при-
вода несущего винта
Из рис. 2.15 следует, что значения весовых коэффициентов
для большего числа построенных главных редукторов меняются
в пределах k*T> ред=0,34...0,525 при довольно широком измене-
нии передаваемых редуктором крутящих моментов. Выпадение
из этого диапазона точки, соответствующей редуктору вертоле-
та Ми-2, вполне объяснимо, так как этот редуктор по своей схе-
ме и из-за использования основных шестерен от вертолета Ми-1
оказался излишне тяжелым.
Большое влияние на вес главного редуктора оказывает его
схема, во многом зависящая от общего передаточного отноше-
ния редуктора, так как это отношение определяет число ступе-
ней главного редуктора.
71

Если привод несущего винта вертолета от двигателя кроме
главного редуктора имеет еще ряд редукторов, в том числе и
редуктор у двигателя, то передаточное отношение собственно
главного редуктора уменьшается и его вес падает, в то время
как общий вес привода несущего винта может и возрасти. Соот-
ветственно и вес единого главного редуктора, рассчитанного на
все передаточное отношение от двигателя к несущему винту, ока-
зывается обычно выше, что можно видеть на рис. 2. 15, где точки,
относящиеся к таким редукторам, заштрихованы. Лучшие в весо-
вом отношении единые главные редукторы вертолетов с турбо-
вальными двигателями имеют коэффициенты Л*л рея =0,43...0,45.
Этот уровень достигнут, в частности, в редукторе Р-7 вертолета
Ми-6 с мощностью двигателей 2 X 6500 л. с.
Особо следует обратить внимание на значения весовых коэф-
фициентов редукторов вертолетов продольной схемы. На
рис. 2. 12 и 2. 15 веса главных редукторов вертолетов СН-47С
«Чинук» и V-44 отнесены к максимальному крутящему моменту
(М|д|)тах=:в|ср ('^Kj>)cp,
здесь а,(р — коэффициент неравномерности распределения крутя-
щих моментов между несущими винтами, принятый фирмой
Боинг-Вертол равным a^=\,2; (Мкр)ср — средний крутящий
момент несущих винтов.
УХ
(МкДр=716,2-^-------Е,
где 2М,р — максимальная мощность двигателей, пропускаемая
трансмиссией вертолета; £ — коэффициент использования мощ-
ности.
Из рис. 2. 12 и 2. 15 видно, что вес главных редукторов вер-
толетов СН-47С и V-44 оказывается на уровне весов современ-
ных редукторов одновинтовых вертолетов с турбовальными дви-
гателями, имеющими встроенный редуктор двигателя, хотя мож-
но было бы ожидать, что редукторы вертолетов продольной схе-
мы таких размеров относительно легче редукторов вертолетов
одновинтовой схемы. Такое предположение основывается на том,
что ввод мощности у этих редукторов осуществляется через один
синхронизирующий вал и одну пару конических шестерен
(рис. 2.16, в), что возможно при этом уровне нагрузок (.Vmax^
=4<500 л. с.), а общее число ступеней редукции главных редук-
торов может быть снижено до трех.
Для учета влияния схемы редуктора на его вес предлагается
следующий подход: предположим, что формулу (2. 37) можно
применить для оценки веса каждой ступени редуктора в отдель-
ности, а суммарный вес редуктора определить по сумме весов
его ступеней. Тогда для сопоставления весовых коэффициентов
72

редукторов различных схем может быть получена следующая
приближенная формула:
ъ
гл. р« и
(2.38)

где k*rj — весовой коэффициент /-й ступени редуктора; i,=
(Л;)вых/Лн.в — передаточное отношение от выхода из /-й сту-
пени редуктора к несущему винту; гы — число независимых ка-
Рис. 2. 16. Расчетные весовые коэффициенты планетарной ступени глав-
ного редуктора (а) и двухступенчатого планетарного редуктора (б) в
зависимости от их передаточных отношений и числа сателлитов ze и
кинематическая схема редуктора вертолета «Чинук» (в):
/—первая ступень; //—вторая ступень; ///—третья ступень
налов, по которым передается мощность на выходе из данной
ступени; — коэффициент, учитывающий дополнительную мощ-
ность, передающуюся /-й ступенью не на несущий винт (напри-
мер, на рулевой винт). Если рассматриваемая ступень передает
мощность на несущий винт, то |,= 1. Если ступень передает всю
Мощность, введенную в редуктор, включая и мощность, идущую
У вертолета одновинтовой схемы на рулевой винт, то, пренебре-
73

гая другими малыми потребителями мощности, можно считать,
что коэффициент совпадает с коэффициентом использования
мощности £j=gn. в- Для ступеней главного редуктора вертолета
одновинтовой схемы, передающих мощность на рулевой винт,
этот коэффициент следует принимать равным £j=£p. b/jVp. ах
яг 7 ... 8, гд(.¥р. e=Np. В/Л'н. в, а передаточное отношение i, —
брать до шестерни, передающей больший крутящий момент в
рассматриваемой ступени.
Если на многодвигательных вертолетах ввод мощности от
каждого двигателя рассчитывать на чрезвычайную мощность
.V4p, большую, чем взлетная мощность, обычно выбираемая по
запанным условиям висения на статическом потолке, то в фор-
мулу (2.38) вместо коэффициента £, следует ввести коэффи-
циент ^* = §;/йчр, где &4p=W4pAVb3.i, для всех ступеней, переда-
ющих мощность от одного двигателя, включая и ступень, объе-
диняющую мощность, для шестерен которой чрезвычайная мощ-
ность также оказывается расчетной.
Значения весовых коэффициентов ступеней главного редукто-
ра k*tj могут быть определены по методике, которая будет да-
на ниже.
Если весовые коэффициенты А£т, известны, то по формуле
(2.38) можно получить значение весового коэффициента А*Л[,ед
для редуктора любой схемы при одинаковом весовом совершен-
стве выполнения каждой ступени. Назовем этот коэффициент ве-
совым коэффициентом схемы редуктора. Тогда вес редуктора
может быть определен по формуле
оад.=^„.(Л<ч,)и,	(а. 39)
где kB. с—коэффициент весового совершенства редуктора;
— весовой коэффициент, зависящий только от выбранной
схемы редуктора и определяемый по формуле (2.38).
Для определения весовых коэффициентов ступеней неплане-
тарного типа предположим, что вес конструкции каждой ступе-
ни может быть разделен на отдельные части, вес которых про-
порционален крутящим моментам, передающимся каждой входя-
щей в эту ступень шестерней, в степени 0,8. При этом для ступе-
ней, суммирующих мощность от нескольких каналов ее пере-
дачи, будем считать, что вес той части ступени, в которую вхо-
дит ведомая шестерня, зависит от крутящего момента, передаю-
щегося только одной ведущей шестерней, и не меняется при уве-
личении их числа. Тогда значения весовых коэффициентов этих
ступеней могут быть определены по формуле Л‘т= (г^2/^8-)-
4" гДе 2ш — число ведущих шестерен данной ступени сое-
диненных с одной ведомой шестерней; «ст = ЛведущМведом — пере-
даточное отношение рассматриваемой ступени.
74

Аналогично для ступени с разделением мощности на гш ше-
стерен может быть использована формула
Для лучших в весовом отношении редукторов вертолетов
можно принять /гш=0,25 для цилиндрических шестерен и km=
=0,35 .. .0,4 для конических шестерен.
Отметим, что для редукторов, выполненных на современном
уровне, эти формулы дают достаточно близкие к фактическим
значения весовых коэффициентов. В то же время полученные та-
ким образом коэффициенты k*cl будут выше фактических весовых
коэффициентов цилиндрических ступеней редукторов вертолетов
Ми-1 и Ми-2, спроектированных с напряжениями, большими,
чем это допускается сегодня. У цилиндрических ступеней этих
вертолетов &ш=0,15 ... 0,22.
Применив такой же подход к планетарным ступеням редукто-
ров, получим приближенные формулы для определения их весо-
вых коэффициентов:
для обычной планетарной ступени
где гс — число сателлитов, примененных в планетарной ступени;
/ст=211j —передаточное отношение планетарной сту-
\ Гц /
пени, здесь гс — радиус сателлита; гк — радиус ведущего колеса.
Значения расчетных весовых коэффициентов планетарной сту-
пени и двухступенчатого планетарного редуктора с различными
данными предпоследней II ступени, полученные по этой форму-
ле, приведены на рис. 2. 16, а и б.
Из приведенных графиков видно, что вес планетарной ступе-
ни может быть существенно снижен при увеличении числа ис-
пользуемых сателлитов. Однако при этом передаточное отноше-
ние планетарной ступени падает. Поэтому в двухступенчатом
планетарном редукторе, используя ступень с большим числом
сателлитов на выходе, в предпоследней ступени выгоднее иметь
по возможности большее передаточное отношение с соответствен-
но меньшим числом сателлитов и большим весовым коэффици-
ентом kn* (см. рис. 2.16, б).
Для планетарной ступени, выполненной по схеме замкнутого
дифференциального механизма, аналогичная формула оказы-
вается несколько сложнее:
75

где zc и zn — число сателлитов и паразитных шестерен; Л/вод,
Л/венд — доли крутящего момента, передающиеся через водило
сателлитов и через венец колокольной шестерни,
1 . т
•Мадд —	> Л1осНЦ —	,
1 4- т	I + т
где	т=— ------—------z—•
2(ri-re)(l -2г„)
Входящие в формулы радиусы сателлитов гс, паразитных
шестерен гп и промежуточного венца и отнесены к радиусу вен
ца колокольной шестерни (рис. 2. 14, б).
Полученная по этой формуле зависимость весовых коэффици-
ентов от передаточного отношения <ст и числа сателлитов zc при
условии, что число паразитных шестерен на два больше числа
сателлитов и отношение радиусов промежуточного и внешнего
венцов ^ = 0,9. приведена на рис. 2. 14, а.
При несколько больших значениях весовых коэффициентов,
но при тех же окружных усилиях на шестернях планетарная
ступень, выполненная по схеме замкнутого дифференциального
механизма, позволяет передать больший по абсолютной величине
крутящий момент.
Как отдельные ступени при расчете по формуле (2. 38) сле-
дует рассматривать вал несущего винта и комплекс муфт и ме-
ханизмов на входе в редуктор.
Для современных конструкций вала шарнирного несущего
винта может быть достигнут весовой коэффициент А^л=0,07,
хотя у многих построенных редукторов этот коэффициент боль-
ше и часто равен	Для муфты свободного хода и
уравнительного механизма типа примененных в редукторе Р-7
весовой коэффициент £*rt=0,5. Без уравнительного механизма
этот коэффициент может быть равным £’t0=0,2...0,3.
Определив таким образом весовой коэффициент зави-
сящий от схемы редуктора, можно по фактическому весу редук-
тора определить его коэффициент весового совершенства:
^гл.ред
кях~~ь* (М )0'8'
" схем'’1кр)н,в
(2. 44)i
В табл. 2. 3 приведены данные для расчета и выполнен рас-
чет схемных весовых коэффициентов для ряда построенных ре-
дукторов. Из этих расчетов следует, что схемные весовые коэф-
фициенты для редуктора вертолета Ми-6 и переднего редуктора
вертолета «Чинук» (без удлиненного вала несущего винта) ока-
зываются равными £*„„=0.423 для редуктора Р-7 и £*хе„ = 0,387
для редуктора вертолета «Чинук».
76

следовательно, при одинаковом уровне весового совершенст-
ва передний редуктор вертолета продольной схемы (по типу
вертолета «Чинук») вследствие его большей простоты (одна ко-
ническая пара) и меньшего числа ступеней оказывается относи-
тельно легче схемы редуктора Р-7 всего примерно на 10%.
При сравнении весов трансмиссии вертолетов различных схе и
можно по формуле (2.38) определить суммарные весовые
коэффициенты всех редукторов привода несущего винта верто-
лета, значения которых также приведены в табл. 2. 3. Из этих
данных видно, что если сравнивать весовые коэффициенты всех
редукторов привода несущего винта, то у вертолета «Чинук»
(без учета удлиненного вала главного редуктора заднего несу-
щего винта) этот коэффициент оказывается несколько выше, чем
у редуктора Ми-6.
При весовых расчетах в вес редуктора удобно включить так-
же находящееся в нем масло и хотя бы частично вес его узлов
крепления к фюзеляжу. При сопоставлении весов отечественных
редукторов с иностранными, обычно не имеющими редукторной
рамы, в вес редуктора следует включить также половину веса
редукторной рамы и вес ее узлов крепления Тс главному редук-
тору. При таком подходе для лучших в весовом отношении оте-
чественных редукторов, рассчитанных на все передаточное отно-
шение от двигателя к несущему винту, весовой коэффициент ока-
зывается равным примерно 0,465.
2.2.5. Промежуточные и хвостовые редукторы
Промежуточные и хвостовые редукторы почти всех вертоле-
тов отличаются тем, что имеют очень малые передаточные отно-
шения и состоят всего из двух, обычно конических шестерен.
Один из вариантов конструкции промежуточного редуктора по-
казан в книге [11] на рис. 83, а хвостового редуктора — на
рис. 84. Их весовые коэффициенты так же, как и весовые коэф-
фициенты конических ступеней главных редукторов, выше, чем
в целом для главных редукторов. Это обстоятельство наиболее
важно для двухвинтовых вертолетов, особенно для вертолетов
продольной схемы, имеющих обычно несколько промежуточных
редукторов (рис. 2.17), рассчитанных на длительную передачу
мощности двигателей, и в меньшей степени — для вертолетов
поперечной схемы, синхронизирующий вал которых нагружает-
ся сравнительно кратковременно, лишь при поперечном управле-
нии вертолетом и при отказе двигателей.
Веса промежуточных и хвостовых редукторов можно оцени-
вать по формуле, аналогичной формуле (2.37).
При оценке веса промежуточных и хвостовых редукторов ча-
сто возникают затруднения из-за оценки расчетных значений
крутящих моментов, так как крутящие моменты, передаваемые
этими редукторами, часто изменяются в очень широких преде-
77

00
Подсчет схемных весовых коэффициентов главных редукторов трех типов
вертолетов
Таблица 2.3
Наименование ступени			Р-7 (Л,?=1)			.Чинук* СН-47С (передний редуктор) (k4V~ 1/25)			S-65 (*„,=1,12)		
			Ч . 0. Ч	^ст /	.0,2 Ь гк j *ст)	Ч ч. ч	*ст/	4/*ег/	ч, ч. ч	Чу )	0.2 ь j *ст )
					(О«/)0,8						
								(Об/]0,8			1'Д/1Л8
Вал несущего винта		—	—	0,07		—	0,07		—	0,07	
III ступень			1	0,195 .днфферен- циальная плане- тарная* гс=8; гп=10		1	0,177 zc=6		1	0,095 гс=12	
		Ч	1			1			1		
		ч	1			1			1		
II ступень			1	0,182 «цилинд- рическая*	0,047	1	0,206 zc=5	0,0734	1	0,163 zc=7	0,081
		Ч	6,45			3,65			2,39		
		ч	0,83			1			1		
I ступень			4	0,6 .кониче- ская-	0,062	1	0,56 .кониче- ская*	0,066	1	0,378 .кониче- ская-	0,091
		ч	29			17,44			8,15		
		Ч’Л'	0,83			1			0,728		
Муфты и ме- ханизмы на входе в редук- тор			2	0,5	0,0224'		—	—	2	0,2	0,018
		ч	69,3						32,6		
			0,83						0,728		
Привод на рулевой винт	IV	А/	1	0,58 .кониче- ская-	0,0276	—	—	—	1	0,73 .кониче- ская*	0,02
									11,2		
		Ч	6.45								
									7,8		
		ч	7,0								
	V		—	—	—	—	—	—	1	0,476 .цилинд- рическая-	0,011
		Ч							14,2		
									7,8		
Схемный весовой коэффици- ент глаиного редуктора			—	—	0,423	—	—	0,387	—	—	0,386
Объединитель- ный редуктор		,од	—	—		1/2	0,65 .кониче- ская*	0,021	—	—	
		Ч	—			30,7					
		$/=в/*чр				1,2/1,25					
Редуктор двига- теля			—	—		1		0,74 .кониче- ская*	0,0374	2	0,61	0,056
									32,6		
		Ч	—			52,2					
		Ч	—			0,8			0,728		
Схемный весовой коэффициент приво- да несущего винта от двигателя				—	0,423	—	—	0,446	—	—	0,442

лах. Поэтому целесообразно в формулу для определения веса
этих редукторов вводить эквивалентный крутящий момент:
(2-«о
определяя его для нагрузок, превышающих предел выносливо-
сти на базе 6-106... 10-10е циклов.
Расчеты показывают, что с достаточной степенью точности
эквивалентный крутящий момент может быть принят равным
Рис. 2. 17. Трансмиссия вертолета «Чинук» [29];
I—промежуточные редукторы (редукторы двигателей); 2—промежуточный, или объе-
диняющий редуктор
моменту на ведомом валу редукторов на режиме висения при
H=ffCT для одновинтового вертолета; моменту, соответствую-
щему максимальной передаваемой мощности от двигателей с
учетом неравномерности распределения этой мощности между
несущими винтами, у вертолетов продольной схемы:
Л!кр=716,2акр-^^-,	(2.42)
и моменту, соответствующему мощности, передаваемой синхро-
низирующим валом при управлении вертолетом поперечной схе-
мы, которая может быть приближенно принята равной:
V
4 * сикхр.вал
(2. 43)
80

где а — коэффициент, зависящий от схемы трансмиссии (а=1,
если редуктор передает мощность всех двигателей, и а = 2, если
он передает мощность половины двигателей); пвил — частота
вращения ведомого вала промежуточного редуктора; гвал — чис-
ло синхронизирующих валов.
Рис. 2. 18. Весовые коэффициенты промежуточных
редукторов
На рис. 2.18 и 2.19 и в табл. 2.2 приведены весовые данные
ряда промежуточных и хвостовых редукторов, подсчитанные в
соответствии с описанным подходом.
Весовой коэффициент для среднего промежуточного редукто-
ра вертолета В-12 дан при эквивалентной мощности #свихр.вал =
= 8000 л. с., на которую он проектировался, т. е. несколько
большей, чем следовало бы в соответствии с формулой (2.43).
Для современных промежуточных и хвостовых редукторов
можно принять k* рея =0,7... 0,9 и ^хЛ.ред=0,65 ... 0,8.
Некоторое различие в весовых коэффициентах промежуточ-
ных и хвостовых редукторов объясняется только тем, что у про-
межуточных редукторов передаточное отношение бывает обычно
меньше, чем у хвостовых редукторов. Если хвостовой редуктор
выполнить по двухступенчатой схеме, с конической передачей на
входе и планетарным рядом на выходе, то Л‘ярсд в соответствии
с формулой (2. 38) может быть уменьшен.
81

Рис. 2.19. Весовые коэффициенты хво-
стовых редукторов одновинтового вер-
толета
1
Рис. 2. 20. Секция трансмиссионного вала вертолета Ми-6
82

2.2.6. Трансмиссионные валы
Если для одновинтового вертолета вес трансмиссионных ва-
лов невелик, то для поперечной и особенно для продольной схем
вертолетов вес их оказывается столь значительным, что сущест-
венно влияет на общий вес конструкции вертолета.
Вес трансмиссионных валов на 60 ... 70% определяется ве-
сом трубы вала (рис. 2.20).
Выбор размеров трубы вала производится по потере устой-
чивости, которая может произойти при разрушающем крутящем
моменте (М1<р)разр.
Для получения минимального веса трубы вала очень важно
выбрать оптимальное соотношение между его диаметром и тол-
щиной стенки d=d/b.
Потребный момент сопротивления вала может быть определен
как
2	^Хпп
откуда
2 (^кр)разр
(2. 44)
(2.45)
получим
где
Подставив значение б в формулу для веса трубы вала
 2,32у
У
Значения тдоп определяются по известным графикам допу-
скаемых напряжений на скручивание стальной трубы, один из
которых в качестве примера приведен на рис. 2.21 (где Lo —
расстояние между опорами вала), и по формуле
тдо11— 24,6 -0,06 -0,035 (7)а,
d
(2.46)
(2.47)
(2. 48)
предложенной С. А. Голубцовым для труб из дуралюмина.
На рис. 2.22 приведены значения йвал, определенные для
стальных труб, термически обработанных на ов=105 кге/мм2,
и для дуралюминовых труб.
Из рис. 2. 22 следует, что для обычно применяемых стальных
труб с ов= 105 кге/мм2 оптимальное значение £вал=0,038 ...
... 0,041, а для дуралюминовых труб — Лвал« 0,027.
Если принять, что вес конструкции опор и муфт вала состав-
ляет определенный процент от веса трубы, то вес вала в целом
можно оценивать по той же формуле (2.47), введя вес опор и
муфт в коэффициент /гвал-
83

«ли. кге/мм*
б^гОЗкге/мм *
Рис 2 21. Допускаемые касательные напряжения в
трубе вала в зависимости от отношения его диамет-
ра к толщине стенки d—dj(> при различных длинах
вала L3 (заштрихованная область соответствует раз-
рушающим напряжениям оптимальных валов)
Рис. 2. 22 Расчетные значения весовых коэффициен-
тов труб валов в зависимости от d
84

На рис. 2.23 и в табл. 2.2 приведены значения Авал для ряда
трансмиссионных валов отечественных вертолетов. Наибольший
интерес представляют весовые данные синхронизирующего ва-
ла В-12 (£Вал=0,063), у которого значения J близки к опти-
мальным.
Часто, однако, особенно у легких вертолетов, размеры труб
отличаются от оптимальных в сторону меньших отношений d.
Поэтому их весовые коэффициенты оказываются несколько боль-
Рис. 2. 23. Весовые коэффициенты валов ряда отече-
ственных вертолетов
шими: Авал = 0,076... 0,085 у валов вертолетов Ми-4, Ми-8
и Ми-6.
Для правильного выбора размеров вала и оценки его веса
очень важно определить максимальный крутящий момент, пере-
дающийся валом.
Для трансмиссионных валов одновинтовых вертолетов этот
момент достаточно точно известен из результатов многократных
летных испытаний с выполнением разворотов у земли. Для ис-
пытанных вертолетов при таких разворотах этот момент не воз-
растал более чем в 2,2... 2,6 раза по сравнению с моментом на
режиме висения при Н=НСч-
Для двухвинтовых вертолетов возможные максимальные экс-
плуатационные перегрузки по крутящему моменту на одном не-
сущем винте, как будет показано в разд. 2. 3, могут быть рав-
ными пм. = 1,8... 2,2, откуда следует, что
*сР
У Д'
=716.2Л>^-2_,	(2.49)
*явал
где пэ=1,8... 2,2, если все двигатели расположены в одном ме-
сте, как это делается у вертолетов продольной схемы, и гь=
85

= 0,8... 1,2, если двигатели разделены на две группы, каждая
у своего винта, как принято делать на вертолетах поперечной
схемы.
При расчете по формуле (2. 49) полученный максимальный
эксплуатационный крутящий момент (Мкр) max необходимо еще
увеличить на коэффициент безопасности, который обычно при-
нимается равным /= 1,5.
В результате, имея в виду, что трансмиссионных валов мо-
жет быть не один, а гвал, можно записать:
(2.50)
где Л1вал — момент, передающийся валом до возникновения
перегрузки (Л1вал=716,2 2А'дВ/2пВаЛгВаЛ для двухвинтовых вер-
толетов; Л4Вал = 716,2#р. в/Лвал для вертолетов одновинтовой
схемы).
j 2.2.7. Рулевой винт
Об особенностях конструкции рулевого винта можно судить
по рис. 62 и 64 в книге [8]. а его втулки — по рис. 2. 24.
Веса лопастей и втулок рулевых винтов одновинтового верто-
лета подчинены примерно тем же законам, что и веса этих эле-
ментов несущего винта.
Однако из-за того, что рулевой винт работает в существенно
более тяжелых условиях (в более широком диапазоне измене-
ния тяг и углов атаки, а также в условиях разворотов с боль-
шими угловыми скоростями ыу на висении у земли), максималь-
но используемое значение (уо)тах для его лопастей должно быть
существенно ниже, чем для лопастей несущего винта. Можно
принять, что оно должно быть не более чем
(VoU=3,O,	'	(2.51)
чему приближенно соответствует
(^.р.Хш-13.	‘	'	(2.52)
Кроме того, лопасти рулевого винта испытывают большие на-
грузки при ударе незашвартованной лопасти об ограничитель
махового движения при порыве шквального ветра.
Для подобных по основным размерам и одинаковых по кон-
струкции лопастей возникающие при таком ударе напряжения
в креплении лопасти оказываются пропорциональными ее удли-
нению Лр. в- Вследствие этого лопасти рулевого винта обычно не
делают с удлинением, большим чем (Хр. в)тах~8 (см. табл. 2. 4),
и значение массовой характеристики уо оказывается, как прави-
ло, меньшим чем (уо)шах- Поэтому ограничение (2.51) на пара-
метрах лопастей рулевого винта обычно не сказывается.
86

На рис. 2. 25 и в табл. 2. 4 приведены весовые коэффициенты
для лопастей рулевых винтов ряда вертолетов, подсчитан-
ные по формулам (2.12) и (2.14), в которых ХСр принято таким
же, как и для несущего винта, — равным 18. Из этого рисунка
видно, что наименьшие весовые коэффициенты #*рв_, достигну-
тые в современных лучших
конструкциях лопастей ру-
левых винтов, совпадают с
такими же коэффициента-
ми лопастей несущих вин-
тов. Это является кос-
венным показателем спра-
ведливости предложенных
формул, которые, как оказа-
лось, действуют в таком
широком диапазоне измене-
ния параметров, каким яв-
ляется переход от лопастей
несущего к лопастям руле-
вого винта.
На рис. 2.26 ив габл.
2.4 приведены данные и ве-
совые коэффициенты для
втулок рулевых винтов. Ин-
тересно, что втулки рулевых
винтов имеют примерно те
же весовые коэффициенты,
Рис. 2.24. Рулевой винт вертолета Ми-8
с горизонтальными и вертикальными
шарнирами
что и втулки несущих винтов, хотя в отдельных конструкциях
втулки рулевых винтов заметно легче. Это объясняется главным
образом тем, что втулки без вертикальных шарниров могут
быть сделаны относительно легче.
2.2.8.	Пропеллер для вертолета или винтокрыла
До самого последнего времени наиболее распространенной
конструкцией лопасти пропеллера была конструкция сплошных
дуралюминовых лопастей. Вес таких лопастей обычно намного
превышает вес, требующийся для нормальной работы лопасти.
Поэтому в соответствии с выводами гл. 3 вес лопасти пропел-
лера может быть определен по формуле
G»=q^R.	(2.53)
На рис. 2. 27 приведены данные по весу ряда лопастей про-
пеллеров самолетов. Из этих данных следует, что для сплош-
ных дуралюминовых лопастей значение р может быть принято
равным 1,4, а ^л=86... 91 кгс/м2-4.
87

о Ми-1 (деревянная)
Рис. 2.25. Весовые коэффициенты лопастей рулевых
винтов (ГШ, ВШ — горизонтальный и вертикальный
шарниры)
£	г р &	п С (•	-	%
*Л’ " = Z,^aO5(3e-^U’ гс 'Stf&uBUi)
И вариант
^(ГШивШ,
v | ^Ми-Я(ГШ и ВШ. 4 лопаети}	4 лопасгг.
1,0
-1 йМи-в(ГШ и ВШ, 4 лопасти)
^г-4	*—'—
0,5
w I	|—г
ъМи-2 (2 лопасти) I
----ЯНи-4 (В -531)----
1|	(^Хью кайра" АН-10
| 4 лопасти)
fypwy/HeCm/tuu дчнт,
5 лопастей)
-о----------

О- созданные
^-проекты
о	10	20	30 Кл, ТС
Рис. 2.26. Весовые коэффициенты втулок рулевых
винтов (ГШ, ВШ — горизонтальный и вертикальный
шарниры)
88

Как видно из данных, указанных на рис. 2.27, окружная ско-
рость вращения пропеллеров намного выше, чем у рулевых вин-
тов вертолетов. Кроме того, пропеллеры делаются без горизон-
тальных и вертикальных шарниров, что приводит к возникнове-
нию больших как постоянных, так и переменных изгибающих
моментов в комле лопасти пропеллера. Эти обстоятельства.
несомненно, способствуют
увеличению веса лопастей
пропеллера по сравнению
с весом лопастей рулевого
винта вертолета, вес кото-
рых, подсчитанный по фор-
муле (2.12) при
и отнесенный к bR, показан
на том же рис. 2. 27.
Отметим, однако, что ло-
пасти современных пропел-
леров могут делаться из
стекло- или углепластика,
отчего они станут сущест-
венно легче. Это обстоятель-
ство должно обязательно
учитываться при оценке ве-
сов пропеллеров для совре-
менных вертолетов и винто-

~Ял=И
Pu-Z(Ae-7P~1ei)
Uf265*/c,AS,t6\
'6М—
Тгг'Щ, \8-6ffft)
0^2604/0^=
~ и,=говн/с;
'Ан-2(ЛЙ-2Р)
Ut=28fif/c;-i“6,34
Лопает» рулевого
I винта \
6,02
У,=26вм/с\ Л-Х 73
а 0,2	04	0,6	08 8, н
Рис. 2.27. Весовые коэффициенты лопа-
стей пропеллеров (заштрихованная об-
ласть соответствует весовому уровню
дуралюминовых лопастей пропеллеров.
вес которых Gn=(86 ... 91


Крылов.
На рис. 2.28 приведены
веса втулок ряда пропелле-
ров, отнесенные к произве-
дению глЛГл, и проведены
кривые, соответствующие
= const. Из этих
данных следует, что для втулок пропеллеров хорошо подходит
та же формула, что и для втулок несущих винтов вертолетов:
(2.54
Только значения весовых коэффициентов оказываются намно-
го меньшими, что, несомненно, связано с отсутствием у втулок
пропеллеров горизонтальных и вертикальных шарниров и, ко-
нечно, с особенностями их компоновки. По имеющимся данным
весовой коэффициент втулки пропеллера может быть принят рав-
ным k*T =0.1 кгс/(тс) * .
К сожалению, отсутствуют статистические данные по много-
лопастным пропеллерам, которые позволили бы оценить величи-
ну коэффициента кг .
89

8
Данные лопастей и втулок рулевых винтов
Таблица 2.4
Вертолет	^р.п> М	ь, м	X	^Л.р.В* кгс	г»	кгс/м2,7	гп.т	п Об/мин	тс	^ит.рл» КГС	*ят.р.п, кгс/тс1,35	Особенность конструкции
Ми-1	1,250	0,123	10,16	3,60	3	42,20	0,42	1350	3,90	20,8	1,100	Лопасти деревянные трапециевидные
Ми-2	1,350	0,220	6,14	3,94	2	15,00	0,45	1450	5,60	17,0	0,850	Лопасти серийные ме- таллические прямоуголь- ные
Ми-4	1,800	0,242	7,40	12,60	3	32,50	0,32	1080	9,60	48,2	0,760	Лопасти деревянные трапециевидные
Ми-8	1,800	0,220	8,18	4,43	4	13,20	0,53	ИЗО	6,05	50,3	1,110	Втулка с горизонталь- ным и вертикальным шарнирами, лопасти ме- таллические
	1,925	0,230	8,14	5,40	5	14,20	0,47		6,95	88,0	1,225	Втулка полужесткая. лопасти металлические, обшивка стеклопласти- ковая
	1,954	0,270	7,24	13,70	3	27,10	0,40		15,40	76,5	0,637	Втулка на кардане, се- рийная. лопасти метал- лические, обшивка стек- лопластиковая
Ми-6	3,150	0,500	6,30	64,00	4	27,40	0,30	675	32,00	322,0	0,745	Лопасти серийные де- ревянные трапециевид- ные
	3,350	0,450	7,40	27,40		13,20	0,46		21,80	400,0	1,560	Втулка с горизонталь- ным и вертикальным шарнирами (II вариант), лопасти металлические прямоугольные
				30,40		14,65	0,49		25,30	480,0	1,540	Втулка с горизонталь- ным и вертикальным шарнирами (I вариант), лопасти металлические прямоугольные, обшивка стеклопластнковая
	3,400	0,435	7,81	34,60		17,10	0,36		21,43	—	—	Лопасти стеклопласти- ковые трапециевидные
S-58	1,450	0,185	7,84	2,63	4	13,50	0,50	1318	3,70	21,2	0,910	Лопасти цельнометал- лические прямоугольные
S-65 (СН-53А)	2,440	0,344	7,10	17,00	4	17,80	0,50	790	14,50	98,0	0,660	Втулка с горизонталь иым шарниром, лопасти цельнометаллические с прессованным лонжеро- ном, прямоугольные
«Хыо кобра» AH-1G	1,295	0,213	6,10	7,50	2	33,20	0,50	1654	14,80	44,0	0,580	Втулка с общим гори- зонтальным шарниром, лопасти металлические с прессованным лонжеро- ном, прямоугольные

Вес пропеллера в целом может быть определен по формуле
оПроп=	(2- 55>
кц пр w
Gt г. щ>	кгс
2р А/я ’ ТС
0,8
V *u-'z(Aa-7H-i6'i)
I Ut=Z8SK/c;zt^3
0,6
—Як-12(В-330-Лн)
U»=266m/c', 1Л—2
I Ту-114 (Ав'-вок)
14t = ZSOn/c;z,=2K4
~^Ил- 18(И-04А)	I----
й» •гЗЗм/с; Z, =4
0.4
0,2
Ак-14 (8~14) '
0**284 н/сЛл-З
------1 ' -
л;,=о,овб
Ан-г (Ав'-гя)
Ut^285n/t\ 1Л=4
Ил-14 (А8—30)
Ut^2S6n/c; гл=4
20	40	60	80 Ня, тс

О
Рис. 2.28. Весовые коэффициенты втулок пропеллеров (за-
штрихованная область соответствует Достигнутому весово-
му уровню)
2.2.9.	Двигательная установка
Обычно для обеспечения необходимых летных характеристик
вертолета во всем требуемом диапазоне высот и температур на-
ружного воздуха на вертолет ставят переразмеренный двигатель,
мощность которого в стандартных условиях у земли оказывает-
ся излишне большой. Чтобы не перегружать трансмиссию верто-
лета и в первую очередь главный редуктор, а также не создавать
неоправданных трудностей при разработке и доводке самого дви-
гателя, его мощность при помощи регулирующей аппаратуры
ограничивают величиной, необходимой для обеспечения требуе-
мых летных характеристик вертолета, определяемых обычно по
режиму висения в заданных по высоте и температуре наружно-
го воздуха условиях. Этой величиной мощность ограничивается
на всех высотах, начиная от Н=0 и до высоты начала ограниче-
ния мощности.
Поскольку, однако, ограничения мощности практически не
влияют на вес двигателя, то его удельный вес принято оцени-
вать по той максимальной мощности, которая была бы при Н—
= 0, если бы никаких регулировочных ограничений не вводи-
лось, и которую в этом случае принято называть приведенной
максимальной мощностью двигателя.
При весовых расчетах вертолетов удобнее вес двигателя отно-
сить к максимальной мощности, приведенной не к Я=0, а к вы-
соте Я=500 м, на которой обычно требуется выполнять полет
для проверки заданной дальности вертолета.
92

В этом случае
— V-^ири»,	(2.56)
где значения у, однако, существенно зависят от абсолютных зна-
чений мощности двигателя. Эта зависимость так же, как и для
большинства других агрегатов летательных аппаратов, объясня-
ется ограниченными возможностями по уменьшению толщин
стенок деталей как по жесткостным, так и по технологическим
соображениям. При уменьшении толщин стенок лопаток более
сильным становится износ лопаток от пыли, попадающей в дви-
гатель. Кроме того, при уменьшении высоты лопаток, особенно
последних ступеней компрессора, у малых двигателей возраста-
ют относительные краевые потери, что приводит к снижению
КПД двигателя и увеличению его расходов. Поэтому для малых
двигателей рационально применять центробежные ступени в ком-
прессоре, уменьшать общее число ступеней, что в целом приводит
к упрощению схемы двигателя, но при этом возрастает относи-
тельный вес малых двигателей.
Для иллюстрации этой тенденции на рис. 2. 29 представлены
типичные схемы газотурбинных двигателей малой и большой
мощности. Удельный вес различных современных двигателей по
их мощности приведен на рис. 2.30. Из данных этого рисунка
следует, что независимо от размеров двигателя его вес может
быть определен по выражению
(2.57)
где значения весового коэффициента Лдв для совершенных в ве-
совом отношении современных двигателей могут быть приняты
равными: kw= 1 ... 1,2.
Кривые, соответствующие постоянным значениям Лдв, приве-
дены на рис. 2. 30, из которого следует, что для современных вер-
толетных двигателей средней и большой мощности значения
удельного веса двигателей могут быть приняты равными: у=
= 0,09 ... 0,11. Однако удельный вес двигательной установки в
целом оказывается существенно выше.
При расчетах в вес двигательной установки удобно ввести
вес системы охлаждения, масляной системы двигателей и глав-
ного редуктора и самого масла, поскольку вес этих систем с мас-
лом обычно прямо пропорционален максимально используемой
мощности двигателей.
Кроме того, предлагается в вес двигательной установки вклю-
чить также вес системы всасывания и выхлопа, системы запу-
ска, узлов крепления двигателя и противопожарной системы, хо-
тя их вес и не обязательно находится в прямой пропорциональ-
ности с мощностью двигателей. Не будет большой ошибки, если
по аналогии с расчетами веса двигателя вес всех перечисленных
систем, которые мы будем называть системами двигательной
93

установки, также отнести
к приведенной суммарной
мощности установленных
на вертолете двигателей:
^C.JUy	№ прим*
(2.58)
Значения весовых ко-
эффициентов систем дви-
гательной установки не-
которых вертолетов при-
ведены на рис. 2.31. Из
этого рисунка следует,
что коэффициент /?с.д.у
может быть принят рав-
ным 0,04—0,05.
В целом по двигатель-
ной установке примем
Q —«	> ft
Чдв.уСТ  1АВ.УСГ	П Г Ив»
(2.59)
где удельный вес двига-
тельной установки может
быть определен как
V да.усг	^с.л.у Ч
+ ^Л^нри.)0'3.
2.2.10.	Топливная система
Вес топливной системы
определяется в процен-
тах от полного запаса
топлива на борту, на ко-
торый эта система рас-
считана:
(2-60)
Для топливной систе-
мы одновинтового верто-
лета с протектированны-
ми топливными баками
можно достигнуть коэф-
фициента	kt.с = 0,07...
...0,09. Для системы без
94

протектированных баков возможно снижение этого коэффициента
до значения feTC = 0,06 ... 0,07.
Вес топливной системы двухвинтовых вертолетов возрастает,
если баки достаточно далеко отнесены от двигателей.
Применение гермоотсеков, вес которых обычно относится к
конструкции планера, может привести к снижению весового ко-
эффициента топливной системы до кт. 0,035 .,. 0,04.
На рис. 2. 32 приведены весовые коэффициенты йт. с для не-
которых построенных вертолетов.
2.2.11.	Бесподкосное крыло вертолета (или винтокрыла)
поперечной схемы
Если крыло вертолета поперечной схемы (рис. 2. 33) спроек-
тировать под нормированные статические нагрузки, то оно в
большей части встречающихся случаев окажется недостаточно
жестким для того, чтобы устранить автоколебания несущих вин-
тов на упругом основании (крыле) типа жземной резонанс». Для
устранения этих колебаний крыло приходится делать существен-
но более жестким. Его вес возрастает и начинает определяться
требованиями по жесткости.
95

ХМ, хгс/л.с.
Аллисон ТбЗ-А-ЗЛ(АыозОН-бА')
^Астаз</ШН(1/'азелб“). [
\ Аллисон 250 С 20
о^ЗгГ-ЧОО-СР-УОО Твим-Пак(белл„СиМра“,
'р^^Лайкоминг Т-53~1г13у(ьк> KofyaP)
Х^\РЗ-360,,Джем“(УУ-13,, Линкс “) 
T700(G£-12).
(UTTAS.W)
^урмастазу-ШГАгуста11)
ТурмоШСц („Пума11)
0,1
Т-58-СЕ-Ю(Ш-Ц)
_____
„ПюмНМО /*
(„СиКинг")/ /
T-3S-L-7//
(СН'УП)/
„ T-SS-L-7C(cit-<t7S)
Т-бУ-ОЕ-б(СН-ЯА)
-GE~3(HH-53B)\____
' Т-73-Р-7ОО(3-6У)
T-55-L-11
(СН-МС)-
Т-6ч-0Е-7(СН-ЛС)

Т-701(НШ)
КдЬ^уо
Иприв !ЛС
Рис 2. 30. Удельный вес вертолетных двигателей в зависимости от их при-
веденной мощности
Рис. 2. 31 Весовые коэффициенты систем
двигательной установки (заштрихованная
область соответствует лучшим в весо-
вом отношении конструкциям систем
двигательной установки)
96

Рис, 2.32. Весовые коэффициенты топлив-
ных систем вертолетов
Рис. 2.33. Вертолет поперечной схемы с крылом (Ка-22)
4	833
97

Частота собственных колебаний крыла без подкосов в пло-
скости наименьшей жесткости (см. рис. 2.33) практически не
может быть сделана выше рабочей частоты вращения несущего
винта. Поэтому при раскрутке винтов зону «земного резонанса»
с этой формой колебаний придется проходить, не допуская воз-
никновения автоколебаний созданием необходимого запаса по
демпфированию. Подавление этой формы автоколебаний облег-
Рис. 2.34. Упрощенная модель планера вертоле-
та поперечной схемы с крылом для оценки запа-
сов по автоколебаниям типа «земной резонанс»:
/—форма колебания а плоскости наименьшей жесткости;
// форма колебаний в плоскости наибольшей жесткости
чается двумя обстоятельствами: приведенная к втулке несущего
винта при этой форме колебаний масса планера оказывается
достаточно большой (е^О.ООб, см. работу [12]), а общее демп-
фирование колебаний существенно увеличивается вследствие
аэродинамического демпфирования несущих винтов.
Однако исключение «земного резонанса» не исчерпывается
подавлением автоколебаний по этой форме. Необходимо еще
устранить автоколебания по формам колебаний с деформация-
ми крыла в плоскости наибольшей жесткости и на кручение
(рис. 2.34). Приведенная к втулке несущих винтов масса основа-
ния по этим формам очень небольшая (от в «0,03 при изгибе и
до е«0,08 при кручении), и устранить «земной резонанс» путем
создания запаса по демпфированию в данном случае весьма
трудно. Поэтому наиболее надежным средством является вывод
частот этих форм автоколебаний за пределы рабочей частоты
вращения винтов.
При этом парциальные частоты собственных колебаний кры-
ла Рх и Р,ф должны быть больше чем Ютах!
РХ ^х^гаах’ ^кр лкра>пих»	(2. 61)
98

где wmax — максимальная угловая скорость вращения несущего
винта, на которой вертолет работает в течение времени, доста-
точного для развития опасных колебаний (15—20 с). Для по-
строенных отечественных вертолетов можно принять Wmax*"
~ 1,07 где ю — номинальная угловая скорость вращения несу-,
щего винта; пх и — некоторые коэффициенты, призванные
учитывать как ширину зоны неустойчивости и положение ее ниж-
ней границы по отношению к частотам Рх и Ркр, так и необходи-
мость отхода от обычного резонанса с частотой вращения несу-
щего винта.
При выборе значений коэффициентов пх и п)(р следует иметь
в виду также неточность тех приближенных формул, по которым
ниже будут определены значения Рх и Ркр, и ошибки расчета,
связанные в первую очередь с незнанием на этапе предэскизного
проектирования всех податливостей, которые будут у оконча-
тельно построенной машины.
При относительно слабой связи изгибных колебаний с круче-
нием, когда ейО (см. рис. 2.34), принимается пх = лир=1,6.
Отметим, что при проектировании вертолета В-12 эти коэф-
фициенты было решено принять равными Пх=Лкр=2,0, но у по-
строенного вертолета, как и следовало ожидать, они сильно сни-
зились по самым разным причинам.
Если связь изгибных и крутильных колебаний крыла доста-
точно сильная, то значения коэффициентов пх и лВр предлагается
принимать равными
nx = npjPi и лкр=Лр1/Р1.	(2.62)
где л₽, =1,5, a Pi и Pi — значения низших связанных частот
собственных колебаний крыла, отнесенных к частотам Рх и Ркр
соответственно. Для симметричной формы колебаний, показан-
ной на рис. 2.34, эти значения можно определить по формулам
Здесь Ркр=Ркр/Рх, Рх = Рх/Ркр', ё — вынос по вертикали центра
тяжести гондолы от оси жесткости крыла (см. рис. 2.34), отне-
сенный к радиусу инерции гондолы.
Необходимые частоты собственных колебаний можно полу-
чить путем снижения веса гондолы, помещенной на конце кры-
ла, и уменьшения ее массового момента инерции относительно
оси жесткости крыла, а также подбором требуемых жест-
костей крыла.
4*
99

Рассмотрим прямоугольное в плане двухлонжеронное крыло
кессонного типа с максимально раздвинутыми по хорде лонже-
ронами и постоянным по размаху крыла сечением. Схема такого
крыла показана на рис. 2.35. Рассмотрение других схем крыла
не имеет смысла.
Так как крыло трапециевидной формы имеет меньшую жест-
кость на кручение, то оно проигрывает в весе. Применение лон-
жеронов переменного по размаху крыла сечения может дать вы-
игрыш в ьесе, однако он не более 6%.
Рис. 2.35 Схема сечения крыла кессонного типа:
о—с распределенным» лонжеронами; 6—с сосредоточен-
ными лонжеронами; /—стрингеры: 2—обшивка кессона;
J—лонжероны
Вес крыла и моменты инерции его сечений при изгибе в пло-
скости хг и на кручение будем определять по следующим фор-
мулам:
l^ktbhp-,	(2.63)
f^=ki^h'b\	(2.64)
ОкР=М^-	(2.65)
Здесь б, h, б —толщина обшивки, высота и хорда крыла; у —
удельный вес материала; L — размах крыла, равный расстоя-
нию между несущими винтами, если они установлены на концах
крыла.
100

Коэффициенты в приведенных формулах могут быть опреде-
лены по следующим выражениям:
. ь'к । (ЛДрб*
«/=-=
* 6А
•	£2 । *)лонж
пр/»/-:'. _
1 Члонж
2Л
X[26K-2(AJcp+Fcnp]4-;
(2.66)
1'2 6Ж + 2 (Ак)ср + F!стр]
k°=—i—;--------
1 Члонж
, Л(Ар j
{-'стр .1
(2.67)
(2.68)
где Ьк и (Лк) ср — ширина кессона и средняя высота лонжеронов,
отнесенные к хорде крыла; Л — относительная высота профиля
крыла; /стр и /стр» — общая площадь сечения стрингеров и пло-
щадь отдельного стрингера, отнесенные к толщине обшивки б и
хорде крыла, /СТр=/стр/бЛ и /стр <=/стр »/бй; /« — площадь се-
чения кессона, отнесенная к высоте и хорде профиля крыла,
FK=fK/hb-, т]лонж — доля площади сечения лонжеронов /Лонж
в общей площади сечения всех элементов, работающих на рас-
тяжение — сжатие, Ft,
Ядовж ~7 дцнж//"!»
(2.69)
бдонж — толщина лонжерона, отнесенная к толщине обшивки.
Если весь материал лонжерона равномерно распределен по его
высоте, то
&Л.МЖ— 1	(^к)ер-
(2.70)
Здесь
=	[2Ък+2(и₽4-^];	(2- 71)
00	1 — Члокж
Дбкр — вес элементов конструкции крыла, не участвующих в
общем изгибе и кручении крыла; GCTp — структурный вес крыла,
определяемый по коэффициенту kG, если в формуле (2. 68) поло-
Дс7^р
жить Дбкр=О; 1 4------------ коэффициент утяжеления крыла за
«стр
счет элементов, не входящих в основную силовую схему крыла.
Для крыла оптимальных размеров с обшивкой, подкреплен-
ной стрингерами, этот коэффициент можно считать равным 1,8,
для сотового крыла — равным 1,9.
101

Для неоптимальпых размеров крыльев вес элементов, не уча-
ствующих в общем изгибе и кручении крыла, точнее определять,
полагая
где
0кр=14...16 кгс/м*.
Значения коэффициентов k/*, k^ t, kG приведены на рис.
2. 36, в зависимости от относительной площади сечения лонже-
ронов, характеризуемой коэф-
фициентом Плонж- Коэффи-
циенты подсчитаны при сле-
дующих значениях входящих
в формулы величин:
Рис. 2.36. Изменение весовых и
жесткостных коэффициентов кры-
ла в зависимости от относительной
площади сечения его лонже-
ронов Г]ло>ж
\=0,605; Л=0,25;
(ЛЛр=0,175; 7стр=0,52,
FK=0,495, 1+-^-=1,8.
^стр
Введем в формулы (2.63) и
(2.64) площадь крыла SKp—
— bL, так как для вертолета
поперечной схемы из сообра-
жений снижения потерь на об-
дувку крыла на режиме висе-
ния и обеспечения нормаль-
ной авторотации площадь кры-
ла желательно иметь вполне
определенную и, по возможно-
сти, минимальную при обеспе-
чении требуемой жесткости.
Тогда, используя также выражение (2.65), формулы для мо-
ментов инерции крыла можно переписать в виде
где
^-4;	(2.72)
G S2
(2.73)
А)х=А/ж/Лоу, А^р = ^Лр/Аоу, li = hlb.
При симметричных колебаниях, показанных на рис. 2. 34, ча-
стоты собственных колебаний планера с прямоугольным крылом
102

Рх и Ркр можно определить по следующим приближенным фор-
мулам:
(2.74)
P^V'ZGi^l^L,	(2.75)
где бгоня — общий вес одной гондолы, помещенной на конце
крыла, включая и вес несущего винта; Gcp. ч— вес всех агрега-
тов, элементов вертолета и перевозимого им груза, расположен-
ных в его средней части (в фюзеляже). Если топливо располо-
жено в фюзеляже, то его также следует включать в Gcp. <;
/гонл — массовый момент инерций гондолы относительно оси
жесткости крыла. Его можно представить как
’  _:2 ^гоил
Г*”~ g
Здесь i — радиус инерции гондолы.
Вес гондолы можно приближенно определить по формуле
+OKtn+O9tiMxx+O,.^+Q,3Olcv].	(2.76)
При кососимметричной форме колебаний планера частоты
Рх и Ркр обычно не сильно отличаются от вычисленных по фор-
мулам (2. 74) и (2. 75), хотя для отдельных конструкций из этого
правила могут быть и исключения.
Подставив в формулы (2. 74) и (2. 75) значения упругих мо-
ментов инерции из выражений (2. 72) и (2. 73) и учитывая усло-
вия (2.61), получим формулы для веса прямоугольного беспод-
косного крыла вертолета поперечной схемы, исходя из требова-
ний по жесткости.
Для выполнения требований по жесткости на изгиб вес кры-
ла должен определяться по формуле
°мР = Лкр
х о2 /, , 2Gr<im
+ о,
где]	(^)m„=wra„/?/t//?<
£/Л> = 220 м/с.
Ср.ч
(2.77)

103

Исходя из требований по жесткости на кручение вес крыла
должен определяться по формуле
(?' = k' (—\г (.^)",зх£2	(2.78)
'	'• кр
В зависимости от параметров вертолета большим может ока-
заться вес, определяемый жесткостью либо на изгиб, либо на
кручение. Поэтому из полученных по этим двум формулам зна-
чений О*р и О’р следует принимать большее. При
1'	(l"b(2Gr0Ki/GCp.4)]
(£//),=-----------—---------	(2. 79)
вес крыла, определяемый требованиями жесткости на изгиб и
кручение, будет одинаков. При L/i>(L/l)o вес крыла будет оп-
ределяться жесткостью на изгиб, при	— жесткостью
на кручение.
При конструировании крыла значение (L/i)0 может быть из-
менено в зависимости от распределения материала между лон-
жеронами и обшивкой кессона. При слабой связи изгиба с
кручением наименьший вес крыла получается при таком цлои,н.
когда GKp = G’p, поэтому, определив требуемое для этого отно-
шение коэффициентов
-^- =-------—----------(2.80)
k' 1 + (2^гои1/^ср.ч) Р
кр
можно по рис. 2. 36 найти значение т)л<шж, которому будет соот-
ветствовать минимальный вес крыла.
Если принять Б=0,25; 14-2ОГОнд/Оср. ч=1,85 и £//=16,7, от-
куда k’Kp/k'Kp =37,7, то по рис. 2.36 получим т)Лоцж=0,43; ka —
= 6,9; k'Kp =0,006 и А’р =0,226. Определив вес по формуле
(2.77), необходимо еще проверить по формуле (2.65), не полу-
чилась ли толщина обшивки ниже допустимой. Обычно бдоп=
=0,8... I мм.
При достаточно сильной связи изгиба с кручением минималь-
ный вес крыла получается при PKV>PX.
Минимальный весовой коэффициент крыла в этом случае мо-
жет быть получен из графиков, аналогичных графику рис. 2. 37,
который построен для случая, когда ё=0,45 и /’Стр = 0,52 (в —
= 1,2 мм).
Если положить, что потери тяги от обдувки крыла состав-
ляют
ATH.B=cKpSKp, где SMp=<SKJI/2n
104

принять, что для крыла без отклоняемых на режиме висения
закрылков скр=0,9, и определить оптимальную площадь крыла,
при которой сумма ЛТн в4-О^р будет минимальной, то окажется,
что
(^Кр)о«т—2
/ Л \2 ।	(^я)щах^гои<
2/? F схря2Л[14-(2С?гоня /Оерл)1
(2.81)
Рис. 2.37.
<р « его
Весовые коэффициенты крыла
частоты колебаний в зависи-
мости от относительной площади сечения
сечения лонжеронов Цлоиж при различ-
ных отношениях Ljv.
------ Х.Д=15;-------tX=20; ...Lft=K
где СрОНЛ-^гонд/Овзл-
Если принять полученные выше значения входящих в эту
формулу коэффициентов и взять 1/2^=0,913 и относительный
вес гондолы £гопл=18%,
как на вертолете В-12, то
при значении (SKP) ОПТ —
= 0,105 вес крыла пло-
щадью SKP=200 м2 и с
хордой 5=6,3 м оказался
бы равным 5400 кгс при
потерях тяги на обдувку
такого крыла АГ около
9000 кгс.
При конструктивной
проработке бесподкосно-
го крыла для вертолета
В-12 его вес получился
равным 7,5 ... 8 тс. Сле-
довательно, предложен-
ные здесь значения коэф-
фициентов k'Kp и 5КР
нужно рассматривать как
весьма оптимистичные.
Отметим попутно, чю
применение ферм крепле-
ния несущих винтов с кры-
лом обратного суженья
на вертолете В-12 позво-
лило при несколько мень-
шем весе консолей сни-	_
зить потери на обдувку крыла до 3,4 тс (АТ = 3,5%), т. е. по-
лучить выигрыш около 6 тс при несравненно большей безопас-
ности вертолета в отношении колебаний типа «земной резонанс».
2.2.12.	Ферма крепления несущих винтов вертолета поперечной
схемы
Применение ферменной конструкции консолей крепления не-
сущих винтов (рис. 2. 38) позволяет вывести за рабочую часто-
ту вращения и частоту собственных колебаний планера с фор-
105

мой, в которой преобладают вертикальные перемещения несу-
щих винтов. Такое решение не может не прельщать
конструктора, так как исчезает возможность возникновения ко-
лебаний типа «земной резонанс» в воздухе. Кроме того, фер-
менная конструкция консолей оказывается несколько легче кар-
касной конструкции крыла и позволяет снизить потери тяги на
обдувку планера.
Рис. 2.38. Общий вид вертолета ферменной поперечной схемы В-12
На основе этих и целого ряда других соображений и было
принято решение о применении ферменной конструкции крепле-
ния консолей на вертолете В-12.
Вертикальная жесткость фермы в точке крепления винтов
может быть определена по следующей приближенной формуле:
(2.82:
р I у.	•	у
где Ef — жесткости стержней фермы на растяжение, сжатие;
Н — строительная высота фермы в месте крепления к фюзеляжу
(см. рис. 2.38); I — длина ферменной консоли.
Вес фермы может быть определен как
^феэм	V»
(2.83)
а частота собственных колебаний в вертикальной плоскости как
2GroHi
^ср.ч ,
(2.84)
106

Полагая, что
/>1,=лушгаах,	(2.85)
и используя формулы (2.82) и (2.83), а также предположение,
что 1 + (26Гоад/Сср.ч) =const, получим
^ферм ^ферм tw (i/Hf (адыгеи.	(2.86)
где
Аферм -------k°yU*nl-------; URa=220 м/с. (2.87)
фе?м kcgE (1 + (20
гокд/^ср.ч)]
Подставив в формулу (2.86) параметры консоли В-12: бфеРМ =
= 7870 кге (с крылом, но без стержней шасси); С»гонд=
= 17500 кге; /=15 м; /?=17,5 м; /7=4,8 м и (6гя)шах = 1.07, по-
лучим значение Аферм = 0,0545.
Полагая, что при создании новых конструкций консолей для
вертолетов поперечной схемы возможно снижение веса конструк-
ции, ДОПУСТИМО ПрИНЯТЬ Аферм = 0,05.
Рассмотрим также требования к ферменной консоли для
обеспечения необходимой жесткости на кручение
скруч= “ ^аергАк»	(2. 88)
где Ьк — расстояние между вертикальными подкосами на конце
крыла (см. рис. 2.38), воспринимающими усилия от закручива-
ющего консоль момента Мг.
Частота собственных колебаний вертолета при кручении кон-
солей может быть определена как
^кр—
скруч£
•^гонх
(2. 89)
Исходя из необходимости создания требуемого запаса по ча-
стоте на кручение получим, что Ьк должно быть определено по
выражению
bK=k>	i/Oroju	(2,90)
*	HR V Сферы
Это выражение важно для определения площади крыла об-
ратного сужения у вертолета ферменной поперечной схемы.
2.2.13.	Крыло вертолета поперечной схемы с подкосом
Применение крыла каркасной конструкции с подкосом
(рис. 2. 39) может обеспечить необходимую жесткость крепления
несущих винтов в продольном направлении (по оси х) и на кру-
чение и вывести частоту Pv при колебаниях крыла в плоскости
наименьшей жесткости за рабочую частоту вращения несущего
винта при помощи подкоса.
107

В этом случае вес крыла может быть определен по формулам
(2. 77) и (2.78), а общий вес подкосов — по формуле, аналогич-
ной (2. 86):
о,(!=«-)’(!““)'(P»)Ua„„	(2.91)
где /поди — длина подкоса (рис. 2.39); Н — строительная высо-
та крыла с подкосом.
Рис. 2.39. Вертолет поперечной схемы с подкосным крылом
Расчеты показывают, что значение коэффициента ЛПОдк при
этом может быть принято равным 0,005. Общий вес консолей
Ок.Лс=Окр+(7Полк-	(2-92)
2.2.14.	Крыло вертолета или винтокрыла одновинтовой схемы
Сечения силовых элементов консольного крыла транспортно-
го вертолета или винтокрыла одновинтовой схемы определяют-
ся аэродинамическими силами, действующими на крыло, и его
размерами: хордой, относительной толщиной профиля и разма-
хом крыла.
Полагая, что изгибающие моменты по крылу пропорциональ-
ны подъемной силе Укр и размаху крыла L, т. е.
Мщг
а момент сопротивления сечений крыла может быть определен,
как и в формулах (2.63) ... (2.64), по выражению вида
W=kwbhb,
и исходя из того, что вес силовых элементов крыла определяет-
ся как
Ос.э.кр=М'8^.
по условию постоянства действующих в крыле напряжений из-
гиба получим
Л , L2YKt
^сл.кр — бкр 7	-
108

Полагая затем, как в подразд. 2.2.11, что вес квадратного
метра элементов крыла, не воспринимающих внешних нагрузок,
не зависит от размеров крыла, и выразив входящие в написан-
ную выше формулу величины через удлинение и площадь
крыла Зкр, получим формулу для веса консольного крыла:

, '* А. а S
= J расч г
Л
где Ирасч — расчетная скорость полета в км/ч.
Значение &Кр может быть принято равным Акр=0,12-10б,
а <7Кр, как и раньше, — 14 ... 16 кгс/м2.
2.2.15.	Фюзеляж вертолета
Вес фюзеляжа вертолета не сильно зависит от действующих
на вертолет нагрузок и связан в основном с площадью поверх-
ности, которой должна быть закрыта конструкция фюзеляжа.
Поэтому при предварительном расчете веса фюзеляжа приго-
ден подход, при котором вес рассчитывается по формуле
Оф=2?До	(2-931
i
где — площадь поверхности различных элементов фюзеляжа;
qt — вес одного квадратного метра соответствующих частей кон-
струкции.
Если соотношение между различными площадями S< сохра-
няется примерно постоянным, то эту формулу можно было бы
еще более упростить, полагая
0ф=?ср5ф,	(2.94)
де 9ср—средний вес одного квадратного метра поверхности
фюзеляжа.
Однако в формулах (2.93) и (2.94) совсем не отразилось,
хотя и слабое, но все же имеющееся влияние внешних нагрузок
на вес фюзеляжа.
Чтобы учесть это влияние, можно применить следующий под-
ход, который несколько в иной форме уже использовался ранее
В. В. Кронштадтовым. Определим, от каких параметров зави-
сит вес продольного набора фюзеляжа и каков вид этой зависи-
мости в том случае, когда нормальные напряжения от изгиба-
ющего фюзеляж момента равны допустимым напряжениям для
такой конструкции. Затем таким же образом определим вес эле-
ментов конструкции, воспринимающих перерезывающую силу.
Эти веса будем называть частными структурными весами кон-
струкции фюзеляжа.
Частный структурный вес, необходимый для обеспечения до-
пустимых нормальных напряжений в продольном наборе от изги-
109

бающих фюзеляж моментов, можно определить по следующей
приближенной формуле:
G .и — kM	•
где GBajI — расчетный взлетный вес вертолета; L — некоторый
линейный размер, определяющий величину действующих на фю-
зеляж изгибающих моментов. Для вертолетов одновинтовой и
продольной схем — это расстояние между осями винтов. Для
фюзеляжей вертолетов поперечной схемы — это расстояние по
оси х от линии, соединяющей оси несущих винтов, до точки при-
ложения сил на оперении; /ф— длина рабочей части фюзеляжа,
имеющей поперечные размеры, определяемые заданными попе-
речными размерами грузовой кабины. Для одновинтового верто-
лета—это длина фюзеляжа без хвостовой балки; Л —строи-
тельная высота рабочей части фюзеляжа.
Частный структурный вес фюзеляжа, необходимый для обес-
печения допустимых касательных напряжений от перерезываю-
щих сил, можно определить по аналогичной формуле
OQ=kqOaiJ,l^.
Однако сечения элементов конструкции будут определяться
внешними нагрузками только на отдельных участках фюзеляжа.
В большей части фюзеляжа сечения деталей, определяемые
внешними нагрузками, оказываются намного меньше требуемых
по конструктивным и технологическим соображениям и для обес-
печения местной прочности. Поэтому вес фюзеляжа всегда боль-
ше его частных структурных весов и, как уже было сказано,
в значительной степени связан с площадью наружной поверх-
ности фюзеляжа $ф.
Кроме того, на общий вес фюзеляжа транспортных вертоле-
тов оказывает значительное влияние вес его грузового пола,
обычно пропорциональный весу перевозимого вертолетом груза
Grp и ширине грузового пола Ьп.
Если предположить, что все перечисленные факторы оказы-
вают определенное влияние на вес фюзеляжа, но степень их
влияния различная, то можно вес фюзеляжа представить в виде
ОФ=М5Ф)'
^»ЗЛ^ф
Л
(ОиФ)’ (ОгЛИ.
где величины показателей степени s, т, q н g будут определять
степень влияния на вес фюзеляжа перечисленных выше факторов.
Несколько преобразовав эту формулу, получим
0ф=^(/фа„лГ+’5;	(2- 95)
\ Л /
по

Значения входящих в эту формулу «юказателей степеней
можно определить, производя более детальней расчет веса раз-
личных проектов фюзеляжа, в которых поочередно изменяются
только некоторые из влияющих на вес параметры.
Так, например, изменяя только перевозимый вертолетом груз
или только вес вертолета и оставляя неизменными линейные
размеры фюзеляжа, можно определить g и m-\-q. Изменяя раз-
меры только поперечных сечений фюзеляжа, причем поочередно-
его высоту и ширину, при сохранении неизменными Grp, 0Взл,
/ф и L, можно определить $—т и s-|-g. Показатель т можно
оценить, рассматривая проекты с разными L и /ф, изменяя нх сов-
местно и независимо. Результаты таких расчетов, выполненных
разными авторами и, в частности, В. В. Кронштадтовым, приво-
дят примерно к следующим значениям этих показателей: s=
= 0,67... 0,88; ffl=0,l... 0,16; g=0,09... 0,16; </<0,05.
Возможны различные упрощения приведенной формулы.
Вес груза можно положить пропорциональным взлетному ве-
су вертолета.
Значение показателя степени q можно положить равным ну-
лю и таким образом исключить учет влияния перерезывающих
сил на вес фюзеляжа. Значения других показателей степени
целесообразно принять определенными, но в пределах тех раз-
бросов, которые были получены по разным расчетам.
Примем
g-|-m = 0,25; s = 0,88; m=0,16; <7=0.
Тогда, пренебрегая влиянием /ф, L/h и Ьв, можно получить
довольно часто применяемую формулу
Оф^фО-5**	(2.96)
При определении оптимального диаметра несущих и рулево-
го винтов очень важно учесть влияние на вес фюзеляжа рас-
стояния между осями винтов L при сохранении по возможности
неизменной длины рабочей части фюзеляжа /ф. В этом случае
более точная формула —
(2.97)
Здесь	где	W«P=6’
При изменении диаметра несущего винта на вертолетах од-
новинтовой и поперечной схем значение 7ф можно принять неиз-
менным.
У вертолета продольной схемы значение Гф обычно изменяет-
ся вместе с изменением размера L. Можно приближенно считать,
что Гф = £7., или 1ф = Ья, где в приводимых ниже, в разд. 2.5,
расчетах нами принималось а «0,2.
ill

2,0
g„ кге
sj'" кгс*”м,’№
Mu-1
в—12
QMu-6
®Ми~10
?В(с гасителями вибраций)
1,0
___j - 65-----------------1-
5-5Я	7 ^rV'y-47Z'l б-5в
'	А-« ® 1
*5-58
к — кран
м — морской
2,0
0
О — однобинтовая схема. _ т — транспортный^
□ — продольная схема
0 - поперечная схема
10
п — пассажирский
• — остальные типы
, вертолетов
15
20 L,"
Рис. 2. 40. Весовые коэффициенты фюзеляжа используе-
мые в формуле (2.96), не учитывающей длину фюзеляжа
&ь_______ нгс
S^fL'L^ 'пге^м^
j,o-
и-й
MuzJ ^Ми-
СН-Ч 73 (с гасителями ви
------^,5-59
и-8
=77
12
QMu—6
оф Ma-10—
s,-ss4^s-6i
|---- I '©T?6* K - W"----------------
M — мореной
t — транспортный
п — пассажирский —
• — остальные типы
вертолетов
О — одновинтовая схема
□ — продольная схема
ф — поперечная схема
5
10
15
20
Рис. 2.41. Весовые коэффициенты фюзеляжа Аф*. используемые
в формуле (2.97), которая учитывает влияние параметров, ха-
рактеризующих относительную длину фюзеляжа /ф и расстояние
между осями винтов L, на его вес (заштрихованная область
соответствует современному уровню транспортных вертолетов)
112

Такой подход позволяет брать одинаковые значения весовых
коэффициентов k$* при сравнении различных схем транспорт-
ных вертолетов.
Для ряда известных вертолетов значения коэффициентов k$
и k^* приведены в табл. 2. 5 и на рис. 2.40 и 2.41. При вычис-
лении этих коэффициентов для вертолетов с двигателями, не вы-
несенными в отдельные гондолы, в вес фюзеляжа включен и вес
капотов силовой установки. Соответственно и площадь наруж-
ной поверхности фюзеляжа 5ф определена вместе с капотами.
Таблица 2.5
Данные фюзеляжей вертолетов
Вертолет	оф, КГС	Нормаль- ный взлетный вес Овал» КГС	•$ф» м3	Д, м	/ф		• £ф
Ми-1	341	2470	32	8,55	0,620	2,29	1,75
Ми-2	445	3700	40	8,77	0,526	2,22	1,73
Мн-4	936	7-500	70	12,64	0,563	2,39	1,74
Ми-8	1465	11100	105	12,64	0,900	2,23	1,61
Ми-6	6070	41000	295	21,08	1,110	2,86	1,72
Ми-10	5100	43000	254	21,24	2,100	2,71	1,47
В-12	12750	96000	566	17,90	1,120	2,73	1,69
S-5I	370	2500	37	9,10	0,520	2,18	1,70
S-52	208	1650	28	6,80	0,503	1,73	1,42
S-55	450	3270	56	11,00	0,550	1,72	1,29
S-58	570	5900	75	10,00	0,620	1,45	1,08
S-61B	930	8190	114	10,65	0,850	1,51	1,06
S-61R	1310	8845	126	11,50	0,920	1,91	1,31
S-56	1400	14060	140	16,50	0,520	1,66	1,17
S-65 (СН-53А)	2140	15200	175	13,37	0,920	2,04	1,36
S-64 (СН-54А)	1200	17240	120	13,60	1,830	1,55	0,92
СН-46А	1160	8800	ЮЗ	10,16	0,940	2,02	1,41
С11-47А	2040	12950	180	11,94	0,960	1,98	1,34
CH 47В	2480	14970	180	12,04	0,960	2,32	1,56
СН-47С	2100	14970	180	12,04	0,960	1,96	1,32
Поскольку формула (2. 97) и используемые в ней показатели
степени получены на основании расчетов проектов транспортных
вертолетов (с грузовым полом, створками и трапами), то в при-
113

менении к вертолетам иных типов этой формулой следует поль-
зоваться с некоторой осторожностью. Весовые коэффициенты
для этих вертолетов приведены на рис. 2.40 и 2.41 только для
справки.
Отметим, что при проектировочных расчетах и выборе весо-
вых коэффициентов фюзеляжей следует руководствоваться
только данными, относящимися к отечественным вертолетам,
так как при их проектировании учитываются требования эксплу-
атации в более тяжелых климатических условиях, сказывающие-
ся на весе фюзеляжей. Кроме того, нет уверенности в том, что
в опубликованных данных по иностранным вертолетам в вес их
фюзеляжей включен весь комплекс элементов, относимых нами
к фюзеляжу.
Анализ приведенных данных и новые конструктивные прора-
ботки показывают, что для современных отечественных транс-
портных вертолетов можно рассчитывать на создание фюзеля-
жей с весовыми коэффициентами &ф*=1,3... 1,6.
На более поздних этапах проектирования при более глубо-
кой проработке проекта расчет веса фюзеляжа может быть де-
тализирован по отдельным укрупненным частям фюзеляжа, от-
чего точность расчета, несомненно, повысится.
2.2.16.	Капоты вертолета поперечной схемы
Для вертолетов одновинтовой и продольной схем вес капо-
тов удобно включать в вес фюзеляжа. У вертолета поперечной
схемы капоты полностью отделены от фюзеляжа. Их поверхность
от этого существенно возрастает. Кроме того, из-за необходимо-
сти обеспечения безопасного (на значительной высоте) обслужи-
вания двигателей и всего оборудования, размещенного в гондо-
лах, конструкция капотов существенно усложняется. Соответст-
венно возрастает и вес капотов, составляющий у вертолета В-12
около 1,8% полетного веса.
Выделение веса капотов из веса фюзеляжа вертолета попе-
речной схемы необходимо и для более точного определения веса
гондолы, требующегося при расчете веса консолей крепления
винтов.
Вес каркасных капотов может быть определен по обычно ис-
пользуемой в практике весовых расчетов формуле
ОКИ1= ^кац-^кап»	(^- 98)
где 5кап — площадь поверхности капотов в м2; feKan — весовой
коэффициент капотов, его значения рекомендуется В. В. Крон-
штадтовым принимать равными 4,5... 5,5 кге/м2-®; а — коэффи-
циент, рекомендуемый В. В. Кронштадтовым принимать рав-
ным 1,25.
В тех случаях, когда проекта капотов еще нет и площадь их
поверхности определить трудно, можно пользоваться ориентиро-
114

сочной формулой, в которой эта площадь связывается с разме-
рами двигателей, зависящими от их мощности:
О,ю= 2^ [(V Л^„)/2]2/3,	(2.99)
где, учитывая компактность современных двигателей и имеющие-
ся новые конструктивные решения по компоновке гондолы, зна-
чение £*ап предлагается брать равным «1,0 вместо 1,6, как у
вертолета В-12.
2.2.17.	Крепление несущего винта
Вес редукторных рам вертолетов одновинтовой и продольной
схем обычно составляет не более 0,6% от взлетного веса, и при
расчете на этапе предэскизного проектирования его можно
включить в вес редукторов и фюзеляжа. У вертолета фермен-
ной поперечной схемы вес крепления несущих винтов увеличи-
вается, и на вертолете В-12 вес так называемого редукторного
отсека составляет 1,6% от взлетного веса. Поэтому при расчетах
вертолета этой схемы предлагается принимать
(2-100)
где Лрсд.ОТс=0,015.
У вертолетов поперечной схемы с крылом вес редукторного
отсека включается в вес крыла.
2.2.18.	Шасси вертолета
Вес шасси оценивается обычно в процентах от взлетного веса
вертолета:
аш=лшовзд.	(2.101)
В то же время при одинаковых схемах шасси и уровне его
проектирования вес шасси будет зависеть от величины расчет-
ных сил, действующих на стойки шасси при посадках. Эти силы,
как известно, зависят от приведенной к колесу массы вертолета.
Поэтому можно считать, что вес шасси пропорционален сумме
максимальных значений приведенных масс ко всем колесам
шасси
2 ("U-x»	(2- Ю2)
где	^„р=П1пр//ПВеРт-
Для вертолетов всех схем расчетной будет посадка на одну
стойку шасси. При такой посадке приведенная к колесу стойки
масса будет наибольшей.
115

Приведенную массу к колесам одной стойки можно опреде-
лить по следующим приближенным формулам:
при посадке на основное шасси
(2.103:
при посадке на переднее шасси
(2. 104)
где коэффициент Pw2= (0,85)2 = 0,72 (учитывающий понижен-
ную скорость в момент касания земли передними колесами, ко-
торая обычно берется равной 0,85 от скорости в момент касания
земли основными колесами шасси); ах, аг, Ьх, Ьг — расстояния от
колес переднего и основного шасси до центра тяжести вертолега
(см. рис. 2.38, 2.57, 2.75), ах принимается до предельного перед-
него положения центра тяжести, Ьх — до предельно заднею;
ix, it — радиусы инерции вертолета по осям хиг.
Примерные значения входящих в эти формулы величин и
приведенных масс даны в табл. 2. 6.
Таблица 2.6
Определение суммы относительных приведенных масс
ко всем стойкам шасси
Схема вертолета	Посадка на одну стойку основного шасси			Посадка на одну стойку переднего шасси			И § 1? и
			Приве- денная масса к колесам стойки основного шасси			Приве- денная масса к колесам стойки передне- го шасси	
Одновинтовая	0,05	1,00	0,49	1.7	0	0,27	1.25
Продольная	0,20	1,00	0,45	0,5	0,91	0,30	1,50
Поперечная	0,12	0,21	0,75	2,3	0	0,22	1,72
Таким образом, исходя из того, что при одинаковой конструк-
ции вес шасси должен быть пропорционален сумме максималь-
ных значений приведенных масс ко всем стойкам вертолета, по-
лучим, что вес шасси у вертолета продольной схемы должен быть
в 1,2 раза, а у вертолета поперечной схемы в 1,4 раза выше веса
шасси вертолета одновинтовой схемы. Следовательно, если поло-
116

жить, что для вертолета одновинтовой схемы &ш=0,02, то для
вертолета продольной схемы следовало бы принимать кш~ 0.С24
и для вертолета поперечной
схемы £ш=0,028.
Отметим, однако, что вес
шасси в большей степени
зависит от его собственной
схемы, что может привести
к значительным отклоне-
ниям веса от определяе-
мого приведенными коэффи-
циентами. Так, для шасси
вертолета В-12 коэффициент
/гш = 0,045. Значения весовых
коэффициентов Лш для раз-
личных вертолетов приве-
дены на рис. 2.42.
Из рис. 2.42 следует, что
наиболее легкими оказы-
ваются полозковые шасси
(fein«0,0l), а наиболее тя-
желыми — шасси вертолета-
крана, рассчитанного на на-
ружную перевозку грузов,
закрепленных между стой-
ками шасси, как у вертолета
Ми-10 (*ш=0,06). Шасси
вертолетов продольной схе-
мы, как правило, более тя-
желые (Лщ^О.ОЗЗ), чем
О - однсвинтоВой ®—убирающиеся шасси
□ - продольный ® - полозковое шасси
0 -поперечный ® - кран
Рис. 2.42. Весовые коэффициенты
шасси вертолетов ,
шасси вертолетов одновинтовой схемы, у которых во многих
серийных конструкциях достигнут весовой коэффициент km =
=0,028, а в новых проработках и еще меньше.
2.2.19.	Оборудование вертолета
В вес оборудования мы включаем веса пилотажно-навигаци-
онного и приборного оборудования, радиооборудования, электро-
оборудования, оборудования кабин экипажа, грузовой кабины и
ряда систем специального оборудования:
О0б=О».и+Орм+Ом.0в+<?ь6.|(+ОСпец.	(2.105)
Состав почти всех видов оборудования зависит от назначения
вертолета, и поэтому оценить его вес по какой-то общей форму-
ле, не суммируя весов элементов этого оборудования, весьма за-
труднительно.
Вместе с тем имеется определенная связь между весом обо-
рудования и параметрами и схемой вертолета, что может опре-
117

деленным образом повлиять на их сравнительные данные. По-
этому из общего веса оборудования целесообразно выделить те
элементы, вес которых зависит не от назначения, а от парамет-
ров и схемы вертолета. К таким элементам относится система
электриоборудования вертолета.
Имеется возможность дать ориентировочную оценку веса си-
стемы электрооборудования в ее современном исполнении, когда
основным источником питания являются генераторы переменно-
го тока, мощность которых определяется потребностями анти-
обледенительной системы. В этом случае вес той части электро-
оборудования, которая определяется общей мощностью установ-
ленных на борту источников электроэнергии, может быть опреде-
лена по формуле
(2. 106)
где fn — общая площадь лопастей, пропорционально связанная
с площадью их обогреваемой поверхности, так как большая
часть вырабатываемой электрической мощности потребляется
противообледенительной системой лопастей.
Очень важно также учесть увеличение веса проводов на двух-
винтовых вертолетах. На вертолете В-12 вес электрооборудова-
ния составляет 2630 кгс, в том числе вес проводов — 136С кгс,
а на вертолете Ми-6 вес электрооборудования — 1050 кгс и вес
проводов — 400 кгс. Это обстоятельство можно учесть, полагая
Gti.<& —	+ ^»л.обЛл»	(2. Ю7)
где для вертолета одновинтовой схемы можно принять бпров=
= 22... 24 кгс/м, L—R. Тогда для двухвинтовых схем следует
положить £Пров=35 ... 40 кгс/м, а за размер L принять расстоя-
ние между осями винтов.
Значение бэл.оя можно для средних вертолетов всех схем
брать равным примерно'б... 6 кгс/м2. Заметим, что для легких
вертолетов коэффициент бол.об увеличивается до 12 ... 16 кгс/м2,
а коэффициент бПров падает примерно до значения 10 кгс/м.
Для правильного выбора оптимальной размерности вертоле-
та очень важно учесть, что вес оборудования определенным об-
разом связан со взлетным весом вертолета, причем с увеличени-
ем этого веса относительная доля веса оборудования падает.
Для учета этой зависимости вес оборудования без электрообо-
рудования для вертолетов общего назначения предлагается оп-
ределять по формуле
Gc6.=kQ(,G°J,
где, как следует из рис. 2. 43, весовой коэффициент для вер-
толетов общего назначения может изменяться в некотором диа-
пазоне от (/гов)пип« 1,6 до (£Об)max ~2,65 в зависимости от тре-
бований заказчика. При этом имеется в виду, что значение
(йоб)пип определяет тот минимальный вес оборудования, кото-
118

рый необходим для обычной эксплуатации вертолета в простых
летных условиях, а (Лов)тах — вес того максимального состава
оборудования, который может потребовать заказчик.
Рис. 2.43. Весовые коэффициенты оборудования верто-
летов общего назначения (без электрооборудования)
в зависимости от взлетного веса вертолетов
Для определения веса всего оборудования вертолета в целом
предлагается использовать формулу
+	+ л-	(2. 108)
2.2.20.	Средства гашения вибраций
При выборе числа лопастей в несущем винте и схемы верто-
лета нужно учитывать величины вибраций, которые будут испы-
тывать фюзеляж и кабина летчика.
Для того чтобы уравнять в этом отношении различные проек-
ты вертолетов, целесообразно принять, что в том случае, когда
вибрации выходят за допускаемые нормы, на вертолете должны
быть установлены специальные средства гашения вибраций, а их
вес следует включить в вес конструкции.
Если иметь в виду обычные инерционные гасители, то необ-
ходимо определить потребную активную массу, приводящую к
требуемому снижению амплитуд вибраций, а соответственно и
общий вес гасителя, пропорциональный его активной массе.
Определить активную массу можно только в результате рас-
чета вибраций вертолета, выполнение которого на этапе выбора
схемы и параметров вертолета весьма затруднительно. Поэтому
на этом этапе обычно пользуются различными приближенными
оценками.
По опыту постройки вертолетов одновинтовой схемы извест-
но, что если по возможности отстроиться от резонансных коле-
баний, то вибрации обычно возрастают с увеличением взлетного
веса и скорости полета вертолета и уменьшаются с увеличением
числа лопастей в несущем винте. Можно ожидать, что при чис-
119

ле лопастей более 5 и максимальной скорости до 300 км/ч виб-
рации вертолета одновинтовой схемы окажутся в допустимых
пределах даже для весьма грузоподъемных вертолетов.
Особенно тяжелой проблема снижения вибраций оказывает-
ся для вертолетов продольной схемы, у которых силы от несу-
щих винтов, возбуждающие вибрации, приложены в пучностях
колебаний, а увеличение числа
лопастей сверх четырех прак-
тически исключает возмож-
ность уменьшения длины фю-
зеляжа путем перекрытия вин-
тов.
Поэтому для вертолетов
продольной схемы на этапе
выбора параметров предла-
гается принимать
Огас = Ага(793Л,	(2. 109)
где ferae = 0,015 — для вертоле-
тов с четырехлопастными и
Рис. 2.44. Виброгаситель вертолета ferac = 0.025 — ДЛЯ вертолетов С
«Чинук» СН-47С [24]	трехлопастными несущими вин-
тами.
Конструкция виброгасителя вертолета «Чинук» СН-47С с
Лрас!=0>026 приведена на рис. 2. 44, а размещение виброгасите-
лей на этом вертолете показано на рис. 2. 45.
У вертолетов поперечной схемы можно использовать консо-
ли крепления винтов как амортизаторы и с их помощью отстро-
ившись от резонансов, существенно уменьшить вибрации фюзе-
ляжа. Поэтому необходимость в применении инерционных гаси-
телей вибраций у этой схемы отсутствует.
2.3. НЕКОТОРЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ,
ДЕЙСТВУЮЩИЕ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ
Тот кто указывает на действующие при проектировании огра-
ничения, через некоторое время рискует попасть в разряд за-
блуждающихся, так как в процессе развития техники все дейст-
вующие ограничения непрерывно трансформируются, сдвигают-
ся и преодолеваются. И тем не менее они всегда существуют.
Поэтому, перечисляя ниже те ограничения, с которыми нельзя
не считаться сегодня, мы имеем в виду возможность их преодо-
ления в ближайшем будущем.
Вместе с тем эти ограничения не отпадут сами собой, по ме-
ре общего развития техники. Преодолеть их можно будет только
с применением и обоснованием новых, не известных сегодня, кон-
структивных решений, новых принципов проектирования, новых
материалов с более высокими удельными характеристиками,
120

"/’°ций
Р"с 2 4R г.
Раэм*'«еиие яиб_
ЙНб'’°гае,<^й ня
*РТ0Лете *ЧннУк»

внедрением передовых технологических процессов и т. д., что
возможно лишь в результате длительных и серьезных исследо-
ваний.
2.3.1.	Ограничение по средней удельной нагрузке на площадь,
ометаемую несущим винтом
Поскольку все типы вертолетов общего назначения должны
работать на режиме висения вблизи земли, то средняя удельная
нагрузка на ометаемую несущим винтом поверхность р, от кото-
рой зависит скорость отбрасываемого винтом потока, должна
быть строго ограничена.
Для транспортных вертолетов, не предназначенных для вы-
полнения монтажных и других работ, при которых под вертоле-
том находятся люди, эта нагрузка не должна превышать 70 ...
... 80 кгс/м2.
Для кранов, используемых для монтажных и других работ,
при которых под вертолетом на режиме висения находится обу-
ченный и специально для этих работ экипированный персонал,
средняя удельная нагрузка не должна превышать 50... 60 кгс/м2.
Для вертолетов, используемых на спасательных и других
работах, при которых люди должны забираться в вертолет, на-
ходящийся на режиме висения, эта нагрузка не должна быть
больше чем 30... 35 кгс/м2.
Отметим, что у двухвинтовых вертолетов с перекрытием вин-
тов удельная нагрузка в зоне перекрытия, находящейся непо-
средственно над местом выполнения работ, приблизительно
удваивается по сравнению со средней нагрузкой, отчего скорость
отбрасываемого в этом районе потока увеличивается примерно в
|'2 раза по"сравнению со средней индуктивной скоростью.
Учитывая, однако, ограниченные размеры зоны перекрытия,
удельную нагрузку в этой зоне можно допустить примерно на
15% больше указанных выше значений, полагая для двухвинто-
вых транспортных вертолетов с перекрытием среднюю удельную
нагрузку на суммарную площадь винтов не более 45 кгс/м2.
2.3.2.	Ограничение по срыву потока
Приближение к срыву потока с лопастей несущего винта про-
является, в первую очередь, в росте переменных нагрузок в бу-
стерной системе управления, а затем и в росте переменных на-
грузок в других агрегатах и в увеличении вибраций вертолета.
Чтобы исключить полеты на таких режимах, на вертолете од-
новинтовой схемы принято не превышать значений коэффициен-
тов тяги (/у)д0П, указанных на рис. 2. 46. Эти ограничения при
применяемых аэродинамических профилях лопасти считаются
действующими и не снижаются вплоть до окружной скорости
вращения винта, равной со/?=230 м/с. Такие же ограничения
122

применяются и при определении летных характеристик верто-
лета поперечной схемы. При <а/?<200 м/с значения (^)доп могут
быть несколько (не более чем на 5... 7%) увеличены.
Для вертолета продольной схемы в связи с тем, что передний
винт этого вертолета на максимальных скоростях полета рабо-
тает при более отрицательных углах атаки (это способствует
более раннему проявлению срыва потока), а задний винт оказы-
Рис. 2. 46. Максимально допустимые значения коэффициента тяп»
(<>)доп по характеристике режима работы несущего винта V,
ограниченные по условию возрастания переменных нагрузок в си-
стеме управления в связи с приближением к срыву потока, и реко-
мендуемые значения в зависимости от заданного вертолету
динамического потолка:
/—«¥)д0П лая вертолета одлоьиятопой схемы; 3—^„>лои Для вертолета
продольной схемы; 3—	Для вертолета одновинтовой схемы при
(шЯ)(-230 м/с; ♦—Ны0)шо» Для вертолета продольной схемы при
(<и/?)о~22О м/с
вается в поле переменных индуктивных скоростей от переднего
несущего винта, устанавливаются несколько более жесткие
ограничения по срыву. Это отчасти подтверждается ограниче-
ниями, установленными для вертолета «Чинук» и приведенными
на рис. 2. 46, хотя и не может быть уверенности в том, что они
соответствуют той же степени приближения к срыву, что и уста-
новленные для вертолета одновинтовой схемы.
Тем не менее, учитывая эти ограничения и полагая, что наи-
выгоднейшим режимом полета является полет с Р=0,2, получим,
что на высоте Н=Ндт, при w/?=230 м/с коэффициент тяги не
должен быть более чем tyH=0,225 для вертолета одновинтовой
схемы и не более чем /^^0,2 для вертолета продольной
схемы.
Если задать этим вертолетам высоту динамического потолка
/7дип=4500 м (относительная плотность воздуха равна Д = 0,634,
123

то получим, что при окружной скорости вращения несуще-
го винта у земли (<d/?)o=22O м/с коэффициент тяги при /?=0
не должен быть больше чем =0,155 для вертолета одно-
винтовой схемы и не более чем /Se = 0,14 для вертолета про-
дольной схемы.
Для вертолета поперечной схемы, имеющего большое крыло,
заметно разгружающее несущие винты даже на такой малой
скорости, как скорость полета Р=0.2, можно положить —
= 0,165... 0,171.
При других значениях заданного и с учетом требуемых
значений Vmax при Н=0 допустимые коэффициенты ty, можно
определить в соответствии с кривой на левой стороне рис. 2. 46.
2.3.3.	Ограничение по перекрытию винтов у двухвинтовых
вертолетов
При проектировании двухвинтовых вертолетов очень важно
максимально уменьшить расстояние между осями несущих вин-
тов, так как это позволяет сократить размеры крыла (или фер-
мы) у вертолета поперечной схемы и длину фюзеляжа у верто-
лета продольной схемы. Сокращение этих размеров уменьшает
вес конструкции и увеличивает весовую отдачу вертолета.
Наиболее эффективным средством сокращения расстояния
между винтами является перекрытие винтов, которое, однако,
порождает новую проблему—возможность схлестывания лопа-
стей при их встречном движении в плоскости вращения винтов:
по направлению вращения у одного винта и против вращения
у другого.
Бессмысленно пытаться исключить схлестывание созданием
ограничителей (упоров) движения лопасти. Если под действием
внешних сил лопасть должна отклониться за ограничитель, то
упор ее не остановит. Она будет продолжать движение вследст-
вие своего изгиба, и если упор не сомнется, при достижении раз-
рушающих напряжений лопасть сломается.
Схлестывание лопастей винтов наиболее вероятно при управ-
лении вертолетом с помощью изменения дифференциального об-
щего шага, когда крутящий момент на одном винте увеличи-
вается, а на другом — падает.
В общем случае возможность схлестывания лопастей зависит
от величины перекрытия, возможного различия в крутящих мо-
ментах на винтах и характера их изменения во времени, от па-
раметров лопасти и ее подвески на втулке и от жесткости син-
хронизирующей вращение винтов трансмиссии.
Будем считать, что касание осей лопастей в плановой проек-
ции недопустимо, так как при этом вероятность схлестывания
очень велика и зависит только от взаимного положения лопастей
в плоскостях их взмаха относительно горизонтальных шарниров
(рис. 2. 47).
124

Рис. 2.47. Взаимное расположение
лопастей вертолета «Чинук» в плоско-
сти их взмаха относительно горизон-
тальных шарниров
Для вертолетов продольной схемы с превышением плоскости
вращения заднего винта над плоскостью вращения переднего
винта схлестывание более всего вероятно при взятии ручки на
себя, когда угол конусности
переднего винта увеличивает-
ся, а заднего — уменьшается.
Для вертолетов поперечной
схемы с симметричным распо-
ложением винтов при отклоне-
ниях ручки в поперечном на-
правлении и касании осей ло-
пастей в плановой проекции
схлестывание может и не про-
изойти, если лопасти будут
находиться на разных уровнях
в плоскости взмаха.
Однако легко показать, что при кратковременном отклонении
ручки управления с возвращением ее в нейтральное положение
конус несущих винтов будет следовать за изменением общего
шага с очень небольшим запаздыванием, в то время как в пло-
скости вращения, из-за низкой частоты собственных колебаний
системы, в момент возвращения ручки управления лопасти будут
Рис. 2. 48. Схема определения максимально допустимых
углов отклонения лопастей в плоскости вращения по
условию отсутствия схлестывания
еще вблизи своих крайних положений. Следовательно, лопасти
действительно могут войти в соприкосновение при касании их
осей в плановой проекции.
Из рис. 2. 48 следует, что при отклонении лопастей обоих вин-
тов на различные по направлению, но одинаковые по величине
125

углы Л£доп оси лопастей коснутся в плановой проекции при пере-
крытии:
Р-2-со»(Д!„+Д»)-------->М*~ + Ч>.	(2.110)
tg[ ——	+ Д’И
где P=PIR — перекрытие винтов; гя — число лопастей в несу-
щем винте; Д£доп — максимально допустимый угол отклонения
Рис. 2 49. Минимальные по углу
значения допустимых углов отклоне-
ния лопастей в зависимости от пере-
крытия Р и числа лопастей в несу-
щих винтах
расположение лопастей винтов
лопастей в плоскости враще-
ния, при котором оси лопастей
касаются в плановой проек-
ции; Ахр — азимутный угол на-
чального положения лопасти
одного из винтов, отсчитывае-
мый от линии, соединяющей
оси винтов.
По формуле (2.110) можно
определить допускаемые углы
Д£доп при различных начальных
азимутальных положениях ло-
пасти Дф. Минимально допу-
стимые значения углов Д$дОа.
соответствующие различным
Дф, показаны на рис. 2.49 в_за-
висимости от перекрытия Р и
числа лопастей в несущих вин-
тах. На кривых указаны так-
же точки, соответствующие па-
раметрам ряда широко извест-
ных вертолетов.
При изменении дифферен-
циальных общих шагов винтов
аэродинамический крутящий
момент на одном винте увели-
чивается, а на другом — умень-
шается. При этом взаимное
изменяется как из-за отклонения
лопасти в вертикальном шарнире, так и вследствие углового по-
ворота винтов относительно своих осей, вызванного крутиль-
ными деформациями синхронизирующей трансмиссии.
Общий угол поворота лопасти, вызванный обеими этими при-
чинами, может быть вычислен по следующей приближенной фор-
муле:

I	G ».uJr р)
дМкр,
(2.111)
1
сп> J
где Д£ — приращение угла отклонения лопасти в плоскости вра-
щения как из-за ее поворота в вертикальном шарнире, так и
126

вследствие деформаций синхронизирующей трансмиссии; Хд—
коэффициент динамичности, зависящий от характера изменения
крутящего момента во времени; ZB. ш — расстояние от оси винта
до вертикального шарнира; Ss. ш — статический массовый мо-
мент лопасти относительно вертикального шарнира; — угло-
вая скорость вращения винта; гр — радиус приложения равно-
действующей аэродинамических сил, действующих на лопасть в
плоскости вращения. Приближенно можно считать гр=0,7/?, где
R — радиус лопасти; стр — крутильная жесткость синхронизи-
рующей трансмиссии (одной половины), приведенная к оси не
сущего винта; ДЛ!кр — осредненное дифференциальное прираще-
ние аэродинамического крутящего момента,
АЛ1кр=(7Икр1-Жкр1)/2,	(2.112)
(М,<Р| и МКР2 — аэродинамические крутящие моменты на несу-
щих винтах); ka, — коэффициент, учитывающий уменьшение
восстанавливающего момента от центробежных сил относитель-
но вертикального шарнира из-за поворота оси вертикального
шарнира относительно оси горизонтального шарнира на угол а0.
Наиболее точно значение этого коэффициента может быть полу-
чено в экспериментах на вертолете.
По существующим теоретическим представлениям значение
ka, может быть определено по формуле:
— относительная частота собственных
колебаний лопасти в плоскости вращения; (ao)i и (ао)г— углы
конусности несущих винтов:
— AAlgpi/A.Wup,	Д;^кр»
ГДе
Л1кР о — крутящий момент на исходном режиме до отклонения
ручки управления.
Значение коэффициента kat тем меньше, чем больше умень-
шается стабилизирующий момент относительно вертикального
шарнира. На рассматриваемых ниже режимах с резким отклоне-
нием ручки управления в процессе маневра вертолета с пере-
грузкой этот коэффициент, определенный по формуле (2. 113),
оказывается равным 0,86 * для вертолета «Чинук» и 0,67 для вер-
толета В-12.
• Коэффициент ЛВ(> для вертолета «Чинук» подсчитан без учета наклона
оси вертикального шарнира вследствие поворота лопасти в осевом шарнире.
127

Можно представить два различных случая управления верто-
летом, приводящих к достижению максимальных значений Ag:
при выполнении резкого маневра на вертолете с использова-
нием дифференциального общего шага, когда достигается мак-
симальное значение ЛМир, но коэффициент динамичности не
велик;
при управлении вертолетом, когда для поддержания требуе-
мого положения вертолета летчик вынужден периодически откло-
нять ручку управления, непроизвольно вызывая резонансные
колебания лопастей с большим коэффициентом динамичности д-.
Для оценки условий работы синхронизирующей трансмиссии
на расчетных по схлестыванию режимах полета удобно пользо-
ваться понятием о дифференциальной перегрузке несущего винта
по крутящему моменту:
Л м =1 4------------,
К?	(^к;|)тах
(2. 114)
где (МКр) max — крутящий момент на несущем винте, соответст-
вующий максимальной мощности двигателя, при равномерном
распределении мощности по несущим винтам; Л1сямр=ХдДЛ<К1)--
максимальный крутящий момент, передающийся синхронизирую-
щим валом.
Расчеты, выполненные для ряда вертолетов и отчасти при-
веденные ниже, показывают, что расчетное по схлестыванию
значение среднего коэффициента дифференциального прираще-
ния крутящего момента может достигнуть величины Дл1кг=
= 0,01. Отсюда можно определить и ДЛ1кр как
== у (<о/?)’/?Дткр-
Следовательно, если значение коэффициента крутящего мо-
мента, соответствующее максимальной мощности двигателя, со-
ставляет около ткр=0,012, то при 1л=1,8 дифференциальная
перегрузка несущего винта по крутящему моменту может до-
стигнуть величины ПмК1 «2,5, а мощность, передаваемая синхро-
низирующим валом, —‘в полтора раза превысить максимальную
мощность половины двигателей.
При выборе допустимого перекрытия винтов у двухвинтового
вертолета следует предполагать, что в каком-то, может быть,
и очень редком случае, при выполнении маневра, летчик восполь-
зуется полным диапазоном дифференциального общего шага,,
отклонив ручку управления до упора.
Дифференциальное приращение крутящих моментов на вин-
тах ДЛ4„р при этом оказывается различным по скорости полета
128

и наибольшим на максимальной скорости. Значительной величи-
ны оно может достигнуть и на режиме висения.
На больших скоростях полета дифференциальное прираще-
ние крутящих моментов ЛМкр очень существенно увеличивается,
если при выполнении маневра один из винтов с большим углом
общего шага попадает на срывной режим.
Возможность выйти на срывной режим при управлении вер-
толетом очень сильно зависит от принятой нагрузки на винт,
определяемой его коэффициентом тяги tv и диапазоном прира-
щения общего шага винта при управлении Д<ро. ш-
Казалось бы, что двухвинтовой вертолет должен быть спро-
ектирован так, чтобы при полном отклонении ручки управления
винт не выходил на срывныс режимы. Но это означает, что за-
пасы до срыва у винтов должны быть сделаны очень большими.
Практика показывает, что так проектировать двухвинтовые вер-
толеты нерационально. Поэтому все двухвинтовые вертолеты про-
ектируются из расчета, чтобы только при очень малых управляю-
щих воздействиях винт не попадал бы в срыв на максимальной
скорости полета. Запас до срыва не делается большим чем
2°... 2,53 по углу общего шага, в то время как диапазон управ-
ления только дифференциальными шагами выбирается обычно
не менее чем Аф0. ш=±4°. Поэтому на максимальной скорости
полета при полностью отклоненной ручке управления двухвинто-
вые вертолеты, как правило, попадают одним винтом в срыв
потока.
Возможность схлестывания винтов становится особенно веро-
ятной, когда ручка управления отклоняется до упора в процес-
се маневра вертолета и одновременно кратковременно увели-
чивается общий шаг винтов до величины, при которой потреб-
ная для полета мощность становится больше располагаемой
мощности двигателей и частота вращения винтов начинает па-
дать. В этом случае один из винтов, шаг которого при отклоне-
нии ручки управления увеличивается, попадает в особенно глу-
бокий срыв.
На рис. 2. 50 приведен расчет коэффициентов крутящего мо-
мента для вертолета с параметрами, близкими к параметрам
вертолета «Чинук», на максимальной скорости полета. Чтобы не
усложнять анализ, расчет был сделан только для переднего не-
сущего винта с компенсатором взмаха х = 0,5.
У заднего винта этого вертолета компенсатор взмаха х=0,
но при управлении его общий шаг меняется соответственно боль-
ше. Поэтому характеристики заднего винта остаются примерно
такими же, как и у переднего винта.
Из рис. 2. 50 видно, что на максимальной скорости полета
при отклонении ручки управления на себя передний винт сразу
попадает в срыв потока как вследствие увеличения общего ша-
га. так и из-за роста угла атаки вертолета.
5	833
I»

Если ручка управления отклоняется резко до упора *, то да-
же без учета изменения угла атаки разность коэффициентов
крутящих моментов оказывается равной 2Д/пкр=Щцр1—
«0,013.
Рис. 2.50. Зависимость коэффициен-
тов крутящего момента от угла ата-
ки переднего несущего винта при раз-
личных углах общего шага лопастей
вертолета с параметрами, близкими
к параметрам вертолета «Чинук»
СН-47А, на максимальной скорости
полета (заштрихованная область —
область срыва потока)
Если при этом угол общего
шага винтов увеличить хотя бы
на 3° и получить перегрузку
п«1,2 и одновременно откло-
нить ручку управления до упо-
ра, то разность коэффициен-
тов крутящих моментов увели-
чится до значения 2Дтнр=
= ^i«pi—^кр2= 0,02.
Если при маневре на мак-
симальной скорости увеличить
общий шаг еще больше, да
к тому же отклонить ручку
управления на себя до упора,
ТО МОЖНО ПОЛуЧИТЬ 7ПКр1 —
—гпкР2>0,02. Однако возмож-
ность такого маневра мало-
вероятна.
На рис. 2.51 показаны те
же зависимости для вертолета
В-12. При полностью откло-
ненной ручке управления в по-
перечном направлении при го-
ризонтальном полете со ско-
ростью 240 км/ч разность ко-
эффициентов крутящих мо-
ментов у этого вертолета ока-
зывается равной 2Д/пир=
= Г71кр2 = 0,01 15.
Но если это отклонение вы-
полняется одновременно с уве-
личением среднего значения
общего шага (по указателю)
фук=11,5° до фук=15° (перегрузка л—1,35), разность крутящих
моментов увеличивается до значения mKpi—тИр2 = 0,02, приня-
того для этого вертолета как максимально возможное значение
для выбора параметров, исключающих схлестывание. Общий
шаг одного из винтов достигает при этом упора, при котором зна-
чение фу|( = 19°.
• Принятое для рассматриваемого вертолета изменение дифференциаль-
ного шага Л<ро ш=Т4° взято по аналогии с другими вертолетами продоль-
ной схемы.
130

Сравнение характеристик, приведенных на рис. 2.50 и 2.51.
показывает, что параметры рассматриваемых вертолетов выбра-
ны примерно с одинаковым подходом к запасу до срыва. При
резком отклонении ручки управления до упора один из винтов
у этих вертолетов попадает в срыв. Если же ручку управления
отклонить одновременно с увеличением общего шага, то один из
винтов попадает в очень глубз-
кий срыв.
Не менее важным при изу-
чении схлестывания винтов
следует считать и второй воз-
можный и опасный по схлесты-
ванию режим управления вер-
толетом.
Система несущих винтов
двухвинтового вертолета, свя-
занных через синхронизирую-
щую трансмиссию, имеет фоо-
му собственных колебаний, при
которой все лопасти каждою
винта одновременно откло-
няются относительно верти-
кальных шарниров таким об-
разом, что возникающие при
этом крутящие моменты от
инерционных сил лопастей
обоих винтов взаимно уравно-
вешиваются через трансмис-
сию.
Рис. 2.51. Зависимость коэффициси
тов крутящего момента от угла ата-
Вследствие упругости син-
хронизирующей трансмиссии
частота собственных колеба-
ний такой системы оказывает-
ки несущих винтов при различных
углах общего шага для вертолета
В-12 при полете со скоростью У=
= 240 км/ч (заштрихованная об
ласть — область срыва потока)
ся несколько ниже парциаль-
ной частоты собственных колебаний лопасти относительно вер-
тикального шарнира. На вертолете В-12 эта частота составляет
около 0,5 Гц (период колебаний Г=2 с).
При управлении вертолетом, особенно при полете в болтан-
ку, летчик может совершенно непроизвольно отклонять ручку с
частотой собственных колебаний системы несущих винтов, воз-
буждая их резонансные колебания от аэродинамических сил, воз-
никающих на лопастях при периодическом изменении дифферен-
циальных общих шагов винтов.
При периодическом возбуждении колебаний несущих винтов
с частотой описанной формы собственных колебаний амплитуда
колебаний лопастей может очень сильно возрасти, особенно при
ступенчатой (фрикционного типа) характеристике демпфера в
вертикальном шарнире, когда с увеличением амплитуды коле-
5*
131

баний лопасти относительный коэффициент демпфирования коле-
баний уменьшается.
Однако на вертолете В-12 возможность непроизвольного воз-
буждения таких колебаний летчиком в значительной степени
ограничена максимально возможной скоростью перекладки ма-
лого бустера первого каскада системы управления, не позволя-
ющего изменять общий шаг при частоте 0,5 Гц с амплитудой ко-
лебаний, большей, чем четверть полного диапазона перекладки
ручки, так как при этом приведенная к штоку малого бустера
демпфирующая колебания сила в системе управления достигает
значения Рд«200 кгс и скорость бустера не может быть боль-
шей чем Уб=60... 70 мм/с (при Рд=0; Ve=95 мм/с).
Непроизвольно вызванные резонансные колебания, возбуж-
даемые летчиком, неоднократно фиксировались при летных ис-
пытаниях вертолета В-12. Однако их амплитуда не превышала
углов	а соответствующая мощность перетекания (по
синхронизирующему валу) достигала значения AjV=5300 л. с.
Нетрудно убедиться в том, что при увеличении амплитуды
колебаний ручки до половины ее хода в одну сторону амплитуда
колебаний лопастей достигнет углов Д|=15°. Однако дальней-
шее увеличение этого угла будет ограничено максимальной ско-
ростью перемещения штока малого бустера. Таким образом на
вертолете В-12 была исключена возможность резонансного
схлестывания лопастей.
Опасность возникновения резонансного схлестывания лопа-
стей в той же мере относится и к вертолетам продольной схемы,
где встречные колебания лопастей могут возбуждаться при коле-
баниях ручки управления в продольном направлении.
Особого внимания заслуживает изучение возможности сниже-
ния коэффициентов динамичности системы управления несущи-
ми винтами.
Для случая разового резкого отклонения ручки управления
в процессе маневра вертолета коэффициент динамичности мо-
жет быть определен по обычно применяемым в таких случаях
методам расчета.
Если система управления позволяет произвести импульсное
отклонение ручки до упора за время, равное или даже несколь-
ко меньшее периода колебаний системы, то коэффициент дина-
мичности Хд может быть равным 1,8.
При ограничении скорости перекладки ручки, имеющемся на
вертолете В-12, продолжительность импульсного отклонения руч-
ки (синусоидального типа) до упора не может быть меньше чем
Ь,6—1,8 периода колебаний системы. В этом случае коэффициент
динамичности оказывается равным примерно 1,4. При проекти-
ровании двухвинтовых вертолетов особое внимание должно быть
обращено на увеличение крутильной жесткости синхронизиру-
ющей трансмиссии.
132

Ниже, в табл. 2. 7, на конкретных примерах показано, что
вследствие крутильных деформаций трансмиссии допустимый
угол отклонения лопасти относительно вертикального шарнира
существенно уменьшается.
Очень важно подчеркнуть, что основная часть угла закрутки
несущих винтов объясняется крутильными деформациями узлов
главных валов, вращающихся с той же частотой вращения, что
и несущие винты. На вертолете В-12 этот угол составляет около
60% общего угла закрутки трансмиссии, а на вертолете «Чинук»,
по нашим оценкам, даже более 80%. Угол поворота несущих вин-
тов вследствие крутильных деформаций собственно синхронизи-
рующего вала относительно невелик из-за того, что синхронизи-
рующий вал вращается с большой частотой вращения и его
жесткость при приведении к несущему винту должна быть умно-
жена на квадрат передаточного отношения. Поэтому на вертоле-
те «Чинук», несмотря на то, что синхронизирующий вал цуралю-
миновый, его жесткость, приведенная к несущему винту, доста-
точно высока (частота вращения вала л = 6600 об/мин и пере-
даточное отношение i st 29).
В то же время компоновка этого вертолета с очень длинным
главным валом заднего несущего винта приводит к резкому
снижению крутильной жесткости трансмиссии, что, вероятно,
должно было вызвать очень большие трудности обеспечения
требуемого запаса по схлестыванию на этом вертолете. Угол
встречного поворота несущих винтов вследствие деформации
трансмиссии у вертолетов «Чинук», по нашим оценкам, даже
больше, чем угол поворота лопастей относительно вертикальных
шарниров (см. табл. 2. 7).
Из сопоставления возможного отклонения лопасти в плоско-
сти вращения Ag, определенного по формуле (2. 111), и макси-
мально допустимого по условиям схлестывания (рис. 2. 49) мож-
но оценить имеющийся запас до схлестывания. Результаты оцен-
ки этого запаса для различных вертолетов сведены в табл. 2. 7.
Значение Ag, определяемое по формуле (2.111), прямо зави-
сит от полуразности крутящих моментов ЛМкр на несущих вин-
тах. Как было показано выше, значение A.MKp зависит от очень
многих параметров и прежде всего от действий летчика в гой
непредвиденной ситуации, которая потребует от него необычно
резкого действия органами управления.
Учитывая все это и желая получить сопоставимые оценки
различных вертолетов, в табл. 2. 7 для всех вертолетов принято
как наиболее вероятное максимальное значение mKpi — ^кп2 =
= 0,02, хотя вполне возможно, что на некоторых вертолетах мо-
жет быть получена и большая величина разности этих коэффи-
циентов.
Коэффициент динамичности для всех вертолетов принят рав-
ным Ад=1,8. Для вертолетов В-12 с двухкаскадной системой уп-
равления, ограничивающей максимально возможную скорость
133

Определение запасав по схлестыванию несущих винтов вертолетов
двухвинтовых схем
Таблица 2.7
Вертолет	ь 3 N	Р, %	3 Q. U 5 с	сч £ L о. Ж Е	Пн ». об/МКН		SB.U;, кгс-с-	Сгр Ki с м/рад	о		Лсц. град	AS, град	S о. Е О	АСдоп—^6» град	Й >Г Б	Ж X с’
Вертол СН-46Л, модель 107	3	66,6	Т4	0,02	265	4,6 при 1, ш = 0,35 м, /? —7,62 м	25	0,03 106	0,80	1.8	7,6	20,9	19,6	-1.3	0,0152	2,180
Вертол CH-46D, модель 107	3	69,2	Т4	0,02	260	4,5 при /» ш = 0,35 м, Я = 7,77 м	25	0.03 106	0,80	1.8	8,2	23.1	18,6	—4,5	0.0162	2,125
«Чинук» СН-47А	3	66,4	Т4	0,02	230	8.0 при /» ш=0.72 м. /?=9,01 м	49	0,06 106	0,86	1,8	7,3	14,6	20	5,4	0,0162	2,110
«Чинук» СН-47С	3	68,3	Т4	0,02	243	7,9 при /„111 = 0.72 м, /?=9,135 и	56	0.06 106	0,86	1.8	9.4	16,8	19	2,2	0,0202	1,886
«Чинук», модель 347	4	38.8	ЧЧ	0,02	220	8,5 при Z. .в =*0,8 м, /? = 9,39 м	49	0,055-106	0,87	1.8	11,8	19,6	19	-0,6	0,0192	1,935
В-12	5	17,2	Т4	0,02	120	4,8 при /„ш«=0,81 м. /?=»17,5 м	529	106	0.67	1.4	3,7	18,9	17,5	-1.4	0,«168	1,825

перекладки ручки скоростью перемещения штока малого бусте-
ра, этот коэффициент принят равным Хд™ 1,4.
Данные, приведенные в этой таблице, показывают, что на
вертолетах Вертол СН-46 (модель 107) запасы до схлестывания
были либо на пределе допустимых, либо даже несколько недо-
статочными.
Создание вертолета «Чинук» с более чем удвоенной мощно-
стью двигателей и соответственно увеличенным несущим винтом
с применением тех же типов конструкций втулки и трансмнсссии,
что н у вертолета Вертол СН-46 (модель 107), привело бы к де-
фициту в допустимых углах отклонения лопасти в плоскости
вращения, составляющему более 6°. Вероятно, именно поэтому
на вертолете «Чинук» СН-47 фирма применила специальную
схему втулки с вынесенным за осевой шарнир вертикальным
шарниром, существенно увеличив разнос вертикальных шарни-
ров. Фирма пошла на это, несмотря на то, что такая схема втул-
ки в общем случае приводит к увеличению шарнирных моментов.
Кроме того, для увеличения жесткости трансмиссии диаметр
вертикального вала заднего несущего винта примерно на 70%
своей длины был увеличен почти вдвое по сравнению с по-
требным для передачи требуемой мощности диаметром (/Вал =
= 160 мм и сделан равным </Ва.т«300 мм. В результате на вер-
толете «Чинук» СН-47/Х был создан даже избыточный запас по
схлестыванию, что оказалось очень полезным для последующих
модификаций вертолета, на которых этот запас был израсхо-
дован.
Обращает на себя внимание то, что с переходом на четырех-
лопастный винт на модели 347 фирма не пошла на сокращение
запасов по схлестыванию и уменьшила перекрытие винтов, для
чего пришлось удлинить фюзеляж примерно на 3 м.
Сопоставление запасов по схлестыванию на вертолете В-12 с
аналогичными запасами на зарубежных вертолетах продольной
схемы показывает, что перекрытие на этом вертолете выбрано
правильно, хотя и на пределе допустимого. Приведенные сообра-
жения, расчеты и данные по построенным машинам показывают,
что при выборе параметров двухвинтовых вертолетов с обычным
порядком расположения шарниров втулки и частотой вращения
вала синхронизирующей трансмиссии лва.1^3000 об/мин нельзя
рассчитывать на возможность увеличения перекрытия винтов
больше чем =0,63 при хл=3, Р=0,4 при хл=4 и £=0,17
При 2л в 5.
При этом имеется в виду, что для обеспечения безопасности
полетов с такими перекрытиями потребуется комплекс конструк-
тивных решений, обеспечивающий необходимые запасы по схле-
стыванию: требуемое увеличение выноса вертикальных шарни-
ров, создание очень жесткой системы трансмиссии, синхронизи-
рующей вращение винтов, и ограничение диапазона и скорости
135

перекладки ручки при управлении дифференциальным общим
шагом винтов.
При числе лопастей гл^6 перекрытие винтов следует счи-
тать недопустимым.
2.3.4.	Максимально используемая вертолетом мощность
двигателей из-за ограничения мощности, передаваемой
коническими парами шестерен
При выборе параметров и схемы вертолетов большой грузо-
подъемности важным оказывается ограничение мощности, пере-
даваемой коническими парами шестерен. Это ограничение может
быть обойдено в схемах с вертикально поставленным валом сво-
бодной турбины, но до настоящего времени оправдавшего себя
проекта по такой схеме не создано. Поэтому такие схемы здесь
рассматриваться не будут.
Определим в соответствии с методикой фирмы «Глисон» мо-
мент, передающийся конической шестерней, по допускаемым на-
пряжениям изгиба зуба оизг по формуле
(Л1кр)и1г=5 4^3и,гщ//Н.о	(2.115)
и по допускаемым контактным напряжениям <гКппт по формуле
.	(2-116)
где Y и / — коэффициенты, зависящие от формы зуба. Примем
следующие значения входящих в эти формулы коэффициентов
и допускаемых напряжений; £т=|,0 (коэффициент неравномер-
ности распределения нагрузки по зубу); £„=0,9 (коэффициент,
учитывающий динамику зацепления); ks — коэффициент, зави-
сящий от размеров зуба (£.,=0,725 для т=7 мм, £,=0,78 для
щ=10 мм, £,=0.89 для гп=16 мм); (аОТг)доп=21 кге/мм2;
(пКонт)доц= 140 кге/мм2. Тогда при выбранном для рассмотрения
передаточном отношении 7=2,5 и максимально возможной ши-
рине зуба Ь, принимаемой обычно не более чем £=85 мм и не
более чем £ = 0,3 А (где А — длина образующей начального
конуса шестерни), получим максимально допустимое окружное
усилие Рдоп в зависимости от диаметра начальной окружности
dn. о для трех значений модуля зуба т, показанное на рис. 2. 52.
При окружной скорости вращения шестерни Vmax= 100 м/с,
которая обычно допускается для таких передач, как максималь-
ная, получим максимальную мощность, которая при этом может
быть передана конической ступенью. Эта мощность указана на
левой оси ординат рис. 2.52. На этом же рисунке указаны и
соответствующая этой окружной скорости частота вращения ше-
стерни.
136

Из графика, приведенного на рис. 2. 52, следует, что при до-
пускаемых напряжениях оизг=21 кгс/мм2 и окружной скорости
вращения Утах= ЮО м/с максимальная мощность, которая мо-
жет быть передана конической парой, Аноним » 8000 л. с. при диа-
метре начальной окружности малой конической шестерни </но =
= 220 мм и большой — dHO = 550 мм, т. е. при размерах, которые
нам представляются предельными по условиям компоновки ре-
дуктора.
Рис. 2. 52. Максимальные окружные усилия Р и максимально
возможная мощность N, передаваемая конической парой при
окружной скорости вращения Vm»i = l00 м/с, в зависимости
от диаметра начальной окружности .меньшего колеса dn „
при (=2.5:
---— — — допускаемое усилие по контактным напряжениям;
-------------допускаемое усилие по нагибным напряжениям
Несомненно, что в результате каких-то новых технических
решений станет возможным увеличить как допускаемые напря-
жения, так и максимальные скорости вращения шестерен. По-
этому эти ограничения оцениваются только с позиций сегодняш-
него дня.
Можно считать, что отечественное редукторостроение уже
готово к освоению передачи максимальной мощности конической
парой до 5000 л. с. Если рассматривать ближайшую перспекти-
ву, то можно полагать, что эта мощность может быть увеличена
до 8000 л. с.
Поэтому при рассмотрении вертолетов большой грузоподъ-
емности необходимо учитывать следующее.
Тяжелый вертолет одновинтовой схемы может быть трехдви-
гательным. В этом случае возможно создание редуктора с пере-
дачей мощности от двигателей через шесть пар конических
137

шестерен (рис. 2.53), и, следовательно, максимально используе
мая мощность двигателей может быть равной 48 000 л. с.
Вертолет продольной схемы может иметь два синхронизиру-
ющих вала. В этом случае максимальная мощность, передавае-
мая на один из несущих винтов через две пары конических ше-
стерен, может быть равной 16000 л. с. С учетом неравномерности
К несущему
Винту
Рис. 2.53. Возможная схема пер-
вых ступеней главного редуктора
одновинтового вертолета с вво-
дом мощности от трех двигателей
загрузки винтов, принимаемой
равной 15%, суммарная исполь-
зуемая мощность двигателей
у вертолета продольной схемы
может быть не более 28 000 л. с.
При известных схемах транс-
миссии передать мощность на
оба несущих винта через четыре
пары конических шестерен у вер-
толета продольной схемы оказы-
вается невозможным.
Создание вертолета с тремя
синхронизирующими валами нам
представляется слишком слож-
ным, менее надежным и поэтому
неприемлемым решением.
Вертолет поперечной схемы
может быть создан с четырьмя
двигателями, с передачей мощ-
ности на несущие винты чер_з
восемь пар конических шестерен.
Поэтому максимально исполь-
зуемая мощность у такого верто-
лета может быть равной 64 000 л. с., что на обозримый период
ближайшего будущего не ограничивает параметров вертолета.
Значительная по мощности загрузка конических шестерен
привода синхронизирующего вала у вертолета поперечной схемы
будет весьма кратковременной только при энергичных попереч-
ных отклонениях ручки управления и при отказе двигателя и
поэтому не будет лимитировать устанавливаемую мощность дви-
гателей.
2.3.5.	Требования, вытекающие из центровки вертолета
продольной схемы
Иногда считается, что центровка вертолета продольной схе-
мы не вызывает никаких проблем. Действительно, если верто-
лет продольной схемы хорошо сцентрован, так что при макси-
мальной загрузке передний и задний винты имеют примерно
одинаковую тягу, то небольшое изменение центровки легко ком-
пенсируется небольшим различием в тяге винтов.
138

Однако сцентровать вертолет при проектировании оказы-
вается далеко нелегкой задачей. Расположенные на большом
плече под задним винтом двигатели с их системами, два или
большее число редукторов, задний пилон, створки с трапами
должны быть уравновешены пилотской кабиной и оборудовани-
ем вертолета. Поэтому при компоновке вертолета продольной
схемы нужно стремиться максимально сдвинуть двигатели к се-
редине вертолета.
Это можно осуществить в схеме трансмиссии вертолета «Чи-
нук», в которой двигатели могут быть расположены в любом
необходимом по требованиям центровки месте по длине верто-
лета (см. рис. 2. 17). Однако применение такой схемы с удли-
ненным главным валом заднего винта возможно только при
грузоподъемности вертолета «Чинук» и не более. У вертолетов
ббльшей грузоподъемности применение такого вала привело бы к
очень большим потерям в весе.
Видимо, из-за этого в проекте вертолета HLH (рис. 2. 54)
фирма Боинг пошла на иную схему трансмиссии — без удлинен-
ного вала заднего несущего винта (рис. 2. 55). Однако эта схе-
ма пригодна только для вертолета-крана. В транспортном вари-
анте вертолета с требуемыми размерами грузовой кабины дви-
гатели и объединяющий редуктор, расположенные на уровне по-
толка грузовой кабины, мешали бы погрузке техники в верто-
лет. Так что решение проблемы центровки вертолета продольной
схемы грузоподъемностью, большей чем у вертолета «Чинук»,
связано с серьезными трудностями компоновочного характера.
2.3.6.	Ограничения, влияющие на выбор трансмиссии вертолета
продольной схемы
Достаточно давно стало ясно, что при использовании газо-
турбинных двигателей нельзя применять тандемную схему раз-
мещения двигателей, как это предполагалось сделать в старом
проекте вертолета В-12, показанном на рис. 2.56. В этом случае
выхлопные газы от впереди расположенных двигателей могут
легко попасть на вход двигателей, расположенных у заднего не-
сущего винта, и вызвать их помпаж со всеми вытекающими
отсюда неприятными последствиями.
Все двигатели у вертолета продольной схемы должны быть
расположены в одном месте и желательно ближе к средней ча-
сти вертолета.
До мощности на одном несущем винте 8000 л. с., которая нам
представляется предельной для передачи одной конической па-
рой (см. подразд. 2. 3. 4), может быть использована схема транс-
миссии с одним синхронизирующим валом. При больших мощ-
ностях вход в главные редукторы возможен только по двухваль-
ной схеме с угловой передачей не менее чем через две кониче-
ские пары. Отсюда следует, что синхронизирующих валов также
должно быть два, так как создание редукторов, суммирующих
139

Рис. 2 54. Проект вертолета HLH фирмы Боинг [27]
Рис. 2.55. Схема трансмиссии вертолета HLH
фирмы Боинг [22]
140

мощность двух двигателей,
а затем разделяющих се на
входе в главные редукто-
ры, привело бы к затратам
веса, превышающим выиг-
рыш от применения одного
синхронизирующего вала.
В проекте вертолета HLH
(см. рис. 2.55) фирма Боинг
намерена передать через од-
ну коническую пару мощ-
ность 10600 л. с. Нам пред-
ставляется, что это может
вызвать значительные труд-
ности при доводке главных
редукторов.
Поэтому для вертолетов
продольной схемы большой
грузоподъемности предла-
гается рассматривать компо-
новку с двумя синхронизиру-
ющими валами, показанную
на рис. 2.57.
2.3.7.	Ограничение частоты
вращения трансмиссионного
вала
Увеличение частоты вра-
щения трансмиссионных ва-
лов наталкивается на огра-
ничения, устанавливаемые
для окружной скорости вра-
щения внутренней обоймы
подшипников t/пнутр, работа-
ющих на консистентной
смазке.
Обычно принимается, что
для таких подшипников окру-
жная скорость должна быть
^«утр < 16 М/С,
что примерно равносильно
известному условию:
«.b,XrfeyTp<300000,
где <4нутр — диаметр внут-
ренней обоймы подшипника
в мм; Пвал — частота вра-
щения вала в об/мин.
Рис. 2. 56. Старый проект вертолета продольной схемы с тандемным расположением двигателей
141

Рис. 2.57. Компоновка вертолета
продольной схемы с. двумя синхронизирующими валами

Практика показывает, что превышение этих ограничений
действительно приводит к значительным трудностям и к сниже-
нию надежности работы подшипников.
Поэтому при увеличении окружной скорости l/BIiyip сверх
16 м/с целесообразно переходить на жидкую смазку подшипни-
ков. Однако создание систем жидкой смазки у 10... 12 опор-
ных подшипников увеличивает трудоемкость эксплуатации та-
ких валов (контроль уровня, пополнение и смена масла), а так-
же понижает надежность их работы. Кроме того, применение
систем жидкой смазки из-за необходимости создания картеров
для подшипников, а возможно и подкачивающих насосов при-
водит к утяжелению трансмиссионного вала, что ставит под
сомнение возможность получения весового выигрыша от увели-
чения частоты вращения вала.
Поэтому у хвостовой трансмиссии как отечественных, так и
зарубежных вертолетов одновинтовой схемы частота вращения
вала обычно не увеличивается сверх пВал = 3000 об/мин и при-
меняются подшипники на консистентной смазке.
Совсем по иным соображениям выбирается частота вращения
синхронизирующего вала на двухвинтовых вертолетах с пере-
крытием винтов. На этих вертолетах увеличение частоты вра-
щения вала необходимо для увеличения приведенной к валу
несущего винта жесткости на кручение соединяющих винты син-
хронизирующих валов и исключения схлестывания несущих
винтов.
Поэтому принимаемые фирмой Боинг увеличенные частоты
вращения синхронизирующих валов — это не столько результат
прогресса в этой области техники, сколько вынужденная мера,
вызванная необходимостью исключить схлестывание несущих
винтов.
2.3.8.	Ограничение по величине статического прогиба лопасти
При увеличении радиуса, удлинения и веса лопасти увеличи-
вается прогиб лопасти от ее собственного веса.
Если не предпринимать никаких специальных мер, улучша-
ющих компоновку вертолета, то прогиб конца лопасти оказы-
вается строго ограниченным из-за возможности задевания лопа-
сти за конструкцию вертолета. Несомненно, что точное значение
допускаемого прогиба конца лопасти зависит от конкретной
компоновки рассматриваемого вертолета. Тем не менее относи-
тельная величина прогиба конца лопасти не сильно меняется ст
вертолета к вертолету в каждой их весовой категории. Чаще
всего у малых вертолетов относительный прогиб меньше,
а у больших — больше. Поэтому проблема ограничения по про-
гибу лопасти особенно остро стоит у больших вертолетов.
14.3

Обычно по компоновочным соображениям у таких вертолетов
относительный прогиб конца лопасти не должен превышать зна-
чение
(уД on-^*=0,12,	(2.117)
А
где (|/л)Доп — абсолютная величина допустимого прогиба конца
лопасти.
ъ-лопасть с дцралюминовым пресглвамным лонжероном
а - цельностенлопластиковая лопасть
о-лопасть со стальным лонжероном
Рис. 2 58. Значения коэффициента kVR. характеризующего ве-
личину прогиба конца лопасти от собственного веса:
/—(Ли_) для лопастей со стальным лонжероном- 2—(*,,_) —для
mtn	VH mln
лопастей с дуралюминовым прессованным лонжероном-
Если положить моменты инерции сечений лопасти пропорцио-
нальными четвертой степени ее хорды, то величина прогиба кон-
ца лопасти может быть определена по выражению
(2.118)
где коэффициент пропорциональности ky/{, характеризующий со-
вершенство компоновки лопасти по достигнутому уменьшению
ее прогиба, зависит от конструкции лопасти, включая как ма-
териал ее лонжерона, так и распределение моментов инерции и
погонных весов лопасти по ее длине. Значения этого коэффициен-
та для ряда построенных лопастей показаны на рис. 2. 58. На
этом же графике показаны достигнутые минимальные значения
(kv )и1и для двух типов конструкции лопасти.
Н4

Если принять, что вес лопасти может быть определен по фор-
муле (см. формулу (2. 6) при А.СМ'-
(2.119)
то, подставив это значение веса лопасти в формулу (2. 118), по-
лучим выражение для относительного прогиба конца лопасти
,	(2. 120)
где с учетом выражения (2. 14)
—^1/ft Ял-1
Если задать, что уя=(уя)доп.
(2. 121)
(2. 122)
Рис. 2 59. Максимально
допустимый радиус ло-
пасти по величине ее до-
пустимого прогиба
из формулы (2. 120) может быть получен максимально допусти-
мый радиус лопасти Rv. Подставив в формулу (2.120) значение
хорды лопасти из (2. 165), получим величину Rv для заданных
взлетного веса Омл и коэффициента тяги вертолета
/г, =0.0.58.5 [	1^1° “
. ^Vft^A J L ^ЛЦ
(2.123)
Зависимость /?у от входящих в эту формулу параметров приве-
дена на рис. 2. 59, а значения допустимых удлинений лопасти лу,
1
равные \,==| -^-1	0	. — на рис. 3. 14. При проектирова-
\VR / R
нин вертолетов всех схем это ограничение обязательно должно
145

учитываться и радиус несущего винта не должен приниматься
большим, чем Rv. Это условие оказывается обычно определяю-
щим при выборе радиуса несущих винтов для вертолетов боль-
шой грузоподъемности и без особых усилий выполняется для
легких вертолетов.
2. 4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДАННЫХ,
НЕОБХОДИМЫХ ДЛЯ РАСЧЕТА ВЕСА
КОНСТРУКЦИИ И ВЫБОРА
ПАРАМЕТРОВ ВЕРТОЛЕТА
При расчете веса конструкции и перевозимого полезного гру-
за удобно вести расчеты с изменением различных параметров
вертолета при сохранении неизменным его взлетного веса. По
окончании расчетов, проделанных для различных взлетных весов,
можно выбрать тот потребный взлетный вес, при котором выпол-
няются заданные вертолету данные.
Среди подбираемых параметров наиболее важными являются
диаметр и число лопастей несущего винта. Этой задаче и будут
в основном посвящены приводимые ниже расчеты.
Пе менее важным, казалось бы, является также расчет оп-
тимальных значений окружной скорости вращения винта UK и
коэффициента тяги fUt. Однако опыт создания и испытаний вер-
толетов показывает, что увеличение окружной скорости враще-
ния винта сверх UR =220 м/с, хотя н дает выигрыш в весе кон-
струкции, но одновременно приводит к потерям мощности в
горизонтальном полете и увеличивает потребный запас топлива,
что в конечном счете оказывается невыгодным из-за снижения
веса перевозимого груза. Кроме того, это приводит к существен-
ному возрастанию шума во внешнем поле вертолета.
Следовательно, оптимальное значение t/H, совпадающее с его
максимально приемлемым значением, уже известно по опыту
испытаний вертолетов и вряд ли может быть всерьез уточнено
расчетами.
Нс удается также увеличить и коэффициент тяги несущих
винтов. Его значения для лопастей с лучшими из проверенных
аэродинамических профилей ограничены в соответствии с
рис. 2. 46 заданными вертолету значениями динамического по-
толка и максимальной скорости полета. Увеличение /в0сверх
значений, определяемых ограничениями по срыву, не может быть
оправдано.
Поэтому оптимальным оказывается значение/,,,, совпадающее
с предельно допустимым значением этого параметра, требую-
щимся для обеспечения заданных летных данных.
Рассмотрим более подробно всю последовательность опера-
ций, необходимых для определения данных, которые требуются
при весовом расчете и выборе параметров вертолета.
146

Поскольку для этого необходимо знать многие величины,
вычисляемые в аэродинамическом расчете, то остановимся и на
тех положениях, которые вытекают из рассмотрения аэродина-
мики вертолета.
Рассматривать будем вертолеты одновинтовой, продольной и
поперечной схем.
2.4.1.	Выбор площади крыла вертолета поперечной схемы
Для определения подъемной силы вертолета на режиме ви-
сения важно знать потерн на обдувку планера вертолета пото-
ком от несущего винта. Наибольшими по сравнению с другими
схемами оказываются потери от обдувки крыла вертолета попе-
речной схемы. Поэтому при проектировании вертолета попереч-
ной схемы необходимо стремиться к максимальному снижению
площади крыла. В схеме с крылом, не имеющим горизонтальных
подкосов, этому препятствуют жесткостные требования, о чем
уже говорилось в разд. 2.2.
Если использовать крыло с отклоняемым на режиме висения
закрылком, уменьшающим обдуваемую площадь крыла пример-
но на 20%, то оптимальным по общей потере подъемной силы
вертолета (&T+Gl<r) на режиме висения будет крыло с относи-
тельной площадью (5Кр)опт. определенной по формуле (2.81),
где значение скр для крыла с отклоненным на 90° закрылком
может быть принято равным
скр«0,70... 0,75.	(2.124)
При расчете по формуле (2.81) относительный вес гондолы
нужно взять в первом приближении ориентировочно, а затем
уточнить его после определения веса консоли по формуле (2. 76).
Для вертолета ферменной поперечной схемы типа В-12 (см.
рис. 2. 38) площадь крыла обратного сужения может быть опре-
делена как
5кР=а/^.	(2. 125)
где / — длина ферменной консоли; Ьк — расстояние между под-
косами на конце крыла [см. выражение (2. 90)].
Основанием для выбора значения коэффициента а может
быть крыло вертолета В-12, где ц= 1,7.
2.4.2.	Определение потерь тяги на обдувку планера на режиме
висения
Для расчета потерь тяги на обдувку планера вертолета обыч-
но принимаются формулы, вытекающие из теории идеального
винта, коэффициенты в которых уточняются при экспериментах
на моделях и при летных испытаниях уже построенных верто-
летов.
147

При таком подходе коэффициенты потерь тяги на обдувку
планера можно определить следующим образом:
а)	для одновинтового вертолета без крыла
Аовж=1-дт,(ад)’,
(2. 126)
где ЛТ0 — потери тяги при обдувке фюзеляжа несущим винтом
с радиусом /?0. Значение ДТ0 лучше всего определить по продув-
кам модели. Оно составляет обычно 0,015... 0,02, а иногда да-
же 0,03;
б)	для вертолета продольной схемы без крыла
где
^,= 1-0.345;
Ц-=£(2/-1)
(2. 127)
(2.128)
з;=5;2л/?\
$ф*— площадь фюзеляжа в плане, обдуваемая потоком от несу-
щего винта; Р и £ф— перекрытие винтов и длина фюзеляжа вер-
толета, отнесенные к радиусу несущего винта; 2f — отношение
средней нагрузки на площадь в зоне перекрытия к средней на-
грузке на всю площадь изолированного несущего винта. Прибли-
женные значения этого параметра будут указаны в под-
разд. 2.4.7;
в)	для вертолета поперечной схемы
Лоб,= 1-ЛТкр-ДТф.	(2.129)
Потери тяги на обдувку крыла можно определить как
(2.130)
где	5кр=5кр/2л/?“.
Значение коэффициента скр можно принять равным 0,9, для
прямоугольного крыла и 0,7 — для крыла обратного сужения по
типу вертолета В-12.
Если ограничиться рассмотрением винтов с перекрытием
Р^Ьф, где Ъф=Ьф/Р, то потери тяги на обдувку фюзеляжа вер-
толетов поперечной схемы можно определить по формуле
дТф=0,34(2/5пер+5ивл),	(2.131)
ГТР	9	— s,lep •
где
(Sn₽p и Зобд — площадь перекрытия винтов и обдуваемая пло-
щадь фюзеляжа вертолета вне перекрытия).
Коэффициенты сопротивления фюзеляжа и крыла, входящие
в приведенные формулы, взяты из работы [4].
148

2.4,3.	Определение заполнения винта
Необходимое заполнение винта вычисляется
мулы
1 ______________
исходя из фор-
(2.132}
где значение UH определяется на основании имеющегося опыта
с учетом соображений, высказанных в начале этого раздела,
а /|/о — в соответствии с подразд. 2. 2. 2.
При известном заполнении а и заданных /? и гл может быть
определена и хорда лопасти.
2.4.4.	Увеличение тяги несущего винта вследствие
эжектирующего влияния выхлопной струи двигателей
Выходящая из двигателей, расположенных в центре под не-
сущими винтами, и направленная вниз струя газов, оказывая
эжектирующее влияние на поток воздуха в районе втулки несу-
щего винта, может увеличить тягу несущих винтов. Такой эф-
фект наиболее вероятен у вертолета поперечной схемы с двига-
телями под несущими винтами, у которого поворот выхлопных
газов вниз осуществляется по компоновочным соображениям.
Точное экспериментальное значение увеличения тяги от этого
эффекта получить весьма трудно. Тем не менее при сравнении
вертолетов различных схем целесообразно для вертолета попе-
речной схемы с направленной вниз струей газов от двигателя
этот эффект учесть.
По нашим оценкам вследствие этого эффекта тяга несущих
винтов может увеличиться на 2... 4%. Поэтому в сравнитель-
ных расчетах предлагается ввести учитывающий этот эффект
специальный коэффициент кг.
2.4.5.	Учет подъемной силы двигателей
Для вертолетов, у которых выхлопная струя двигателей на-
правлена вниз под некоторым углом а к вертикали, введем ко-
эффициент, учитывающий подъемную силу двигателей:
(2.133)
V вал	и »зл
где Тдв — подъемная сила двигателя; Тда — подъемная сила
двигателя, отнесенная к его мощности.
Подъемную силу двигателя можно определить по формуле
TA.= ^-^-cosa,	(2.134)
gN Овэл
где Увыхл — скорость истечения газов из сопла двигателя
(lzuwxn~ 150 м/с); N — мощность двигателя, снимаемая при рас-
149

ходе воздуха, равном 1 кгс/с (для современных двигателей мож-
но принять /У «260 л. с./кгс/с; Л'ст—мощность двигательной
установки, необходимая для висения вертолета на статическом
потолке; а — угол между направлением выхлопной струн и вер-
тикалью (для вертолета В-12 а=45°).
При названных параметрах подъемная сила двигателей, отне-
сенная к мощности — Тдв=0,0415, и коэффициент кли может
оказаться равным примерно 0,98.
2.4.6.	Определение КПД несущих винтов
На основании аэродинамических расчетов для выбранных L'h,
формы лопасти в плане, конструктивной крутки и набора про-
филей определяется значение КПД изолированного винта т) на
Рис. 2.60. Сравнение расчетной зависи-
мости КПД винта от его заполнения о
при /,=0,185, определенной по формуле
(2.135), с экспериментальными данными,
полученными на модели
статическом потолке верто-
лета при
^ибд&Г •
На основании таких рас-
четов для винтов, имеющих
заполнение ао = О,127 и пря-
моугольные в плане лопасти
с круткой около 6° и с при-
меняющимися на отечествен-
ных вертолетах профилями,
при £7и = 220 м/с и обычно
используемых коэффициен-
тах тяги в диапазоне =
= 0,15... 0,22 может быть
предложена следующая при-
ближенная формула для
определения зависимости
КПД от коэффициента тя-
ги ty:
^=•00-0,3(^-0,185).
где значение i]0* при /V=O,I85 может быть достигнуто равным
0,69... 0,72 в зависимости от качества изготовления и аэроди-
намических данных выбранного профиля лопасти.
По тем же расчетам может быть определена и зависимость
т) от заполнения винта. Однако с достаточной степенью точно-
сти можно положить
1-Н
(2.135)
150

где значение т)о определено для заполнения о®, а I — коэффици-
ент увеличения индуктивной мощности по сравнению с идеаль-
ным винтом. Для прямоугольных лопастей с круткой 6°... 9°
можно считать /«1,06... 1,10. С увеличением крутки значение
/ падает, а с уменьшением — увеличивается.
На рис. 2. 60 приведено сравнение зависимости т] от запол-
нения винта а при ^=0,185, полученной по формуле (2. 135),
с данными, полученными по экспериментам на модели.
2.4.7.	Потери на перекрытие винтов на режиме висения
Для двухвинтовых вертолетов с перекрытием винтов потери
тяги из-за перекрытия можно определить по формуле
5иер
Snep
(2. 136)
где
(для предельных значении перекрытия Р=0,63, 0,4 и 0,17, ука-
занных в разд. 2.3, значения т равны 0,202, 0,105 и 0,03 соот-
ветственно); f — отношение средней нагрузки у изолированного
винта, приходящейся на площадь перекрытия, к средней нагрузке
по всей площади изолированного несущего винта.
Величина параметра j зависит от вида распределения нагруз-
ки и индуктивных скоростей по радиусу лопасти.
При равномерном распределении нагрузки и индуктивной
скорости /= 1.
При распределении индуктивных скоростей вдоль радиуса
несущего винта по закону г’,—а} г параметр / может быть-
определен по приближенной формуле
/дг -1(1-0,375/»).
Если взять линейную комбинацию из двух этих законов, при ко-
торой
/=1,1 —0,1125А
(2. 137)
то полученные по формуле (2. 136) значения |пер будут хорошо
совпадать с экспериментальными данными.
151

Значения Aliep= (£пер) *'• , подсчитанные по формуле (2. 136)
с учетом (2. 137), и соответствующие экспериментальные значе-
ния, полученные на моделях, приведены на рис. 2.61.
Рис. 2.61 Зависимость коэффициента потери тяги Ляер от
величины перекрытия винтов Р, подсчитанная по формуле
(2.136), и соответствующие значения этого коэффициента,
полученные при эксперименте на различных моделях
2.4.8.	Определение крутящего момента и мощности,
передаваемой на несущие винты, на режиме висения
При известных коэффициентах т), ^р, &оод, kaB и kt потреб-
ный для режима висения вертолета на статическом потолке Яст
средний крутящий момент на одном несущем винте может быть
определен по формуле
1,13
----
&1В j3/2
^ЯИИТ	/
Suep1)^'/? I 13
(2. 138)
При гВИцТ=| по этой формуле определяется крутящий мо-
мент (МКр) и. в на несущем винте для одновинтового вертолета.
Тогда потребная мощность винтов
г»ИИТ (A*KP)ePtf/?
(2. 139)
Подставив выражение (2. 138) в (2. 139), получим
Х3'2
66,5 )	1 Л
(2. 140)
152

2.4.9.	Крутящий момент и мощность, потребляемая
рулевым винтом
Для одновинтового вертолета перечисленные выше операции
должны быть выполнены применительно и к рулевому винту.
На заключительной стадии расчета должен быть выбран оп-
тимальный диаметр и рулевого винта (см. подразд. 2.5.6). Одна-
ко учитывая то, что вес рулевого винта не может заметно по-
влиять на общий вес конструкции вертолета, можно, задавшись
удельной нагрузкой на площадь рулевого винта ррв, найти его
параметры не в оптимальном варианте.
Радиус рулевого винта может быть определен из уравнения
+ 8)	~ -(Ик: ) = 0,	(2. 141)
ЛРр.»
где 6 — зазор.между несущим и рулевым винтами. Обычно для
сохранения возможности некоторого изменения диаметров несу-
щего и рулевого винтов этот зазор принимается 6^0,25 м.
Заполнение рулевого винта выбирается с учетом возможности
выполнения необходимых маневров вертолета и прежде всего
разворотов вблизи земли на режиме висения.
Для удовлетворения этим требованиям коэффициент тяги ру-
левого винта при висении вне влияния земли с нормальным
взлетным весом на высоте Н=0 по имеющемуся опыту должен
быть у вертолетов с. невысотными двигателями не больше чем
(/р в)о=О,15. При высотности двигателей 1500... 2000 м зна-
чение этого коэффициента не должно превышать (/р. в)о=О,14.
Коэффициент полезного действия рулевого винта на высоте
статического потолка для выбранной формы лопасти и при опре-
деленном заполнении о0 определяется либо на основании аэро-
динамического расчета, либо по экспериментам на винте-прото-
типе. При изменении заполнения его можно пересчитать по фор-
муле (2. 135), как и для несущего винта.
Потери тяги рулевого винта на обдувку киля вертолета мож-
но определить как
^обд.и— 1 г'кнл«^кил«>	142)
где	$К11 в=5ви„/л^,в.	(2.143)
Здесь 5,(Иля — площадь поверхности киля, затеняющая рулевой
винт. Значение коэффициента ски.,я для обычных относительно-
го расположения толкающего рулевого винта и профиля киля
можно принять равным 0,32.
При изменении диаметра рулевого винта его площадь, зате-
ненную килем, можно определить как
=	+	(2.144)
153

Здесь Зкилло—исходная площадь рулевого винта, затененная
килем; &кяля — хорда киля в районе конца лопасти рулевого вин-
та; Д/?р. в — изменение радиуса рулевого винта, Д/?р. в=/?р. в —
— (^p.b)oi где (/?р.в)о — радиус рулевого винта в исходном вари-
анте расчета.
Крутящий момент и мощность, потребляемая рулевым вин-
том, могут быть определены по формулам:
('Икр)н.в
I ь ,
!.р.И
'' м’ р-я
щ	(-Цср)р.я (бГ/?)р.п
где	^рл=^р.. + ^«..+5.
3/2
^р.в
-------:	(2.145)
,	(2.146)
(2. 147)
1,13
а коэффициент kp. в учитывает увеличение потребной мощности
рулевого винта вследствие влияния несущего винта. Получить
точные значения этого коэффициента весьма трудно, поэтому в
некоторых расчетах его принято брать в запас (йр. в= 1,1).
2.4.10.	Коэффициент использования мощности и мощность
двигательной установки
Потребная мощность двигательной установки на входе в
главный редуктор одновинтового вертолета или передающаяся
трансмиссией двухвинтовых вертолетов на режиме висения при
Н=НС1 может быть определена как
(2. 148)
Си.в Ср.в
где £н. з и §р. в — коэффициенты потерь мощности на привод не-
сущего и рулевого винтов (обычно считается, что потерн равны
1% мощности на каждую ступень редукции) ; Лгагр — мощность,
потребная на привод всех прочих агрегатов; (Л^проп) вис — мощ-
ность, затрачиваемая на режиме висения на привод пропеллера,
если он имеется на вертолете; -?BimT и гпроп — число несущих вин-
тов и пропеллеров.
Отсюда коэффициент использования мощности g =
= NB. вАУдв. уст несущими винтами вертолета может быть полу-
чен как:
5 =--------=---------------------,	(2.149)
1 ЛГр,. _
-—‘ ~— + ЛГэгр "Ь iipnn *ЯИС
Си. и	Ср.в
где	ЛГа1.р«ЛГ.гр/^.„
(^роо)вис = 5'ирвп (^npanlnBCj ^ч.в-
154

Для вертолета одновинтовой схемы обычно в=0,96; |р. в=
= 0,94 n_/Varp = 0,01 ... 0,015 у вертолетов средней грузоподъем-
ности и ЛгагР = 0,015 ... 0,025 у легких вертолетов.
Мощность, идущая на рулевой винт в крейсерском полете,
зависит от разгрузки винта килем. При применяемой в послед-
нее время форме киля она может быть принята равной
(ЛГр. в) крейс 0,3 (/Vp в) ВМС*
Мощность, передающуюся в горизонтальном полете на про-
пеллер, принято определять отдельно и коэффициент использо-
вания мощности I в этом случае определяется по той же фор-
муле (2.149), в которой полагается JvnpOn=0.
Для вертолетов продольной и поперечной схем при числе сту-
пеней редукции (пр<.д)ПрОд=5 (в среднем) и (Лред)поп=1 прини-
мается .Vp в=0, (£н в)прод=0,95 и (sh. в)ПоИ=0,96 как для режи-
ма висения, так и на крейсерской скорости.
При известных значениях | может быть определена мощность
двигательной установки вертолета, потребная для режима висе-
ния на высоте статического потолка:
^=(20,.	(2.150)
2.4.11.	Определение максимальной приведенной потребной
мощности двигательной установки для всех заданных вертолету
режимов полета
Для определения веса двигательной установки важно опре-
делить се максимальную приведенную мощность, потребную для
обеспечения всех летных характеристик, заданных вертолету.
Как уже было сказано, вес двигательной установки удобно
оценивать, относя его к мощности, приведенной не к Н=0. как
это обычно делают, а к //=500 м.
Как известно, максимальная приведенная мощность может
определяться тремя задаваемыми вертолету режимами. Это ви-
сение на статическом потолке при заданной температуре,
полет на высоте практического потолка HnpavJ, на котором пола-
гается иметь Vw=0,5 м/с, и полет на максимальной скорости.
Кроме того, определяющими при выборе приведенной мощ-
ности двигательной установки могут быть режимы полета при
отказе одного двигателя, когда другие двигатели работают иа
чрезвычайной мощности. Сюда относится как горизонтальный
полет на одном двигателе, так и продолженный взлет. Высота
полета, до которой обеспечиваются требуемые летные данные
при отказе одного двигателя, также может задаваться при созда-
нии вертолета. Но поскольку это обычно нс делается, такие ре-
жимы здесь не будут учитываться.
Для современных вертолетов общего назначения перечислен-
ные выше величины задаются обычно следующими: статический
155

потолок //ст = Ю00 . .. 1500 м (в некоторых случаях при темпе-
ратуре /=/мса4-10°), практический потолок // = 4500... 5000 м
и максимальная скорость V'max=250. . . 300 км/ч на высоте //=
=500 м, а в специальных случаях и большая.
Важно уточнить, какой длительности должен быть полет на
практическом потолке. Если потребная длительность около часа
или более, а так обычно и бывает,
то полет на практическом по-
толке должен выполняться не на
взлетной, а на номинальной мощ-
ности двигателей.
Рис. 2.62. Изменение мощно-
сти двигателей вертолета
Ми-6 по высоте полета и зна-
чения приведенных мощностей:
Все отечественные одновинто-
вые вертолеты выполняют полет
на установленном практическом
потолке, используя только номи-
нальную мощность.
В зависимости от схемы и па-
раметров вертолета и заданных
ему взлетных данных приведен-
ная мощность двигательной уста-
новки определяется разными ре-
жимами полета.
Для одновинтового вертолета
приведенная мощность двига-
тельной установки чаще всего
определяется потребной номи-
нальной мощностью при полете на
практическом потолке, хотя при
более высоких требованиях к ре-
жиму висения он может стать
определяющим для этой мощно-
сти.
На рис. 2.62 приведена высот-
/—потребная мощность для висе-
ния вне влияния земли; 2—потреб-
ная мощность для полета на Н—
= 4500 м
ная характеристика двигатель-
ной установки для вертолета
Ми-6. Даже если бы к вертолету
было предъявлено требование ви-
сения вне влияния земли на //=-0
(обычно вертолет Ми-6 взлетает
с использованием воздушной по-
душки), то и в этом случае при-
веденная мощность двигательной установки определялась бы
полетом на практическом потолке(Л^рив = 2X7000 л. с.). Только
при требовании висения вне влияния земли на //ст= 1500 м при-
веденная мощность двигательной установки стала бы -опреде-
ляться режимом висения.
При увеличении удельной нагрузки на ометаемую несущим
156

винтом поверхность до р=60 кгс/м2 для одновинтового вертоле-
та без крыла приведенная мощность двигательной установки
будет определяться полетом на практическом потолке и при за-
данном статическом потолке //ст=1500 м (рис. 2.63).
Для вертолета продольной схемы приведенная мощность дви-
гательной установки почти всегда определяется полетом на прак-
тическом потолке. Приведенная мощность, необходимая для
режима висения, обычно существенно ниже (см. рис. 2. 63).
Ntf- Nde!Gd3n t л.с/хгс
Рис. 2.63. Потребные высотные характеристики
двигательных установок вертолетов одновинтовой
(р=60 кгс/м2) н продольной (/7=42,5 кгс/м2)
схем, представленные в относительных (отнесен-
ных к взлетному весу) величинах
Из графиков этого рисунка следует, что при одинаковых за-
данных значениях статического и практического потолка высот-
ность двигателя вертолета продольной схемы должна быть су-
щественно выше, чем двигателя вертолета одновинтовой схемы.
В рассмотренном случае это (Л)пди = 2000 м и (Я)ПроД=
= 4300 м, т. е. высотность двигателей для вертолета продольной
схемы должна быть почти такой же, как и заданный практиче-
ский потолок.
Если потери тяги на обдувку планера на режиме висения со-
ставят более 7...10%, как это может быть у вертолета попереч-
ной схемы с креплением винтов на крыле, то приведенная мощ-
ность двигательной установки вероятнее всего станет опреде-
ляться режимом висения. При заданной максимальной скорости
157

более 280 км/ч для вертолета поперечной ферменной схемы и
более 320... 340 км/ч для вертолетов остальных схем этот ре-
жим может стать определяющим для выбора потребной мощно-
сти двигательной установки.
В весовых расчетах должна рассматриваться двигательная
установка, обеспечивающая необходимую потребную мощность
на всех заданных вертолету режимах полета. Для этого потреб-
ная мощность на режимах статического и практического потол-
ков должна быть приведена к высоте /7=500 м, т. е.
Л7ври,=ДсЛст; = ДфЖТ	(2.15.
Л' ком
где Л'ст — мощность двигательной установки на статическом по-
толке, определяемая по формуле (2.150); Апгакт — потребная
мощность при полете на наивыгоднейшей скорости со скороподъ-
емностью V„=0,5 м/с на высоте заданного практического потол-
ка Япракт! -.ном — отношение номинальной мощности двигателя
к его взлетной мощности. Для высот более 3000—4000 м это от-
ношение обычно составляет 0,89 ... 0,92; А„ и Д„ракт — соответ-
ствующие коэффициенты, которые следует брать по высотной
характеристике двигателя. При Яст= 1500 м и /7пра1.г=4500 м
эти коэффициенты можно принять следующими: Лстл1,1 и
Лпракт~ 1,0.
Определяется также мощность, потребная для полета на мак-
симальной скорости на высоте //=500 м. При выборе двигателя
и расчете веса двигательной установки принимается максималь-
ное из потребных для трех этих режимов значение приведенной
мощности. Если потребная мощность двигательной установки
для полета на максимальной скорости оказывается выше, чем
/Упри» и /V|lfliu,, то целесообразно проанализировать, оправдано ли
увеличение мощности двигательной установки для получения
требуемой максимальной скорости. Может быть выгоднее умень-
шить эту скорость и получить более дешевый летательный ап-
парат.
2.4.12.	Размеры грузовой кабины транспортных вертолетов
Кроме перевозимого груза каждая весовая категория транс-
портных вертолетов отличается размерами грузовой кабины. От
величины грузовой кабины зависят размеры и вес фюзеляжей
вертолетов. Поэтому при выполнении весового расчета нужно
определить типоразмер грузовой кабины.
158

На рис. 2. 64 показаны поперечные и продольные сечения
грузовых кабин вертолетов различных типов. Обозначим типо-
размеры грузовой кабины буквами русского алфавита с соответ-
ствующими индексами, как это сделано на рис. 2. 64.
Рис. 2. 64. Типоразмеры грузовой кабины вертолетов
2.4.13.	Предварительная компоновка вертолета
Перед выполнением весового расчета должна быть сделана
самая предварительная общая компоновка вертолета, учитыва-
ющая требуемые размеры грузовой кабины, с тем чтобы по ней
определить основные отправные данные вертолета и его фюзе-
ляжа, схему двигательной установки и трансмиссии. В качеств
примера может быть приведена компоновка, показанная на
рис. 2. 57. По этой компоновке необходимо определить площадь
наружной поверхности фюзеляжа (5Ф)О, площадь миделя фюзе-
ляжа в плане для определения потерь при обдувке фюзеляжа
потоком от винта 5Ф*. длины валов £вал, размеры ферменной
конструкции консолей вертолета поперечной схемы I и Я, момент
инерции гондолы /Гоцд вертолета поперечной схемы и т. д.
При изменении диаметров винтов в некоторых случаях ком-
поновку можно повторно не разрабатывать, а основные размеры
пересчитать по приближенным формулам: так, для продольного
и одновинтового вертолета можно принять
$♦=($«),+Д£$и;	(2.152)
$♦-($♦).+ШФ;	(2.153)
(2.154)
где AL — изменение расстояния между осями винтов; Sn—пе-
риметр фюзеляжа для вертолета продольной схемы и некоторый
эквивалентный периметр хвостовой балки для одновинтовою
вертолета.
159

При уменьшении диаметра несущих винтов необходимо об-
ратить внимание на возможность создания грузовой кабины
заданной длины.
Для вертолета поперечной схемы при изменении диаметра
винтов размеры фюзеляжа можно считать сохраняющимися,
а длин)' синхронизирующего вала следует определять по форму-
ле (2. 154).
2.4.14.	Вредное сопротивление ненесущих элементов вертолета
Необходимо выполнить поэлементный расчет вредного сопро-
тивления всех ненесущих частей вертолета и определить эквива-
лентную вредную пластинку вертолета.
При изменении диаметра несущих винтов у вертолетов одно-
винтовой и продольной схем следует учесть изменение вредною
сопротивления втулок винтов, мидель которых обычно оказы-
вается пропорциональным центробежной силе лопасти. Для вер-
толетов поперечной схемы следует учесть также и изменение
сопротивления ферм крепления винтов.
Если принять, что все геометрические размеры подкосов вер-
толета поперечной ферменной схемы изменяются подобно, то его
эквивалентная вредная пластинка может быть определена по
формуле
rxS=(cxS)0-j-0,023	,	(2.155)
где числовой коэффициент принят на основании продувок моде-
ли вертолета В-12.
При установке на подкосы фермы обтекателей этот коэффи-
циент мог бы быть существенно снижен, но проведенные иссле-
дования показали, что обтекатели на 15 ... 20% увеличивают
вес фермы. Поэтому от их установки было решено отказаться.
2.4.15.	Об изменении частоты вращения несущего винта
по режимам полета
Для увеличения дальности полета вертолета на крейсерской
скорости окружную скорость вращения винта выгодно несколько
уменьшить, а на максимальной скорости и с увеличением высо-
ты полета для отдаления срыва потока окружную скорость вы-
годно увеличивать. Однако созданные вертолетные двигатели
обычно не позволяют иметь диапазон изменения частоты вра-
щения более 10... 12%, т. е. лта1/лт1п= 1.1 ... 1,12.
Поэтому в расчетах нами принято на режиме висения и мак-
симальной скорости ы/?=220 м/с, в крейсерском полете на Н=
= 500 м w/?=210 м/с и при полетах на практическом потолке
ь>/?=230 м/с.
160

2.4.16.	Определение потребной мощности вертолетов различных
схем в поступательном полете
Определение потребной мощности вертолетов обычно произ-
водится в следующей последовательности: вначале определяют-
ся все характеристики винта, в том числе и его мощность при
заданных тяге Т„.в и пропульсивной силе Тж, равной разности
вредного сопротивления вертолета с заданным значением cxS и
тяги движителя, если он уста-
новлен на вертолете, но без
учета мощности, затрачивав
мой на взаимоиндукцию несу-
щих винтов и сопротивление
крыла. Поэтому при расчете
вертолета продольной схемы
без крыла и движителя к по-
лученной мощности двух несу-
щих винтов прибавляется мощ-
ность
х G2
IV = с° »	(2.156)
• зооел/ри	'
Рис. 2. 65. Зависимость величины ко-
эффициента взаимоиндукции^ хсо от
относительного превышения у заднего
несущего винта вертолета продоль-
ной схемы над передним
где GB — полетный вес верто-
лета; Хсо — коэффициент взаи-
моиндукции несущих винтов.
Значения коэффициентов
взаимоиндукции зависят от от-
носительного превышения зад-
него винта над передним у —
=y!R. Для режимов полета
с ц^0,15 эти коэффициенты
показаны на рис. 2.65.
При полете на наивыгод-
нейшей скорости, включая и
полет на практическом потолке, где мощность, затрачиваемая
на взаимоиндукцию винтов, играет особенно существенную роль,
превышение заднего несущего винта над передним (при обычно
применяемом среднем значении углов заклинения винтов при-
мерно 6° практически отсутствует. Поэтому на этих режимах
следует принимать хео« 1,1 (см. рис. 2.65).
При расчете вертолета поперечной схемы с крылом к полу-
ченной мощности несущих винтов прибавляется мощность
_ Гк1> ।	(Ов— 1 хр) , ЪО(П« Гкр)2
_ 75К^ ‘	75Q.1/M'' ЗЭОоп/РИ
(2. 157)
где Укр и Ккр — подъемная сила и качество крыла; хн в —ко-
эффициент индуктивного влияния крыла на несущие винты, ко-
6	833
161

торый в соответствии с работой [11] может быть принят равным
хн.в=0.12. Значение хсо может быть принято равным хсо~—0,35.
Качество крыла с учетом индуктивного влияния несущих вин-
тов может быть определено из выражения
1  1 , Ут
(2. 158)
где Ккр — качество изолированного крыла. Для крыла обратного
сужения типа В-12 ККр~Ю; хкр— коэффициент индуктивного
влияния несущих винтов на крыло, который для поперечной схе-
мы вертолета в соответствии с работой [11] может быть принят
равным хКр=0,8.
Потребная для полета мощность двигательной установки мо-
жет быть определена как
= ЛГЬ.	где ^,=1^. (2.159)
М-У" «к.. 1 «-РО»	Ч-ФО"
Расчет потребной для полета мощности должен быть выпол-
нен для режимов полета на практическом потолке, на максималь-
ной и крейсерской скоростях полета с различными полетными
весами, в которых учитывается выработка топлива, для опреде-
ления дальности полета вертолета.
2.4.17.	О различной мощности, передаваемой передним и задним
редукторами вертолета продольной схемы
Известно, что у вертолета продольной схемы из-за взаимного
индуктивного влияния винтов мощность, передаваемая передним
Ряс. 2.66, Мощности, потребляемые
передним и задним несущими винта-
ми вертолета продольной схемы в го-
ризонтальном полете на высоте
= 3000 м, и потребные изменения раз-
валов винтов Д<р для уравнивания
этих мощностей
и задним редукторами, мо-
жет быть уравнена только
на некоторых режимах по-
лета. Уравнивание мощнос-
тей производится на наибо-
лее продолжительных режи-
мах полета путем подбора
развала осей винтов или со-
ответствующего отклонения
тарелок автоматов перекоса.
При этом на многих других
режимах полета мощность,
передаваемая редукторами,
оказывается существенно
различной. Поэтому фирма
Боинг рассчитывает глав-
ные редукторы на мощность,
на 20% превосходящую
среднее значение этой мощ-
ности, пропускаемое транс-
миссией.
162

На рис. 2. 66 в качестве примера приведены потребные мощ-
ности переднего и заднего винтов для вертолета продольной схе-
мы при различных скоростях горизонтального полета на высоте
//=3000 м. Там же показаны необходимые углы развала винтов
для уравнивания их мощностей.
Очевидно, что создать такие развалы конусов несущих вин-
тов путем наклона автоматов перекоса нереально.
Вместе с тем нам представляется, что неравномерность за-
грузки винтов, равная 20%, излишне велика. Поэтому в наших
расчетах мы принимаем эту неравномерность равной 15%.
2.4.18.	Вес топлива
При расчете веса топлива для полета на требуемую даль-
ность предполагается, что в продолжение всего полета вертолет
летит на высоте //=500 м с одной и той же скоростью lzKpr.nc и
с одной и той же частотой вращения несущего винта, соответст-
вующей выбранному значению wR.
В приближенных расчетах определение веса топлива может
быть произведено по потребной мощности при среднем взлетном
весе
Ocp=GB,,-y°r.	(2.160)
Расчет потребной мощности следует выполнить для ряда ско-
ростей. За крейсерскую скорость принимается скорость, соответ-
ствующая минимальному километровому расходу топлива, одна-
ко не более той, которая определяется прочностью несущего вин-
та. Обычно для вертолета без крыла увеличение крейсерской
скорости сверх V=270 км/ч ограничивается по прочности несу-
щего винта.
Если нет потребных характеристик двигателя, то его удель-
ный расход топлива в горизонтальном полете в зависимости от
используемой мощности может быть определен по формуле
(се)г„ =	t	(2.161)
/«г.»
ГДе	/Vr.U -^r.nA^ прицепах’
(с’с)влл — удельный расход топлива при работе двигателя на
взлетном режиме; Уг. в — потребная мощность для горизонталь-
ного полета вертолета на крейсерской скорости.
Для современных двигателей можно принять
(Г«)кМ~ ~ Tqj— ,
и(ив;тах
где	kCf—470... 520 г/(л.с.°-9 • ч),
6*	163

так как удельный расход топлива обычно выше у двигателей ма-
лой мощности и ниже у двигателей большой мощности.
Вес топлива определяется по формуле
ОТ=ЛТ	162)
где L— заданная вертолету дальность полета.
Здесь коэффициент kx учитывает 5%-ный навигационный запас,
расход топлива на переходных режимах и включает в себя так-
же запас на возможные неточности расчета.
Обычно принимается, что kTx 1,19.
2.4.19.	Запасы на перетяжеление конструкции
Практика создания вертолетов показывает, что от этапа
предэекизного проектирования до серийного производства конст-
рукция обязательно утяжеляется. Это безусловный закон созда-
ния техники, связанный с непрерывно появляющимися новыми
требованиями, соображениями и вновь возникающими обстоя-
тельствами по мере более углубленной проработки, изучения и
испытания конструкции. Поэтому на этапе предэекидного про-
ектирования в весовую сводку вертолета обязательно должен
вводиться запас на перетяжеление конструкции. Этот запас нами
предлагается принимать равным около 10% от суммарного, под-
считанного по приведенным выше формулам веса конструкции
вертолета.
Для учета возможного перетяжеления лопастей втулка долж-
на рассчитываться на центробежную силу от лопастей, вес кото-
рых увеличивается на 10%.
2.5.	СРАВНЕНИЕ РАЗЛИЧНЫХ СХЕМ
ВЕРТОЛЕТОВ. ВЫБОР ОПТИМАЛЬНОГО
ДИАМЕТРА И ЧИСЛА ЛОПАСТЕЙ
НЕСУЩЕГО ВИНТА
Для иллюстрации изложенной методики выбора оптимальных
параметров вертолета по максимуму полезной нагрузки приведем
результаты расчетов перевозимого груза вертолетами одновинто-
вой и продольной схем со взлетными весами от 12 до 24 тс и вер-
толетами одновинтовой, продольной и поперечной ферменной
схем со взлетными весами от 40—44 до 60 тс и более.
Весовой расчет вертолетов выполним в предположении одно-
го типа конструкции лопасти для вертолетов всех схем и разме-
ров, определяя вес лопастей по формуле (2. 12).
Прежде чем привести результаты расчетов, рассмотрим, как
изменяется вес лопастей и втулок при изменении числа лопастей
и диаметра несущего винта при постоянном взлетном весе верто-
лета.
164
4^
Q
к>
I

2.5.1.	Зависимость суммарного веса лопастей от диаметра
и числа лопастей несущего винта при постоянном взлетном весе
вертолета
Полагая, что при изменении диаметра несущего винта вы-
бранное значение /Уо не меняется, получим зависимость хор-
ды лопасти от радиуса несущего винта из формулы (2. 132):
2 Gnsa
(2.163)
где гл]!—суммарное число лопастей всех несущих винтов вер-
толета.
Введем относительный параметр
t
t=-----£!!_*_; IJR =220 м/с	(2.164)
0,155 6'^	*
Тогда формула (2. 163) преобразуется к виду
1	/ бц.ЧЛ \
469/?
(2.165)
Подставив это значение в формулу (2.12), получим, что вес
лопастей при изменении радиуса винта и при ЯХ<Я?.о меняется
по закону
(*л>*)0,7
(2.166)
т. е. уменьшается с увеличением радиуса винта и числа лопас-
тей.
Однако уменьшение веса лопастей по закону (2.166) проис-
ходит только до тех пор, пока либо значение весового коэффи-
циента ka не достигнет своего минимума, принятого нами рав-
ным (Ал)т|П=5,5г либо приведенное удлинение лопасти не дос-
тигнет значения ЯХо.
Если по мере увеличения радиуса несущего винта первым
будет достигнуто условие
Лл=(*л)м1п,	(2. 167)
то при дальнейшем увеличении радиуса вес лопастей будет из-
меняться по закону, который может быть получен, если значе-
ние хорды лопасти, определенное формулой (2.165), подставить
в формулу (2.3). В этом случае
Q (^л)т1п^ю^/?
л469/
т. е. вес лопастей будет пропорционально увеличиваться с уве-
личением радиуса винта независимо от числа лопастей несущего
винта.
(2.168)
165

Пример такой зависимости веса лопастей от радиуса несуще-
го винта приведен на рис. 2.67. Вес лопастей оказывается мини-
мальным при некотором радиусе Rt, который может быть полу-
чен, если приравнять правые части выражений (2.166) и (2.168):
/?,=0,263

(2. 169)
или при удлинении лопасти, равном
Рис. 2.67. Зависимость веса лопастей
и втулок несущих винтов одновинто-
вого вертолета и их общего веса от
радиуса несущего винта при t„, =
=0,155 и постоянном взлетном весе
вертолета G в.1.1 —20 тс
.♦	11,43 С Ч
М <*,)»< J 
Значения удлинения для
тех случаев, когда ХтОчь прк-
ведены на рис. 3.14.
При некоторых значениях
коэффициентов A*, GH.JtztZ
и Жо закон изменения веса
лопасти (2.166) при увеличе-
нии R раньше нарушается
вследствие достижения ло-
пастью приведенного удлине-
ния, равного Яло, т. е. когда
Я/. =
или, как следует из пояснений
к формуле (2.6), когда
/?2/16Ь = Жо.
Подставив сюда значение b
из выражения (2.165), полу-
чим радиус лопасти /?х, начи-
ная с которого лопасть начч.тг
дополнительно утяжеляться
вследствие роста ее удлинения
сверх максимально неутяже-
ляющего лопасть удлинения:
/?х=0,325
О.»л
(2. 170)
На рис. 2.68 показаны значения /?т и /?х в зависимости от
при (Ал) mtn = 5,5, нескольких значениях ко2ффициентов
Ал* и приведенных удлинениях лопасти Яло=20 и Лл0=12,4. Из
166

графиков^ представленных на этом рисунке, следует, что при ма-
лых Ow!tz^ меньшим оказывается радиус/?т. С увеличением
начиная с некоторых значений этого параметра, мень-
шим оказывается радиус /?х.
Так, для лопасти со стальным лонжероном и стеклопласти-
ковым каркасом, для которой Л?.о = 2О, утяжеление лопасти
Рис. 2.68. Зависимость оптимальных радиусов несу-
щих винтов с лопастями со стальным трубчатым
лонжероном и стеклопластиковым каркасом (/?Хо=
=20) ис дуралюминовым прессованным лонжеро-
ном (/?10=12,4) от параметра б„л//глв при раз-
личном уровне весового совершенства, определяемо-
го коэффициентами kx*
вследствие ее больших удлинений начинается раньше утяжеле-
ния из-за ограничения по условию Лл= (Ал)пнть
при -^”->3100 кгс, если k„* = 15;
при >4750 кгс, если &л* = 14;
при ?*" > 8800 кгс, если &л* = 13,
и не происходит совсем при реально используемых параметрах
если &л*<12,5.
Для лопасти с дуралюминовым прессованным лонжероном,
для которой 7?Ао=12,4, при Q„Jtza >2000 кгс и йл*>12 всег-
да раньше начинается утяжеление из-за больших удлинений.
167

Минимальный вес лопастей оказывается всегда при мень-
шем из двух значений радиусов /?т или J?x, и, как будет показа-
но ниже в расчетах, меньший из этих радиусов при соблюдении
допустимых прогибов лопасти в соответствии с подразд. 2.3.8 во
многих случаях оказывается оптимальным радиусом несущего
винта при выбранном общем числе лопастей для вертолетов од-
новинтовой, продольной и поперечной схем, а рис. 2.59 и 2.68 в
этих случаях можно рассматривать как графики для выбора
оптимального радиуса несущего винта.
Описанное обстоятельство в упомянутых случаях могло бы
существенно упростить выбор оптимальных параметров верто-
лета, так как задача сводилась бы только к выбору числа ло-
пастей гл, для чего весовой расчет мог бы производиться только
для ряда значений гл и радиусов несущего винта, выбранных по
графикам рис. 2.59 и 2.68. Однако из-за того, что кривые пере-
возимых грузов в районе оптимума при некоторых параметрах
вертолета получаются довольно пологими, в этих случаях ока-
зывается выгодным выбрать диаметр несущего винта несколько
меньшим оптимального, незначительно проиграв в величине пере-
возимого груза, но выиграв в облегчении задача создания ло-
пастей меньшего диаметра. Поэтому, как правило, на начальной
стадии выбора параметров вертолета все же приходится строить
всю кривую изменения величины перевозимого груза по диа-
метру несущего винта.
2.5.2.	Зависимость веса втулки и всего несущего винта от его
диаметра и числа лопастей при постоянном взлетном весе
вертолета
Центробежная сила лопасти может быть определена по фор-
муле
= у -^гил,	(2.171)
где гцт — относительный радиус центра тяжести лопасти.
Обычно Гц.т = 0,49 ... 0,51.
Если подставить в формулу (2.171) выражение для веса ло-
пасти из (2.166), то получим
(2. 172)
Тогда в соответствии с выражением (2.31) вес втулки может
быть определен по формуле
(**Л)1’И [o,537GMJ//?7j2’w.	(2. 173)
Следовательно, с увеличением пока вес лопасти падает, вес
втулки уменьшается еще сильнее, изменяясь обратно пропор-
168

ционально /?229. Эта зависимость нарушается с радиуса несуще-
го винта Rt, начиная с которого вес лопасти увеличивается в со-
ответствии с формулой (2.168), а ее центробежная сила пере-
стает изменяться с увеличением радиуса несущего винта и опре-
деляется как
^=3,3.5|A,)ralnFliri7^	.	(2.174)
При этом в соответствии с формулой (2.31) вес втулки сохраня-
ется постоянным и равным
4k [	(2-175)
гл1 L	* J
Зависимость веса втулок от радиуса несущего винта пока-
зана на рис. 2.67. На этом же рисунке показан и общий вес не-
сущего винта, состоящего из лопастей и втулки.
Из приведенных кривых следует, что в зависимости веса не-
сущего винта от его радиуса перелом от уменьшения к возрас-
танию веса проявляется еще резче, чем в такой же зависимости,
относящейся только к весу лопастей.
2.5.3.	Сравнение величин перевозимых грузов вертолетами
одновинтовой и продольной схем со взлетным весом 12—24 тс
По изложенной выше методике выполним сравнительные рас-
четы величин перевозимых грузов вертолетами одновинтовой и
продольной схем с размерами грузовой кабины Б2 (см. рис.
2.64). Такие кабины имеют вертолеты S-65 (рис. 2.69) и «Чинук»
Рис. 2.69. Общий вид вертолета S-65
169

(рис. 2.70). Для вертолета одновинтовой схемы будем рассмат-
ривать компоновку типа вертолетов Ми-8 и Ми-6. Для вертолета
продольной схемы примем компоновку вертолета «Чинук».
Чтобы правильно сравнить не конкретные проекты вертоле-
тов, а их схемы, необходимо привести данные сравниваемых
вертолетов к одинаковым уровням весового совершенства и по-
ставить условие, чтобы эти вертолеты имели одни и те же лет-
ные данные.
Рис. 2.70 Общий вид вертолета «Чинук/
Будем считать, что вертолетам обеих схем заданы одинако-
вые статический (Нст=1500 м) и динамический (//лин = 4500 м)
потолки. Результаты сравнения показаны в табл. 2.8 и 2.9.
В табл. 2.8 и 2.9 в первой колонке приведены данные вертолета
«Чинук» СН-47С с альтернативным взлетным весом 6МЛ =
= 20 730 кгс. Для полета с этим взлетным весом выбраны транс-
миссия и двигательная установка вертолета, однако максималь-
ные требуемые нормами летной годности (или прочности) на-
грузки на фюзеляж и шасси с этим взлетным весом не выдер-
живаются, вертолет не имеет статического потолка, а динами-
ческий потолок равен /7 дин~2000 м.
При нормальном взлетном весе GMa = 14970 кгс (см. табл. 2.8
и 2.9) вертолет «Чинук» имеет требуемый динамический потолок
# дин=4500 м, но большая часть его агрегатов, таких как ло-
170

пасти, втулки, трансмиссия и двигательная установка, оказыва-
ются переразмеренными. Поэтому примем для вертолета про-
дольной схемы с компоновкой по типу вертолета «Чинук» ко-
эффициент тяги ty, =0,145, а не 1Уа =0,126, как у вертолета «Чи-
нук» с нормальным взлетным весом, и зададим этому вертолету
указанные выше статический и динамический потолки.
Кроме того, для правильного сопоставления этих схем верто-
летов примем следующее:
1)	окружная скорость вращения лопастей о>/? = 220 м/с и все
другие аэродинамические параметры несущих винтов, опреде-
ляющие их КПД, одинаковы у этих схем:
2)	для вертолета продольной схемы будем рассматривать ту
же схему втулки, с традиционным порядком расположения шар-
ниров, а следовательно, и с тем же уровнем весового совершен-
ства, что и на вертолетах одновинтовой схемы, хотя от этого вес
втулки вертолета продольной схемы придется несколько увели-
чить;
3)	максимальную частоту вращения валов трансмиссии при-
мем равной пВал = 3000 об/мин, как это принято для вертолетов
одновинтовой схемы по соображениям, изложенным в под-
разд. 2.3.7;
4)	с учетом этих изменений будем считать, что перекрытие
винтов должно быть несколько меньшим и равным тем значе-
ниям, которые нами определены в подразд. 2.3.3;
5)	уравняем весовые коэффициенты для всех других агрега-
тов вертолета, кроме главных редукторов, приняв для главного
редуктора вертолета продольной схемы меньший весовой коэф-
фициент (см. табл. 2.8), считая, что это облегчение является осо-
бенностью схемы трансмиссии вертолета «Чинук», о чем уже
говорилось в подразд. 2.2.4.
С учетом этих уточнений на рис. 2.71 и 2.72 приведены зави-
симости величин грузов, перевозимых сравниваемыми проекта-
ми вертолетов на дальность £ = 370 км, от диаметра несущих
винтов при различном числе лопастей и различных взлетных ве-
сах вертолетов. При построении этих зависимостей в расчетах
для обеих схем вертолетов, в отличие от табл. 2.8, вводился за-
пас 10% на перетяжеление конструкции.
Расчеты выполнялись в предположении использования^лопас-
тей со стальным трубчатым лонжероном, для которых У?Хо = 2О.
Обратим внимание на то, что оптимальными диаметрами не-
сущих винтов для обеих схем вертолетов оказываются диамет-
ры в точном соответствии с рис. 2.59 и 2.68 при равном общем
числе лопастей, отличающиеся только из-за различия в коэф-
фициентах t, равных 1,0 для вертолета одновинтовой схемы и
1 =0,935	=0,145) для вертолета продольной схемы. Вследст-
вие различия этих коэффициентов у вертолета продольной схемы
оптимальными оказываются несколько большие диаметры при
равном общем числе лопастей.
171

Таблица 28
Весовые данные вертолета «Чинук» и приведенные к одинаковым условиям
весовые данные вертолетов одновинтовой и продольной схем
Составные элементы вертолета	Чинук СН-47С с аль- тернативным взлет- ным весом		Чинук СН-47С с нор- мальным взлетным весом		Сопоставимые данные вертолета с грузо- подъемностью верто- лета .Чннук*		Принятые данные вер- толета одновинтовой схемы с компоновкой типа Ми-8	
	' Весовой коэффициент	Вес, кгс	Весовой коэффициент	Вес, кгс	Весовой коэффициент	Вес кгс	Весовой коэффициент	Вес, кгс
Лопасти несущих пиитов	12,55	780	12,55	780	13	768	13	616
Втулки несущих винтов	0,8900	764	0,890	76-4	1,15	846	1,15	538
Управление	—	793	—	793	—	759	—	609
Бустерное управление (е гидросистемой)	18	(.398)	18	(398)	18	(383)	18	(279)
Ручное управление (вместе со вспомогательным)	33	(395)	33	(395)	30	(376)	30	(330)
Главные редукторы (с масло- снстемой)	0,4150	1340	—	1340	0,415	1026	0,465	1053
Промежуточный редуктор вертолета одновинтовой схемы и редукторы двигателей верто- лета продольной схемы (с маслосистемой)	0,9200	112	0,920	112	0,700	100	0,700	38
Объединяющий редуктор вертолета продольной схемы и хвостовой редуктор вертоле- та одновинтовой схемы (с мас- лосистемой)	0,6100	97	0,610	97	0,650	184	0,650	80
Лопасти рулевого винта	—	—	—	—	—	—	17	37
Втулка рулевого винта	—	—	—	—	—	—	1	120
Трансмиссионные валы	0,0625	118	—	118	0,070	124	0,070	61
Двигательная установка	0,1060	795	—	795	0,140	940	0,140	790
Топливная система	0,0900	325 (От= 3550)	—	325	0,090	135	0,090	130
Фюзеляж с капотами и гон- долами двигателей	—	2092	1,2	2092	1,2	2181	1.2	1916
Шасси	—	492	0,033	492	0,030	450	0,030	450
Оборудование	—	1089	—	1089	—	1062	—	1048
Средства гашения вибраций при гл—3	—	388	0,026	388	0,025	375	—	—
Вес пустого вертолета	—	9194	—	9194	—	8953	—	7490
Экипаж	—	270	—	270	—	270	—	270
Запас топлива на дальность £.=370 км	—	2150	—	1850	—	1500	—	1450
Груз	—	9125	—	3675	—	4276	—	5890
Взлетный вес	—	20730	—	14970	—	15000	—	15000
Примечание. Веса, указанные в скобках, входят а общий вес управления.

Таблица 2.9
Основные данные сравниваемых вертолетов
Основные данные 1	Чинук СН-47С с альтернатив- ным взлет- ным весом	Чннук СП-47С с нормальным взлетным весом	Сопостави- мые данные вертолета с грузоподъ- емностью вертолета «Чинук*	Принятые данные вер- толета одно- винтовой схемы с компоновкой типа Мн-8
Диаметр несущего вин- та, м	18,29	18,29	18,29	22,00
Окружная скорость вращения несущего вин- та, м/с	232	232	220	220
	0,175	0,126	0,145	0,155
Я«т. м	0	4400	1500	1500
^Лхин. М	2000	4500	4500	4500
Перекрытие Р	0,70	0,70	0,63	—
Частота	вращения трансмиссионного нала, об/мин	12690/7465	12690/7465	10000/3000	3000
Порядок следования	ГШ, ОШ	ГШ, ОШ,	ГШ, ВШ,	ГШ, ВШ,
шарниров втулки несу- щего винта	вш	ВШ	ОШ	ОШ
Принятая в расчете площадь поверхности фюзеляжа в исходном варианте. мг	—	—	185	185
Принятое cxS	—		4,27	4.27
(c.)bsx, кгс/(л.с ч)	0,236	0,236	0,210	0,210
Груз, перевозимый вертолетом одновинтовой схемы, возрас-
тает с увеличением числа лопастей несущего винта. Однако с
увеличением числа лопастей сверх гл = 5 возрастание груза не-
велико.
У вертолета продольной схемы наивыгоднейшнми оказыва-
ются несущие винты с числом лопастей гл = 5. При меньшем
числе лопастей и при увеличении числа лопастей сверх гл=5
перевозимый вертолетом груз уменьшается.
Для вертолета одновинтовой схемы величина перевозимого
груза резко растет с увеличением диаметра несущего винта, по-
ка это увеличение не окажется ограниченным по коэффициенту
6л=(£д)т1п- При этом градиент нарастания груза увеличивается
с ростом взлетного веса вертолета.
174

Для вертолета продольной схемы кривые изменения перево-
зимого груза при уменьшении диаметра от оптимального, осо-
бенно при меньших взлетных весах, оказываются очень поло-
гими. Это особенно заметно у кривых с ОВзл = 12 тс и г., = 3 (см.
Рис. 2.71. Зависимость веса груза,
перевозимого вертолетом одновинто-
вой схемы на дальность £=370 км,
от диаметра несущего винта Du. t
при различном числе лопастей гп для
ряда взлетных весов вертолета бВал
Рис. 2. 72. Зависимость веса груза,
перевозимого вертолетом продольной
схемы па дальность £=370 км, от
диаметров несущих винтов Dn. в при
различном числе лопастей гя для ря-
да взлетных весов вертолета б».л
рис. 2.72). Поэтому в таких случаях для упрощения задачи соз-
дания лопастей целесообразно выбирать диаметр несущего вин-
та меньшим оптимального.
Ограниченно радиуса несущего винта по допустимому проги-
бу лопасти Rv во всех случаях оказывается за оптимумом пере-
возимого груза. Поэтому оптимальным во всех случаях оказы-
вается радиус несущего винта, совпадающий с /?г. Значение RK
для вертолетов этой грузоподъемности при принятом коэффици-
енте £л* = 13 во всех случаях оказывается выше /?г, и поэтому
утяжеление, связанное с преувеличенным удлинением лопастей,
никак не проявляется в расчетах.
175

На рис. 2.73 показаны зависимости груза, перевозимого оп-
тимальными вариантами рассмотренных вертолетов на даль-
Рис. 2.73. Зависимость веса груза
Grp, перевозимого на дальность /.=
=370 км, от взлетного веса Опал
для вертолетов одновинтовой и про-
дольной схем:
1 пертолет одновинтовой схемы:
------вертолет продольной схемы
му же фирма сумели решить таю
ность £ = 370 км, от их
взлетного веса. Из этих за-
висимостей следует, что при
заданной величине динами-
ческого потолка, обеспече-
ние которого особенно тя-
жело для вертолета про-
дольной схемы, и одинако-
вом весовом совершенстве
агрегатов и систем вертолет
одновинтовой схемы спосо-
бен перевезти груз на 1,0 ...
...1,5 тс больший, чем вер-
толет продольной схемы.
Такой большой разницы
в грузах, перевозимых ре-
ально созданными вертоле-
тами, не наблюдается в силу
более высокого весового со-
вершенства агрегатов вер-
толета продольной схемы,
в первую очередь втулок и
лопастей несущих винтов
фирмы Боинг, а также более
легкой двигательной уста-
новки этого вертолета. К то-
важные проблемы, как освое-
ние сверхвысоких частот вращения трансмиссионных валов и ис-
ключение схлестывания
винтов при повышенных
значениях перекрытия
винтов, что также приво-
дит к некоторому выигры-
шу в весе конструкции.
При одинаковом весо-
вом совершенстве, зало-
женном в приведением
расчете, весовая отдача G
и весовая отдача по по-
лезной нагрузке СПол вер-
толета продольной схемы
рассматриваемой грузо-
подъемности оказывается
на 6... 8% ниже, чем
у вертолета одновинтовой
схемы (рис. 2.74).
Рис. 2. 74 Полная весовая отдача и ве-
совая отдача по полезной нагрузке для
вертолетов одновинтовой и продольной
схем:
— одновинтовая схема;--------—-----про-
дольная схема. «Г, =3X2
176

2.5.4.	Сравнение величин грузов, перевозимых вертолетами
одновинтовой, продольной и поперечной схем со взлетным
весом 44 ... 60 тс
Приведем результаты расчетов величины груза, перевозимо-
го вертолетами одновинтовой, продольной и ферменной попереч-
ной схем с указанными взлетными весами на заданные дально-
сти полета. Данные вертолета поперечной схемы с крылом будут
рассмотрены ниже, в разд. 2.6, при сопоставлении вертолетов с
винтокрылами.
Рис. 2. 75. Общий вид вертолета Ми-6
Интересно проследить, как меняются оптимальные парамет-
ры вертолета от заданной ему дальности полета. Поэтому расчет
перевозимого груза выполнен для минимально возможной даль-
ности 50 км и максимальной дальности, которая может быть
реально задана транспортному вертолету. Эту дальность мы счи-
таем равной 800 км. Для вертолета одновинтовой схемы, кроме
того, выполнен расчет на среднюю дальность 400 км.
Рассмотрим вертолеты, по компоновкам аналогичные верто-
лету Ми-6 для одновинтовой схемы (рис. 2.75), вертолету В-12
для поперечной схемы (см. рис. 2.38), и вертолет продольной
схемы с компоновкой, показанной на рис. 2.57. Будем считать,
что для всех вертолетов используются лопасти одинаковой кон-
струкции со стальном лонжероном и стеклопластиковым карка-
сом, для которых /?ло = 20, и поэтому их вес будем определять
по формуле (2.12).
В табл, 2.10 приведены весовые формулы и принятые в рас-
четах весовые коэффициенты, а в табл. 2.11 — основные данные
сравниваемых проектов.
Зависимости некоторых данных и перевозимого рассматри-
ваемыми вертолетами груза от диаметра несущего винта и чис-
ла лопастей приведены на рис. 2.76—2.84 для нескольких взлет-
ных весов вертолетов.
177

Таблица 2.10
Принятые весовые формулы и коэффициенты
Составной элемент вертолета	Формулы для расчета веса (при = 220 м/с)	Весовые коэффициенты		
		вертолета одновин- товой схемы	вертолета продоль- ной схемы	вертолета поперечной схемы
Лопасти несущего пиита	G»~ кл	[1 + аХ* U-хо)]	**=13,8	k’x= 13,8	\*:=1з,8
Втулка несущего винта		<т =1,15	<т=1.15	*\=1,15
Бустерное управле- ние (автомат переко- са, управление от бус- теров, гидросистема несущих винтов)	^б.упр =	*б.упр =13,2	*б.упр = 13,2	*б.уир = 13,2
Ручное управление д	(одновинтовая схема) !ельным)С° ВСП°М0Га G1,.>„p= *р’уф£ (Двухвинтовая схема)		*р.упр = 25	^р.упр — 30	ftp.ynp = 35
Главные редукторы (с креплением и мас- лом)	^гл.рех ~ ^гл.ред *“»ит (вкр^ср)	<,.рел“ 0.465	*^“0.465	*гжрел “ 0,^85
Угловые промежу-	•	м .о,8 точные редукторы (с ^пр.ре» “ *пр.рел2пР-ре*(а*1'Л1*к") маслом)	Для двухвинтовых вертолетов		^пр.рел =0,85	<ред = 0»85; 1	® — 1	*пр.ре« ==0,85 без среднего промежу- точного редуктора ® = 2^дв, Д’нр.рех =4,
	/И экв S= / 1U, Z Для одновинтовых вертолетов л/р.»	•		со средним промежуточ- ным редуктором 0=1,7^^,, ^пр.реп == 5
	^экв—710,2 И кал	•		
Хвостовой редуктор (с маслом)	Gxn.pex = *х,.!,ел-,И2рЯ • Нр.п	^ха.ред =0,65	—	—	-
где	AfKP- 716,2——				
	Лрл				
Трансмиссионный вал	(7яал = *мл^яал ('1'кр)разр	*Мл = 0,07	*мл = 0,07	*мл = 0,07	
Лопасти рулевого	V с. ь' 'Я2'1				
винта	Чмм,= «л.р.в (JJ0.7	*л.р.в ~	—	—	
Втулка рулевого винта	Овт.рл = *вт.р.»Л*лгл^л'Й	^иг.р.в ' Ь 15	—	—	
Двигательная уста- новка (с креплением двигателя, системой	Одв.уст = YlB.ycT 2 "Рив	V«.ic, 0,143	Уи.уст = °, 143	Улв.уст= 0,143	
					
охлаждения, маслом,					
маслосистемой и про- тивопожарной систе- мой)					
Топливная система	G r^ = ^ТЛ (®1)пол	= 0,09	*т-с = 0,09	*т.е-,0,(»	
Крыло вертолета по- —, перечной схемы	икр	(^)2W-xi4			<р = 0.006	
	"	/	О/T \ ’'гоил.				
при	L/1 > (£//)о				

Продолжение
Составной элемент вертолета	Формулы для расчета веса (при Uа = 220 м/с)	Весовые коэффициенты			
		вертолета одновин- товой схемы	вертолета продоль- ной схемы	вертолета поперечной схемы	
Ферма крепления ВИНТОВ Фюзеляж с (капо- тами) Капоты вертолета поперечной схемы Крепление несущих винтов Шасси Электрооборудова- ние Прочее оборудова ванне Средства гашения вибраций	/_£_\2 / 1 \2 °ферм *ф.рм In) 1 /у 1 °ганх а — ь,л0 2Ч°>яя/° 1/ф— «ф’Лгм 'ф t Ggan “ ^кач^ка» / V V \2/3 ,	1	Л® 1 ИЛН	— ~\Пп \	9	/ ^реч.оте ~ ^реъоте^взл = ^Ш^вэ.1 ^эл.об == ^иров^ ^эл.об* л G.*. = ^G^ при выбранном назначении вертолета G,a, = const Grac ~ ^racGnaa	за-	«г ь	s	?	Е*	£ 1	11 t * 11 ।	। S 1 р	If	||	о	ст. О	Р	к;	о СТ	W	м	J	*ф= 1,36 а—0,2 *ш=ж 0,025 ^проп ~ ^0 ^эл. <б == 0,5 k<6 = 0,036 *гас " 0,015, <1 “ 4; *гас = 0,025, г., ±=3	в 0,05 /£=1,36 а = 0 Ф (без капотов) ^рех.отс = 0,015 Лш —0,03 = 40 ^эл.лб =6,5 Л<б= 0,036	

Таблица 2.11
Принятые данные при весовом расчете
Исходный параметр, используемый в расчете	Вертолет		
	одновинто- вой схемы	продольной схемы	ферменной поперечной схемы
Диаметр несущего винта в исход- ном варианте компоновки, м	32,0	26,8	22,0
Окружная скорость вращения несу- щего и рулевого винтов, м/с, при			
Яет	220	220	220
V к рейс	210	210	210
Н практ	230	230	230
,	2ОЮЛ	0,155	0,155	0,171
			
Коэффициент потерь на обдувку	0,970	0,967	0,940
планера в исходном варианте ком- поновки (ЛоСд)о			
Коэффициент увеличения тяги вин- тов, кт	1,00	1,00	1,04
Коэффициент подъемной силы дви- гателей, Лдв	1,00	1,00	0,99
Коэффициент тяги на //с7 = 1500 м	0,185	0,185	0,200
			
15 ИСХОДНОМ BdpHdHie, Гу—			
КПД изолированного несущего винта при Н-=Н01 и заполнении Оо=0,217	0,707	0,707	0,689
Коэффициент потерь на перекрытие винтов, |П1!р при гя=3	—	0,939	Рассматри-
гя=4	1,0	0,963	илю ТС Я ВИН- ТЫ без
2 д в 5	—	0,990	перекрытия
Коэффициент использования мощ- ности на висении, £	0,83	0,94	0,95
Коэффициент использования мощ- ности На УкреЯс, £кр«|1с	0,89	0,94	0,95
Коэффициент неравномерности заг- рузки главных редукторов, аКр	1,00	1,15	1,00
Число промежуточных редукторов, включая и хвостовой. zu₽ рм	2	4	3
Число трансмиссионных валов,	1	2	1
			
Частота вращения трансмиссионно- го вала, Пиал, об/мин	2700	2700	2700
181

Продолжение
Исходный параметр, используемый в расчете	Вертолет		
	одновинто- вой схемы	продольной схемы	ферменной поперечной схемы
Коэффициент эксплуатационной пе- регрузки вала. па	2.6	2,2	1.2
Длина вала в исходной компонов- ке, La«a, м	20,25	21,40	20,80
Перекрытие винтов Р при			
Za = 3	—	0,63	Рассматри-
гл=4	—	0,40	ваются винты без
*л=5	—	0,17	перекрытия
Расстояние между осями винтов в исходной компоновке, L, м	20,25	21,40	22,00
Площадь наружной поверхности	320	356	240
фюзеляжа в исходной компоновке, м»	с капотами 7,50	с капотами 8,95	без капотов 12,40
НИЯ, С aS, М!			
Вертолет одновинтовой схемы. На рис. 2.76, 2.77 и 2.78 по-
казан груз, перевозимый вертолетом одновинтовой схемы на
дальность 50, 400 и 800 км, в зависимости от диаметра несуще-
го винта. Кривые даны для трех значений взлетных весов и раз-
личного числа лопастей несущего винта. Область рассматривае-
мых параметров вертолета ограничена слева максимально до-
пустимой нагрузкой на ометаемую несущим винтом поверхность
p — lQ кгс/см2 и справа максимально допустимым прогибом ло-
пасти, принятым нами равным (уд)доп=0,12.
Из приведенных графиков следует, что для вертолета одно-
винтовой схемы при выбранном числе лопастей выгодно макси-
мально увеличивать диаметр несущего винта вплоть до диамет-
ра, определяемого любым из действующих ограничений. При
этом независимо от того, какое ограничение вступит в силу рань-
ше, можно подтвердить сделанный выше вывод: каждому числу
лопастей соответствует свой оптимальный диаметр несущего
винта, совпадающий с диаметром, определяемым первым всту-
пающим в силу ограничением.
Здесь к числу ограничений, как будет следовать из дальней-
шего, можно условно отнести и радиус лопасти R\, с которого
начинается ее утяжеление из-за удлинений, превышающих ЙХо,
хотя в отличие от других ограничений вполне реально создание
лопастей и с увеличенными удлинениями.
182

При принятых нами (6Л) min = 5,5, 7?Ло = 2О, (ул)доп=0,12 и
&л*= 13,8 для вертолетов рассматриваемой грузоподъемности по
мере возрастания взлетного веса и уменьшения числа лопастей
в несущем винте раньше других проявляется изменение характе-
Рис. 2. 76. Зависимость веса груза,
перевозимого вертолетом одновин-
товой схемы на дальность
=50 км, от диаметра несущего
винта
Рис. 2.77. Зависимость веса груза,
перевозимого вертолетом одновинто-
вой схемы на дальность £ = 400 км,
от диаметра несущего винта
ра зависимостей перевозимого груза из-за роста приведенного
удлинения сверх R'm. Однако при этом для вертолета одновинто-
вой схемы перевозимый груз продолжает увеличиваться, хотя и
с заметно меныпим градиентом, что в целом ряде случаев ста-
вит под сомнение целесообразность применения удлиненных
лопастей из-за небольшого выигрыша в перевозимом грузе, ко-
торый при этом может быть получен при существенно больших
трудностях создания лопастей с увеличенными удлинениями.
183

Поэтому, имея в виду комплекс всех требующих решения
проблем, оптимальными для вертолета одновинтовой схемы
можно считать диаметры, равные 2/?х, когда R\<RV и
несмотря на некоторый рост перевозимого груза при увеличении
диаметров сверх 2R.
Рис 2.78. Зависимость веса груза, пере-
возимого вертолетом одновинтовой схе-
мы ла дальность £=800 км, от диамет-
ра несущего винта
Почти во всех случаях
для рассматриваемых вер-
толетов ограничение по мак-
симально допустимому про-
гибу лопастей Ru проявляет-
ся несколько раньше, чем
достигается коэффициент
(^л)пПп-
Следовательно, для этих
вертолетов оптимальный
диаметр несущего влита
определяется только двумя
ограничениями: по ЛХо и
(</й)доц.
При дальности полета
800 км и взлетных весах не
более 44 тс с учетом ограни-
чений по (г/и)лоп и Жо на-
блюдается слабый оптимум
перевозимого груза по числу
лопастей несущего винта.
Так, при бмл = 44 тс
оптимальным оказывается
(2,т) ОПТ — 8. При больших
взлетных весах оптимум вы-
ходит за пределы рассмат-
риваемого числа лопастей.
При малых дальностях
полета (£ = 50 км) груз, пе-
ревозимый одновинтовым
вертолетом, при всех числах
лопастей возрастает с увели-
чением числа лопастей несущего винта и соответствующим
уменьшением его диаметра.
Таким образом, оказывается, что при малых дальностях все-
гда выгоднее многолопастныс винты меньших диаметров, а при
больших дальностях — винты с несколько меньшим числом ло-
пастей, равным (?л)опт, большего диаметра.
Изменение входящих в расчет данных по диаметру несуще-
го винта для одновинтового вертолета с числом лопастей гя=5
и z.i=8 приведено на рис. 2.79.
Вертолет продольной схемы. На рис. 2.80 и 2.81 приведены
графики зависимости груза, перевозимого вертолетом продоль-
184

ной схемы на дальности 50 и 800 км, от диаметра несущего вин-
та с тремя, четырьмя, пятью и шестью лопастями для трех зна-
чений взлетных весов. Область рассматриваемых параметров
ограничена слева допустимой нагрузкой на ометаемую несущим
0J9
Ofi
0,6
7000
WK
Он!’
У О 60
топливо
(L-вООнм)
Nnpul
22500
6000-V-
Фюзеляж,
0,5
0,4
0,3
0,7 7000
wot
’'ОборуЗованйе
Главный I
J редуктор^
Хл^_
Лопасти
несущего
- винта-----
, -Двигательная
установка
0,2 7000 Управление,
0.1
5000
Лопасти
рулевого
винта
О—
Оромемуштиый
‘ редуктор
Опррение
30	34	38	42	46 Пне,м
Рис. 2.79. Зависимость данных одновин-
тового вертолета со взлетным весом 52 тс
от диаметра несущего винта
Шасси
Хвостовой
Чуктор
Т'7опли0ная система
ут>а рулевого бинта
20000
17500
15000
12500
10000
7500
^прир, У прав'
"1 л.с
Рис. 2. 80. Зависимость веса груза,
перевозимого вертолетом продоль
ной схемы па дальность £=50 км,
от диаметра несущего винта




винтом поверхность р—45 кгс/м2 и справа — максимально до-
пустимым прогибом лопасти (£л)доП = 0,12.
Из этих рисунков следует, что оптимальными для транспорт-
ного вертолета продольной схемы рассматриваемой грузоподъем-
ности оказываются несущие винты с пятью лопастями. Как при
меньшем, так и при ббльшем числе лопастей, в том числе и при
шести лопастях, перевозимый груз становится меньше.
185

В отличие от вертолета одновинтовой схемы кривые перево-
зимого груза при диаметрах, меньших оптимального, более по-
логие, хотя и достаточно острые в районе оптимума, и тем ост-
рее, чем больше взлетный вес вертолета.
Практически во всех случаях максимум перевозимого груза
совпадает либо с приведенным удлинением ЙХо, либо с ограниче-
нием по максимально допустимо-	н' “
му прогибу лопасти Rv. Ограни-^’ °гР,><гс
чение по (Ал)п>1п вступает в силу
при радиусах выше оптимальных.
0,3
'V
0,7
0.6
0,5
0,2
“V Л
0,1 100
Трансмиссионные
I I валы । I
kaSd'
OJB 6000
6000-
Фнззелям:
3000
^nput'knpu8'
Топливо
ЬмвООКм)
(с капотами) 14крив
Л.С
22500
20000
moo
Он.в—
,NnpuB
15000
12500
04
0,3
1е3укт«^-
Лопасти
— несущих —
винтоб
^к7л-2-_т_
ванчв '
5000 ^двнь'в
Втулки -
- ициг
'.нтоб
3000
..Управление
двигательная
к установка.^—
4000
10000
7500
5000
2000„--------------1—
пьяные
I редукторы |
28	.72	.76	40 Ви,.»
Sf-
2500
peJcmSa—
гашения.
'ибрации

Рис. 2.81. Зависимость веса груза, пере- Рис. 2.82. Зависимость данных вер-
воэимого вертолетом продольной схемы толета продольной схемы со взлет-
на дальность £=800 км, от диаметра ным весом 52 тс от диаметра несу-
несушего винта	щего винта
Поскольку в этом расчете в целях лучшей сопоставимости ре-
зультатов для вертолетов одновинтовой и продольной схем взяты
одинаковые значения ty, и Ur (см. табл. 2.11), то оптимальные
диаметры несущих винтов этих вертолетов (если нс рассматри-
вать лопасти с повышенными удлинениями) для каждого взлет-
ного веса будут совпадать при одинаковом общем числе лопас-
тей, например при (гл)одн = 8 и (-глг)„ро, =2X4 или при (гл)одн=6
186

и (г*х)В1>од =2X3 независимо от действующего ограничения, так
как все ограничения зависят только от параметраОт;7гЛ.
Все же поскольку для вертолета продольной схемы рассмат-
риваются несущие винты с большим общим числом лопастей,
например в оптимальном варианте с общим числом лопастей
а для одновинтового вертолета общее число лопастей
обычно меньше, то и диаметры несущих винтов для оптималь-
ного варианта вертолета продольной схемы оказываются меньше.
Изменение входящих в расчет величин по диаметру несуще-
го винта для вертолета продольной схемы приведено на рис. 2.82.
Вертолет ферменной поперечной схемы. На рис. 2.83 и 2.84
показаны те же зависимости для вертолета поперечной схемы,
спроектированного по схеме вертолета В-12, с ферменным креп-
лением несущих винтов и крылом обратного сужения, но с много-
лопастными несущими винтами без перекрытия.
Обращает на себя внимание то, что груз, перевозимый вер-
толетом этой схемы, особенно сильно возрастает с увеличением
числа лопастей несущего винта, даже при числе лопастей гл = 8
и более.
Почти во всех случаях первым вступает в силу ограничение
по максимально допустимому прогибу лопасти, хотя так же, как
и во многих рассмотренных ранее случаях, различия в радиусах
несущего винта по разным ограничениям очень невелики.
Из-за роста веса фермы крепления винтов и ограничения по
(&л)т1п при радиусах несущего винта, больших оптимальных,ве-
личина перевозимого груза падает очень резко.
В расчете вертолета ферменной поперечной схемы принято
=0,171. Поэтому оптимальные диаметры несущих винтов
этого вертолета оказываются несколько меньшими, чем у вер-
толетов одновинтовой и продольной схем при равном общем чис-
ле лопастей несущих винтов.
Изменение входящих в расчет величин для вертолета попе-
речной ферменной схемы в зависимости от диаметра несущего
винта приведено на рис. 2.85.
Сравнение величин груза, перевозимого оптимальными вари-
антами вертолетов различных схем. На рис. 2.86 показаны вели-
чины грузов, перевозимых рассматриваемыми вертолетами опти-
мальных вариантов на дальность 50 и 800 км, в зависимости от
их взлетных весов. Из рис. 2.86 следует, что наибольший груз
способен перевозить вертолет одновинтовой схемы. При том же
весовом совершенстве вертолет продольной схемы может пере-
везти на ту же дальность груз на 3 ... 4 тс меньше. Вертолет
ферменной поперечной схемы занимает среднее положение меж-
ду вертолетами этих схем, приближаясь по величине перевозимо-
го груза к вертолету одновинтовой схемы.
На рис. 2.87 показаны весовая отдача G и весовая отдача по
полезной нагрузке <7ПОЛ оптимальных вариантов рассматривае-
187

мых вертолетов по их взлетному весу. Из этого рисунка следует,
что при принятых весовых коэффициентах и с 10% запасом на
перетяжеление конструкции весовая отдача вертолетов рассмат-
риваемых проектов находится в пределах 41 ... 42% для вер-
толета одновинтовой схемы, 39 ... 40% для вертолета попереч-
Рис. 2. 83. Зависимость веса груза,
перевозимого вертолетом фермен-
ной поперечной схемы на даль-
ность 50 км. от диаметра несуще-
го винта
ной схемы и около 34... 36%
для вертолета продольной схе-
мы, т. е. в весовых отдачах
вертолетов рассматриваемых
схем наблюдаются примерно
такие же соотношения, как и
в перевозимых вертолетами
грузах.
В заключение следует отме-
тить, что иногда сравнение
Рис. 2.84. Зависимость веса
груза, перевозимого вертолетом
ферменной поперечной схемы
иа дальность 800 км. от диа-
метра несущего винта
188

flat \a
4000,
7000-
*oS
7owu8o(L~800kiv\)
-Д-i xJ X
\ BfnuPMu несищш
4V111
Ферма
5000-
KOOS'
Фюзеляж
НКШЦЫ
	.— г
ДО—
17500
>5000
’Главные
редукторы
Оборудование
Двигательная
' установка
>2500
>0000
7500
OJ	i I T— I -
увм/лки несущие' винтиб — ;
* Шасси [Члривлениеу^Д^
' Голливная	'
ЪИЬ!: rt/гтрлт fwfi РОиЦК “
5000
2500
Кигпленце
Зкипаж
"^k io ie го 1Г7Г2в 28 зо зг j* пкв1 м

Рис. 2.85. Зависимость данных вертоле-
та ферменной поперечной схемы со
взлетным весом 52 тс от диаметра несу-
щего винта
f/npuB<lvfipuB'!,c
22500
20000
Рис. 2.86. Зависимость веса груза,
перевозимого оптимальными вариан-
тами вертолетов различных схем, от
их взлетного веса:
-вертолет одновинтовой схемы <ая=
=8);--------вертолет продольной схемы
(г =5X2): — • — • — вертолет поперечной
схемы (гл-8х2)
Рис. 2.87. Весовая отдача и весовая
отдача по полезной нагрузке опти-
мальных вариантов вертолетов раз-
личных схем в зависимости от их
взлетного веса:
-----одновинтовая схема (гя=8);------
продольная схема (гл-5Х2);-----------по-
перечная схема (гл-8X2)
189

схем вертолетов производят, основываясь только или главным
образом на их аэродинамических данных. Из приведенных здесь
результатов расчетов очевидно, что при таком подходе будут
получены неправильные выводы, так как наиболее резкое раз-
личие между схемами вертолетов проявляется именно в весах
конструкций, а не в аэродинамических данных.
2.5.5.	Оценка максимально возможной грузоподъемности
вертолетов
Интересно оценить, какими максимальными возможностями
по величинам перевозимых грузов обладают рассмотренные вы-
ше вертолеты, выполненные на современном уровне весового и
аэродинамического совершенства при принятых нами ограниче-
ниях, описанных в разд. 2.3. Для оценки этой возможности вы-
полним расчеты вертолетов со взлетными весами, большими
60 тс, и исходными данными, приведенными в табл. 2.10 и 2.11.
Несомненно, что при такой грузоподъемности размеры фюзеля-
жа транспортных вертолетов следовало бы принять соответст-
вующими типоразмеру Г (см. рис. 2.64). Однако при этом вес
фюзеляжа очень сильно возрастает в ущерб величине перевози-
мого груза. Поэтому, чтобы получить данные, сопоставимые с
приведенными ранее, выполним расчеты и для вертолетов с фю-
зеляжами, соответствующими типоразмеру В. Рассматривая вер-
толеты с фюзеляжем типоразмера Г, учтем и увеличение веса
оборудования, определив его по формуле (2.108) для взлетного
веса 100 тс.
На рис. 2.88 приведены абсолютные значения грузов, перево-
зимых такими вертолетами на дальности 50 и 800 км, а на рис.
2.89 — их весовые отдачи G и весовые отдачи по полезной на-
грузке Gno.i в зависимости от взлетного веса вертолетов. Из
графиков следует, что максимальный взлетный вес вертолета
одновинтовой схемы не может быть большим чем примерно
145 тс, так как в этом случае при трехвальном вводе мощности
в главный редуктор мощность, передаваемая каждой из шести
конических пар, достигает 8000 л.с., т. е. величины, которая на-
ми принята максимальной для передачи одной конической парой
(см. разд. 2.3).
Весовая отдача такого вертолета с фюзеляжем типоразмера
Вис принятыми летными данными падает примерно на 5% ио
сравнению с максимальной весовой отдачей, достигаемой при
взлетных весах 60 ... 65 тс. При фюзеляже типоразмера Г и со-
ответственно увеличенном весе оборудования весовая отдача
уменьшается еще примерно на 5—6%.
Таким образом, вертолет одновинтовой схемы при принятых
исходных данных способен при висении вне влияния земли, на
высоте Н = 1500 м, перевезти на дальность 50 км груз весом 53 тс
с фюзеляжем типоразмера В и груз весом 47 тс с фюзеляжем
190

типоразмера Г, а на дальность 800 км — груз в 31,5 тс с фюзе-
ляжем типоразмера В и 24 тс с фюзеляжем типоразмера Г.
Такой вертолет должен иметь примерно следующие параметры:
восьмилопастный несущий винт диамертом 52 м с лопастями,
Рис. 2.88. Зависимость веса груза, перевозимого на
дальность 50 и 800 км вертолетами одновинтовой,
продольной и поперечной ферменной схем, от их
взлетного веса при двух тиноразмреах фюзеляжа —
В и Г:
	1 одновинтовая схема;------продольная схема; ——
поперечная ферменная схема
имеющими увеличенное (для такого диаметра) удлинение Л =
= 17,7 (хорда лопасти 6=1,47 м); диаметр его рулевого винта
должен быть равен примерно 13 м.
Весовая отдача вертолета продольной схемы оказывается
примерно на 6 ... 8% ниже, чем у вертолета одновинтовой схе-
мы. Кроме того, из-за ограничения мощности, передаваемой ко-
ническими парами, взлетный вес вертолета продольной схемы с
двумя синхронизирующими валами не может быть больше чем
191

примерно 100 тс. При таком взлетном весе вертолет продольной
схемы может перевезти на дальность 50 км груз весом в 34 тс с
фюзеляжем типоразмера В и груз весом 26,5 тс с фюзеляжем
типоразмера Г, а на дальность 800 км — груз весом 19,5 тс с
фюзеляжем типоразмера Ви 10,5 тс с фюзеляжем типоразмера
Г, т. е. существенно меньше, чем вертолет одновинтовой схемы.
Рис. 2.89. Весовая отдача G и весовая отдача по
полезной нагрузке Опол вертолетов одновинтовой,
продольной и поперечной ферменной схем в зависи-
мости от их взлетного веса при двух типоразмерах
фюзеляжа В и Г
Вертолет ферменной поперечной схемы с фюзеляжем типо-
размера В и строительной высотой фермы Н—3 м имеет макси-
мальную весовую отдачу при взлетном весе около 50 тс. При
большем взлетном весе из-за увеличения диаметров несущих
винтов и соответствующего увеличения размеров консолей и их
веса весовая отдача вертолета этой схемы довольно быстро па-
дает.
С фюзеляжем типоразмера Г и строительной высотой фермы
Я —4,3 м максимальная весовая отдача вертолета ферменной по-
перечной схемы достигается при взлетном весе 80 ... 100 тс и с
учетом ограничений по мощности практически при всех рассмот-
192

репных взлетных весах оказывается выше, чем у вертолета одно-
винтовой схемы. Однако из-за большего вредного сопротивления
перевозимый таким вертолетом груз на дальность 800 км оказы-
вается большим, чем у вертолета одновинтовой схемы, ио только
до взлетного веса примерно 130 тс. При большем взлетном весе
величина перевозимого груза оказывается выше у вертолета од-
новинтовой схемы.
Отметим, что данные вертолета ферменной поперечной схемы
при взлетных весах более 100 тс могли бы быть несколько улуч-
шены при увеличении строительной высоты фермы сверх Н —
=4,3 м.
Ограничение по мощности, передаваемой коническими пара-
ми, у вертолета этой схемы практически не оказывает влияния
на его данные.
Вертолет ферменной поперечной схемы с фюзеляжем типо-
размера Г, способный перевезти наибольший груз на дальность
800 км, должен иметь многолопастные (гл = 8 или более) несу-
щие винты диаметром около 35 ... 36 м.
Из приведенных данных следует, что при известных на се-
годняшний день конструктивных и компоновочных решениях и
достигнутом весовом уровне агрегатов максимальная грузоподъ-
емность может быть получена на вертолетах одновинтовой и
поперечной ферменной схем.
2.5.6.	Выбор оптимальных параметров рулевого винта
вертолета одновинтовой схемы
Параметры рулевого винта относительно слабо влияют на
общие данные вертолета и тем не менее они так же, как и па-
раметры всех других агрегатов вертолета, должны быть выбра-
ны оптимальными, так как всякая возможность экономии в весе
конструкции, даже незначительная, должна быть обязательно
использована.
Как и для несущего винта, будем рассматривать разные диа-
метры и числа лопастей при сохранении неизменным коэффици-
ента тяги рулевого винта на режиме висения вне влияния земли
при 77=0, который, однако, примем несколько меньшим, чем для
несущего винта, и равным (/рв)о = О,14.
При изменении диаметра и числа лопастей рулевого винта
будем учитывать изменения в весе его лопастей, втулки, хвосто-
вого и промежуточного редукторов, трансмиссионных валов, фю-
зеляжа (вследствие изменения расстояния между осями несу-
щего и рулевого винтов) и системы управления рулевым винтом,
вес которого выделим из общего веса системы управления и бу-
дем определять по формуле
H_vnp4ij*	полагая ^yi,p<p.B=_40 ктслм^.
7	1®

Учтем также и все остальные малые изменения в весе других
агрегатов и систем вертолета и запасе топлива в связи с изме-
нением потребной мощности двигательной установки из-за раз-
личной в зависимости от £>рв мощности, потребляемой рулевым
винтом.
В качестве примера результаты одного из таких расчетов
приведены на рис. 2.90, где для вертолета со взлетным весом
Рис. 2. 90. Зависимость веса
груза, перевозимого на даль-
ность 800 км вертолетом
одновинтовой схемы со
взлетным весом 52 тс, от
диаметра и числа лопастей
рулевого винта при неиз-
менных других параметрах
вертолета ,= 16,75 и)
52 тс при неизменных параметрах несущего винта и выбранных
размерах грузовой кабины фюзеляжа даны значения груза, пере-
возимого таким вертолетом на дальность 800 км, в зависимости
от диаметра и числа лопастей его рулевого винта.
Из графика следует, что с увеличением Орл перевозимый
вертолетом груз ограничен максимально допустимым удлинением
лопасти рулевого винта, принятым нами равным (ХР.в)тах=8
(см. подразд. 2.2.7).
Из проделанных расчетов следует, что для рулевых винтов с
разным числом лопастей перевозимый вертолетом груз довольно
резко возрастает с увеличением диаметра рулевого винта и соот-
ветственным увеличением удлинения его лопастей, вплоть до
удлинения ХР.в = 8.
Следовательно, оптимальным рулевым винтом всегда будет
рулевой винт с максимально допустимым удлинением его лопа-
стей.
Оптимальное число лопастей зависит от потребной тяги руле-
вого винта. В рассмотренном случае (см. рис. 2.90) перевозимый
вертолетом груз оказывается практически одинаковым при чис-
ле лопастей от глр.= 3 до гл р.в = 5 и несколько уменьшается при
Ю4

z.i.p.B>5 и гл.р.в=2, т. е. величина груза не накладывает серьез-
ных ограничений на выбор числа лопастей рулевого винта.
Ограничение, определяемое максимальным значением мас-
совой характеристики лопасти (уо)тах = 3, везде оказалось за
ограничением по Хр., = 8.
2.6.	СРАВНЕНИЕ ВЕРТОЛЕТА И ВИНТОКРЫЛА.
ПРЕДНАЗНАЧЕННЫХ ДЛЯ ТРАНСПОРТНЫХ
ПЕРЕВОЗОК
Увеличение скорости полета вертолета ограничивается сры-
вом потока с лопастей несущего винта. Чтобы отдалить срыв
путем разгрузки несущего винта, на вертолет может быть по-
ставлено крыло, берущее на себя при больших скоростях часть
подъемной силы летательного аппарата. К сожалению, разгру-
женный несущий винт не может создавать необходимую для по-
лета на большой скорости пропульсивную силу. Поэтому на та-
кой летательный аппарат приходится ставить специальные дви-
жители — либо самолетные пропеллеры, либо двухконтурные
газотурбинные двигатели с вентиляторами. Такого типа лета-
тельный аппарат принято называть винтокрылом.
На режиме висения у такого аппарата и движители, и крыло
оказываются не только ненужным балластом, снижающим по-
лезную нагрузку, но и источником дополнительных потерь мощ-
ности: крыло из-за потерь на его обдувку несущим винтом, про-
пеллер из-за потерь на его вращение на холостом режиме. На
вращение пропеллера, не создающего тяги, тратится до 3 ... 5%
мощности, передаваемой на режиме висения па несущий винт.
В поступательном полете, когда для создания подъемной си-
лы используется крыло, а для получения пропульсивной силы —
специально установленные движители, паразитным элементом,
увеличивающим вредное сопротивление винтокрыла, оказывает-
ся несущий винт с его управлением и трансмиссией. Поэтому
при одинаковом весовом совершенстве агрегатов и одинаковом
взлетном весе, но при разных скоростях полета перевозимый
винтокрылом груз всегда будет меньше, чем у вертолета.
Спрашивается, может ли винтокрыл благодаря большей ско-
рости полета, но при меньшем полезном грузе, обеспечить боль-
шую, чем у вертолета, производительность и, если может, то на-
сколько большую.
Поскольку речь идет только о транспортных летательных ап-
паратах, сравнивать будем их производительность при заданной
дальности на крейсерском режиме полета.
Не трудно себе представить винтокрылы, созданные на базе
вертолетов всех известных схем. Но памятуя о том, что дополни-
тельные агрегаты, устанавливаемые на вертолете для превраще-
ния его в винтокрыл, существенно уменьшают перевозимый им
полезный груз, более выгодной базой для винтокрыла юказы-
7*	Г9Ь

каются схемы вертолета с наибольшей весовой отдачей и в пер-
вую очередь — одновинтовая схема вертолета (рис. 2.91).
Вместе с тем при превращении в винтокрыл у вертолета по-
перечной схемы с крылом имеется известное преимущество, так
как ему нс нужно добавлять крыло, которое он уже имеет (рис.
2.92), и его утяжеление, как может показаться, будет меньшим,
чем у других схем. Однако как показывают расчеты, это преиму-
щество не является решающим, так как применение весьма
мощных и, следовательно, довольно тяжелых двигательных
установок и движителей, которые по компоновочным соображс-
Рис. 2.91. Примерная компоновка винтокрыла одновинтовой схемы
ииям выгодно устанавливать на концах крыла, приводит к еще
большему увеличению веса крыла, который у вертолета этой
схемы и так велик из-за необходимости обеспечения требуемой
жесткости опор у расположенных по концам крыла несущих
винтов (см. подразд. 2.2.8). По той же причине у этой схемы
винтокрыла не удается достичь достаточно высокого качества
крыла, что будет более подробно пояснено ниже.
Создание винтокрыла на базе вертолета продольной схемы
наименее выгодно как по весовым соображениям, так и из-за
трудностей компоновочного характера. Невыгодно устанавливать
крыло посередине вертолета, в районе наибольших индуктивных
скоростей, возникающих в месте перекрытия винтов. Установка
двух крыльев, под передним и задним винтами, еще более ус-
ложнила бы схему винтокрыла. Большие трудности, кроме того,
могут возникнуть из-за слишком сложной трансмиссии, которая
необходима в такой схеме.
Заранее исключим из рассмотрения схемы с независимыми
двигательными установками для несущих винтов и движителей,
так как в этом случае либо на висении, либо на большой ско-
рости полета полностью паразитной, кроме перечисленных выше
агрегатов, окажется одна из двух двигательных установок, что
еще более утяжелит конструкцию винтокрыла.
Рассмотрим винтокрылы с крейсерскими скоростями от 350
до 450 км/ч, имея в виду, что скорости полета до 350 км/ч с
меньшими потерями в весе могут быть достигнуты на вертолете
« крылом.
196

«о
Рис. 2.92. Компоновка винтокрыла поперечной
схемы

I

2.6.1.	Определение tvo с учетом «винтокрыльного эффекта»
При выборе параметров винтокрыла обязательно должен
быть учтен так называемый «винтокрыльный эффект», заклю-
чающийся в возможности использования несущих винтов с умень-
шенным по сравнению с вертолетами заполнением. Такие винты
могут иметь несколько меньшую потребную мощность на режи-
ме висения и необходимый запас до срыва в горизонтальном
полете благодаря разгрузке винтов подъемной силой крыла. При-
менение «винтокрыльного эффекта» позволяет облегчить несу-
щие винты винтокрыла и при проектировании сводится к зада-
нию завышенного значения коэффициента тяги винтов при /7 = 0
на режиме висения /Уо, подсчитываемого по взлетному весу ап-
парата.
Если потребовать, чтобы был обеспечен полет винтокрыла
на практическом потолке /7 = 4500 м в некотором диапазоне ско-
ростей, начиная со скорости порядка 160 км/ч, и учесть, что да-
же при такой малой скорости (У=0,2) крыло может на этом
режиме полета создать подъемную силу, позволяющую умень-
шить коэффициент тяги винтов на Д/и=0,03, то в соответствии с
рис. 2.46 значение 4, может быть определено как
/Мо= (0,225 4- 0,03) А
(-%
= 0,18,
т. е. может приниматься несколько увеличенным по сравнению со
значениями этого коэффициента на вертолетах.
Даже если не ставить приведенных выше требований по ми-
нимальной скорости полета на /7=4500 м, увеличить сверх
0,18 не удается по многим другим соображениям. Значительно
снизился бы при дальнейшем увеличении коэффициент полез-
ного действия несущего винта при висении на заданной высоте
статического потолка или в таких же по плотности воздуха усло-
виях в жару при /7 = 0. В этих же условиях при полете на малой
скорости, когда крыло дает малую или даже отрицательную
подъемную силу, вертолет легко может попасть в срыв с несу-
щего винта при небольших перегрузках, например на режиме
торможения перед посадкой.
2.6.2.	Окружная скорость вращения несущих винтов винтокрыла
и ее изменение по режимам полета
В ряде работ рассматриваются проекты винтокрылов, в ко-
торых предлагается на больших скоростях полета уменьшать
частоту вращения несущих винтов (w/?)H.B, чтобы снизить их
вредное сопротивление. При этом подъемная сила винтокрыла
практически полностью переносится на крыло, а пропульсивная
сила — на движители. Мощность, потребная для вращения не-
сущего винта, в таких проектах существенно уменьшается.
198 .

Уменьшение (<оЛ)н.в позволяет снизить потребную мощность
двигательной установки и запас топлива для полета на требуе-
мую дальность, но делает несущие винты с их трансмиссией поч-
ти полным балластом при полете на больших скоростях. Движи-
тель, который в этом случае создает практически всю пропуль-
сивную силу винтокрыла, должен быть более мощным, и следо-
вательно, более тяжелым, что уменьшает возможность получения
большего выигрыша в полез-
ном грузе у такой схемы.
При осуществлении этой
схемы возникнут значитель-
ные технические трудности
снижения частоты вращения
несущих винтов в полете на
больших скоростях. Отбра-
сывая как неосуществимые
схемы с использованием
различных муфт и коробок
скоростей, реальным будем
считать это снижение толь-
ко путем регулирования ча-
стоты вращения свободной
турбины двигателей. Однако
при этом возникает извест-
ное противоречие в потреб-
ных законах изменения час-
Wt.Mte
Рис. 2 93. Принятые окружные скорости
вращения несущих винтов винтокрылов,
рассчитанных на различные скорости
крейсерского полета (2), и соответству-
ющие значения окружных скоростей на
режиме висепия (/)
тоты вращения несущего
винта и движителя по режи-
мам полета. Частота враще-
ния движения должна быть снижена на режиме висения и уве-
личена до рабочих значений на крейсерской скорости полета, а
у несущего винта — наоборот. Такой закон может быть осу-
ществлен только при применении комбинированных двигателей
с двумя свободными турбинами.
При использовании двигателей с одной свободно# турбиной
такое уменьшение частоты вращения вряд ли удастся осущест-
вить более чем на 10 ... 15%. Рассчитывать на заметное измене-
ние характеристик винтокрыла при этом вряд ли можно. Поэто-
му в этом разделе будут рассмотрены только винтокрылы с ма-
лым изменением частоты вращения несущих винтов, у которых
так же, как и у вертолетов, (<о/?)н.в увеличивается на 5% (по
сравнению с режимом висения) при полетах на средних скорос-
тях и больших высотах, включая и полет на Няян, и уменьшается
на 5% при Укрсйс- По абсолютной величине увеличение (ю/?)н.в
ограничивается числом М из-за роста волнового сопротивления
на концевых участках наступающей лопасти. Учитывая, однако,
что при снижении окружной скорости значительно увеличивается
вес несущей системы, число М на конце наступающей лопасти
199

желательно иметь по возможности большим. Поэтому примем
значения (<1>/?)нв, показанные на рис. 2.93. При этом ограничении
примем значения окружных скоростей вращения несущего вин-
та, показанные на рис. 2.93.
2.6.3.	Число лопастей, диаметр и возможная подъемная сила
несущих винтов винтокрыла
В предыдущем разделе было показано, что оптимальным диа-
метром несущего винта для вертолета является тот диаметр, при
котором вес несущего винта минимален. При этом выгодно ис-
пользовать несущие винты с максимальным числом лопастей.
Очевидно, что этот вывод относится и к винтокрылам. Учиты-
вая, однако, усложнение втулок несущих винтов при увеличении
числа лопастей, введем ограничение на число лопастей, полагая,
что их не должно быть более чем гл = 8.
Тогда, приняв гл = 8 и учитывая, что для рассматриваемых
ниже в примерах размеров винтокрылов радиус несущего винта
раньше ограничивается по допускаемому прогибу лопасти
Ун, определим его по формуле (2.123) или по рис. 2-59.
Из расчетов, которые будут приведены ниже, следует, что
наивыгоднейшим по величине перевозимого груза для винто-
крыла оказывается режим полета, при котором несущие винты
создают подъемную силу, близкую к максимально возможной по
условиям срыва потока.
Очевидно, что использовать такой режим реально вряд ли
возможно, так как в условиях неспокойного воздуха и при уп-
равлении винтокрылом угол атаки несущего винта постоянно
изменяется и при небольшом увеличении тяги несущий винт бу-
дет попадать в срыв потока, отчего переменные нагрузки во мно-
гих агрегатах винтокрыла будут сильно увеличиваться. Поэтому
необходимо иметь определенный запас до срыва по тяге несущих
винтов. Однако в приводимых ниже расчетах задавать какие-то
определенные запасы до срыва не будем, считая, что введение
таких требований, несомненно снижающих данные винтокрылов,
было бы преждевременно и недостаточно экспериментально обос-
новано.
2.6.4.	Об учете требований обеспечения динамической прочности
лопасти несущего винта
С увеличением скорости полета переменные напряжения в ло-
пасти несущего винта сильно возрастают. Из-за необходимости
снижения окружной скорости вращения винта (см. подразд.
2.6.2) их возрастание становится еще более интенсивным. По-
этому создание лопастей несущего винта для винтокрыла, рас-
считанного на большую скорость полета, куда более тяжелая
проблема, чем для вертолета.
200

Наиболее эффективным средством снижения переменных на-
пряжений в лопасти является разгрузка несущего винта винто-
крыла крылом. При этом для обеспечения динамической прочно-
сти лопастей применяемых в настоящее время типов конструк-
ций разгрузка несущего винта должна быть значительно боль-
ше той, которая оказывается оптимальной по наибольшей вели-
чине перевозимого груза. Поэтому, чтобы не отходить от опти-
мальных режимов полета, будем считать, что прочность лопасти
при повышенных переменных напряжениях обеспечивается при-
менением конструкций из современных высокопрочных материа-
лов.
Однако будем избегать всех прочих средств улучшения аэро-
динамических данных, приводящих к росту переменных напря-
жений в лопасти, таких, к примеру, как увеличенная крутка ло-
пасти.
2.6.5.	Аэродинамические характеристики несущего винта
винтокрыла
При выборе аэродинамических параметров лопастей несущих
винтов винтокрыла приходится руководствоваться примерно те-
мп же соображениями, которыми руководствуются при проек-
тировании лопастей транспортных вертолетов.
Для винтокрыла, так же как и для вертолета, важно иметь
достаточный запас до срыва потока с лопастей несущего винта.
Причем этот запас должен быть обеспечен и на режимах со
средними скоростями полета вплоть до максимально используе-
мых высот, когда разгрузка несущего винта крылом мала. По-
этому нецелесообразно применять для концевых сечений лопас-
ти профили с относительной толщиной, меньшей чем 10 ... 11%,
так как они имеют меньшие значения cvmax.
Несмотря на разгрузку несущих винтов крылом, для винто-
крыла в еще большей степени чем для вертолета остается чрез-
вычайно острой проблема обеспечения прочности лопасти, осо-
бенно на больших скоростях полета, и чтобы снизить в ней пере-
менные напряжения, приходится сохранять умеренные величины
аэродинамической крутки лопасти. Расчеты показывают, что уве-
личение крутки сверх 6° ... 8° создает известные трудности в
обеспечении прочности лопасти.
Поэтому для винтокрыла будем рассматривать обычные не-
сущие винты с такими же аэродинамическими параметрами, как
и для вертолетов.
На рис. 2.94, 2.95, 2.96, 2.97 приведены значения аэродинами-
ческих коэффициентов тк и tx для такого винта в зависимости от
отношения тяги несущих винтов к взлетному весу винтокрыла
Тн.в = Тнв/бвзл для четырех скоростей полета — 260, 350, 400 и
450 км/ч.
201

Рис. 2.94. Зависимость аэроди-
намических коэффициентов т,
и h от относительной тяги не-
сущего винта, определяемой
коэффициентом Ти >. для ско-
рости 260 км/ч при о)/?=
= 210 м/с, Я=500 м по MCA й
0=0,116
Рис. 2.95 Зависимость аэроди-
намических коэффициентов тк
и G от относительной тяга не-
сущего винта, определяемой
коэффициентом Тн в. для ско-
рости 350 км/ч при uR—
=210 м/с. Н=500 м по МСЛ
и 0=0,116
Рис. 2.96. Зависимость аэродина-
мических коэффициентов тк и G
от относительной тяги несущего
винта, определяемой коэффициен-
том Ти. в, для скорости 400 км/ч
при w/?=205 м/с, Н = 500 м по
MCA и а=0,12!
Рис. 2.97. Зависимость аэродина-
мических коэффициентов т„ и
от относительной тяги несущего
винта, определяемой коэффициен-
том Ти. а, для скорости 450 км/ч
при u>R= 190 м/с, Я = 500 м по
MCA и а=0,14
202

При выбранном значении величину Тнв можно опреде-
лить по формуле
т _ Сд/ (“’Фкрейс ty
•н.в -	/ о\2 i ’
Со	*ул
где qo и QH — значения плотности в условиях MCA при Н=0
и на высоте, используемой для крейсерского полета. Эту высоту,
как и для вертолетов, будем считать равной 500 м.
Рис. 2. 98. Значения качества несу-
щего винта, построенные по аэро-
динамическим характеристикам,
приведенным на рис. 2.95, для
скорости полета V=350 км/ч при
<о/? = 210 м/с
Рис. 2.99. Значения качества несу-
щего винта, построенные по аэро-
динамическим характеристикам,
приведенным на рис. 2.96, для ско-
рости полета V’=400 км/ч при
<о/?=205 м/с
Поскольку балансировку винтокрыла на больших скоростях
полета целесообразно осуществлять при помощи самолетных ор-
ганов управления, значения углов атаки на приведенных харак-
Рис. 2. 100. Зависимость максималь-
ных значений качества несущего вин-
та от скорости полета при аэродина-
мических характеристиках, приведен-
ных на рис 2. 94 ... 2.97
теристиках даны для сбалансированных несущих винтов, у кото-
рых путем наклона тарелки автомата перекоса моменты на втул-
ке (Л1вт)х и (Мвт)2 сделаны равными нулю.
203

Подсчитанные по этим характеристикам значения качества
несущего винта
К,
in
4-1.
(2.176)
составляют максимум (Кн.в)тах = 7,5 при скорости V = 260 км/ч
и (Кн.в)тах = 4,6 при скорости У=450 км/ч.
Зависимости качества Кнв от отношения тяги несущих вин-
тов к взлетному весу Тц,8 для разных углов атаки несущего вин-
та при скоростях полета V = 350 и 400 км/ч, показаны на рис.
2.98 и рис. 2.99. Максимальные для различных скоростей полета
значения
качества приведены на рис. 2.100.
2.6.6. О
силы
методе выбора оптимального соотношения подъемной
несущих винтов и крыла и распределения мощности
между несущим винтом и движителем
Оптимальное соотношение подъемной силы несущих винтов
и крыла и соответствующее распределение мощности между не-
сущим винтом и движителем часто находят из условия мини-
мальной потребной мощности двигательной установки винто-
крыла. В ряде случаев такой подход дает достаточно удовлетво-
рительный ответ, так как при больших скоростях полета винто-
крыла потребная мощность двигательной установки сильно воз-
растает и ее вес вместе с весом топлива, который также зависит
от потребной для полета мощности, становятся главными факто-
рами, определяющими величину полезного груза винтокрыла.
Однако в общем весе конструкции значительную долю сос-
тавляет и вес движителя, особенно если это пропеллер с необ-
ходимой для его вращения трансмиссией.
Следовательно, совсем не безразлично, какая доля общей
пропульсивной силы создается движителем, так как от этого за-
висит его вес, а значит, и величина полезного груза винтокры-
ла, что никак не учитывается при выборе параметров на основе
минимальной потребной мощности двигательной установки.
Поэтому оптимальные соотношения подъемной силы несущих
винтов и крыла и распределение мощности между несущим вин-
том и движителем могут быть определены только в результате
расчетов, завершающихся определением перевозимого винтокры-
лом груза, которые нами здесь ниже и приводятся.
2.6.7.	К выбору размеров и характеристик крыла винтокрыла
поперечной схемы
Если крыло винтокрыла поперечной схемы выбрать исключи-
тельно по аэродинамическим соображениям, то оно окажется не-
204

достаточно жестким для исключения колебаний типа «земной
резонанс» а воздухе или слишком тяжелым.
Поэтому размеры крыла и прежде всего его площадь Siq> в
относительная толщина профиля й должны быть выбраны с уче-
том требований жесткости и минимального веса крыла. Если в
стремлении к увеличению качества крыла относительную толщи-
ну его профиля Л принять равной 0,12 ... 0,14, то в соответствии
с формулой (2.81) оптимальная (выбранная по минимуму вели-
чины 6Кр4-АТи.в) площадь
крыла окажется излишне
большой, и из-за малых знэ-
ченнй коэффициентов су все
равно не удастся получить
достаточно высокого его ка-
чества.
Поэтому для снижения
веса крыла и повышения
его качества вследствие
уменьшения площади и приб-
лижения к оптимальным
значениям су относительную
толщину профиля крыла
приходится увеличивать.
Учитывая, однако, что чрез-
мерное увеличение относи-
тельной толщины профиля
также приводит к снижению
максимального качества про-
филя, ограничимся значени-
ем /г=0,2.
Удлинение крыла, выб-
ранного по минимуму Окр Е
+ АТн.в с учетом приведен-
ных соображений, не удается
сделать большим чем Х„р =
= 4 ... 4,5.
Рис. 2. 101. Зависимость качества
крыла с данными, используемыми на
винтокрыле поперечной схемы (tap=
=4,5, Л=0,2), от коэффициента с.
По компоновочным соображениям желательно максимально
уменьшить угол установки крыла.
Поэтому для крыла следует выбрать профиль с возможно
большим а0.
Па рис. 2.101 дана зависимость качества КНр от значения сг
для крыла с удлинением Хкр = 4,5 и одним из приемлемых про-
филей с относительной толщиной Я=0,2.
Из этого графика следует, что максимальное качество тако-
го крыла оказывается не более чем (Ккр)шах = 14,5, что является
известным недостатком поперечной схемы винтокрыла.
Для винтокрыла одновинтовой схемы имеется возможность
создать крыло с качеством (Kitp)max=21 ... 25.
205

2.6.8.	Пропульсивная сила движителей
, Пропульсивная сила движителей при полете на крейсерской
скорости может быть определена по выражению
Тямж=Тх+ТгДач..+ -¥1ф+ГкрДаЧ)+(г„,	(2.177)
где Тх и Ту — сила сопротивления и подъемная сила несущих
винтов в осях скошенного из-за взаимных влияний потока; -¥,<р
и Кхр — сила сопротивления и подъемная сила крыла также в
осях, связанных со скошенным потоком; Qua — вредное сопро-
тивление ненесущих элементов винтокрыла; A<iHB и Лнкр — из-
менения индуктивного скоса потока у несущего винта и крыла
вследствие взаимных влияний несущих винтов и крыла. Значе-
иия Дан.в и Дакр определим по формулам
Д^-^-^ + хсо-^-;	(2.178)
ЛЛкр 4р.2
(2.179)
в которых примем х11В=0,12; хнр=0,8 и Хсо=—0,35 (для попе-
речной схемы винтокрыла).
2.6.9.	Выбор типа движителя
В качестве движителя для транспортных винтокрылов могут
рассматриваться самолетные пропеллеры или вентиляторы, отли-
чающиеся от пропеллеров меньшей ометаемой площадью с соот-
ветственно большим заполнением и наружным кожухом, или,
как его иногда называют, насадком.
Более выгодной компоновочно и в весовом отношении оказы-
вается конструкция с вентилятором, встроенным в конструкцию
двигателя, который в этом случае принято называть двухконтур-
ным турбовентиляторным двигателем.
При вынесенном от двигателя вентиляторе конструкция дви-
гательной установки усложняется: появляются дополнительные
угловые редукторы с высокооборотными соединительными ва-
лами. Вес такой двигательной установки оказывается сущест-
венно большим. Поэтому этот вариант движителя рассматри-
вать не будем. Применение турбовентиляторного движителя поз-
воляет сделать летательный аппарат более компактным, облег-
чает решение проблем вибраций, часто возникающих у аппара-
тов с пропеллером, но, как будет показано ниже, оказывается не-
выгодным в весовом отношении.
Главным отличием вентилятора от пропеллера с аэродина-
мической точки зрения является намного большая нагрузка на
ометаемую вентилятором площадь и соответственно большая
скорость отбрасываемой вентилятором струи воздуха. Если при
206

оптимальных параметрах пропеллера для винтокрылов нагруз-
ка на ометаемую площадь составляет около р=200 кгс/м1 и не
бывает более р=300 кгс/м2, то для современных проектов двух-
контурных турбовентиляторных двигателей принимается нагруз-
ка порядка р=3000 ... 4000 кгс/м2. Это обстоятельство снижа-
ет тяговый КПД, несмотря на то, что он у вентилятора несколь-
ко повышается по сравнению с пропеллером из-за влияния на-
садка, препятствующего сужению струи, выходящей из венти-
лятора, или даже несколько увеличивающего ее поперечное се-
чение.
Если принять, что сечение выходящей из вентилятора струя
сохраняется постоянным, то тяговый КПД вентилятора может
быть определен по формуле
(Т1т)Яент==~Т77 l/il TT'd /nl/2 '
3/4 + 1/4 J I +
Тот же КПД для пропеллера определяется по формуле
(Чт^роп — 1/2 + , 2 y-j + 2р/сИ2 "	(2‘
Относительный КПД пропеллера и вентилятора можно опре-
делить как
%.=------------•	{2.182)
где V=VIUR.
Значения сх для пропеллера с окружной скоростью 1/я =
= 285 м/с и заполнением <т~0,2 приведены на рис. 2.102.
Суммарный КПД движителя может быть определен по фор-
муле
ЯДТОж=П1Пп,.	(2.183)
Полученные по этим формулам значения КПД приведены на
рис. 2.103. При этом оптимальными для пропеллера в соответст-
вии с выполненными расчетами оказываются /Проп~0,175 и
с, = 0,025. Для вентилятора примем /m-hT = 0,25 и сх» 0,075.
Отношение полученной пропульсивной силы движителя к
затраченной мощности может быть определено как
-75т|т1и/К.	(2. 184)
Па рис. 2.104 приведена зависимость Тяацж от скорости поле-
та для пропеллера с р = 200 кгс/м2 и для вентилятора с р=
= 3000 ... 4000 кгс/м2.
Как видно из этого графика, при одинаковой потребной мощ-
ности пропульсивная сила у вентилятора существенно меньше,
чем у пропеллера, и по этим данным вентилятор приближается
к пропеллеру только на скоростях около 700 км/ч.
207

Рис. 2- 102. Зависимость коэф-
фициента ск от коэффициента
тяги /цроВ, полученная по ха-
рактеристикам пропеллера с
окружной скоростью вращения
ы/?=285 м/с и заполнением
в а: 0.2, и соответствующие зна-
чения КПД, подсчитанные по
формуле (2. 183)
Рис. 2.1103. Тяговый (т)т)ариа. от-
носительный (>]и ти)ароа И ПОЛНЫЙ
rjopoa КПД пропеллера и анало-
гичные КПД вентилятора с рвеатса
= 3000 кгс/м*
Рис. 2. 104. Зависимость отношении
пропульсивной силы к затрачивае-
мой мощности от скорости полета
для пропеллера и вентилятора
Рис. 2. 105. Значения относительного
суммарного веса элементов винто-
крыла, вес которых зависит от типа
движителя, по скорости полета для
пропеллера и вентилятора
208

Однако вентилятор по весу существенно легче пропеллера.
Поэтому окончательное суждение об оптимальном типе движи-
теля можно сделать, рассмотрев сумму весов всех элементов вин-
токрыла, зависящих от типа движителя.
Рассмотрим, как изменяется в зависимости от скорости по-
лета отношение суммарного веса этих элементов, в который
включим вес самого движителя, изменение веса двигательной ус-
тановки и потребного для привода движителя топлива при по-
лете на заданную дальность, к пропульсивной силе движителя.
Величину этого отношения можно подсчитать по следующей
приближенной формуле:
= О ,виж -j- [ Уян.уст 4~	(^гкрсПс “Гт] 7S77		(2. 185)
I	v J 270цТ1)итн
Здесь Д(7движ — отношение суммарного веса всех элементов вин-
токрыла, зависящих от типа движителя, к его пропульсивной
силе; (хдвиж — отношение веса движителя к его пропульсивной
силе. Для оптимальных вариантов рассмотренных ниже пропел-
леров, состоящих из лопастей, втулки и редуктора, эта величина
в зависимости от мощности пропеллера изменяется в пределах
<?движ=#проп=0,2 ... 0,21. В варианте турбовентиляторного дви-
гателя вес вентилятора будем считать входящим в вес двигате-
ля и положим (7двия.=0;
Удв.уст — весовой коэффициент двигательной установки.
В пропеллерном варианте его значение в соответствии с
табл. 2.10 примем равным Удв.уст=0,143. В современных проек-
тах турбовентиляторных двигателей для винтокрылов прини-
мается возможным достижение уровня удельных весов таких
двигателей, соответствующего коэффициенту у=0,14 ... 0,15
кге/л. с. С учетом веса систем двигательной установки (см. под-
разд. 2.2.9) примем удв.уст = 0,19;
(Се)крейс — удельный расход топлива двигателей на крейсер-
ской скорости полета. Примем его в сравниваемых вариантах
одинаковым и равным (се)кр<шс=0,21 кгс/л.с-ч, хотя для турбо-
вентиляторных двигателей с двумя свободными турбинами рас-
ход топлива может быть несколько большим.
Входящее в формулу (2.185) значение скорости полета V сле-
дует брать в км/ч.
Отметим, что в формуле (2.185) не учтены, в предположении
их малости, изменения в весе капотов двигательной установки
и весе крыла винтокрыла поперечной схемы, которые произой-
дут при изменении мощности двигательной установки.
На рис. 2.105 приведены значения Д&дпиж для сравниваемых
типов движительных установок при двух дальностях полета вин-
токрыла. Из этого графика видно, что как при дальности 400 км,
так и при дальности 800 км выгоднее по весу оказывается про-
209

пеллер. Поэтому применительно к транспортным винтокрылам
будем рассматривать в качестве движителей только пропеллеры
самолетного типа.
2.6.10.	Выбор параметров пропеллера
Параметры пропеллера могут серьезно повлиять на величину
груза, перевозимого винтокрылом, особенно у винтокрыла попе-
речной схемы. Вес пропеллера вместе с его редуктором входит
у этой схемы винтокрыла в вес гондолы, расположенной на кон-
це крыла и определяющей вес крыла. Следовательно, вес про-
пеллера с его редуктором входит в вес конструкции винтокрыла
этой схемы не однократно, а преумножается в весе крыла.
На величину перевозимого винтокрылом груза влияет и КПД
пропеллера т]проп- От этого коэффициента зависит мощность дви-
гательной установки и общий вес помещаемого на борту винто-
крыла топлива, необходимого для обеспечения требуемой даль-
ности полета. Поэтому для каждого варианта винтокрыла будем
находить оптимальные параметры пропеллера. Для этого выпол-
ним расчеты для ряда значений коэффициентов тяги пропеллера
/проп и ряда значений удлинения лопасти А.Проп, полагая во всех
случаях, что число лопастей пропеллера (г;1)Пр0П=4.
Будем определять радиус пропеллера как
п	у / ^ТпропХпроп
"проа— V . . —-—775“ ’
9	I*л/проп*npoir-' ц
Окружную скорость вращения пропеллера положим равной
UR = 285 м/с.
Коэффициент полезного действия пропеллера определим по
формуле
------------—-------------------,	(2. 186)
1/2 [1 + /1 + ст/^] +ТГ^
^•прои’
которая дает результаты, совпадающие с формулой (2.183).
„	,	ЬцГОП (*л)ир<11|
Здесь ст — агпроп, где з=------—------ •
ЛАпрчЯ!
Значение сх для пропеллера с окружной скоростью UR —
= 285 м/с определим по графику на рис. 2.102. На этом рисунке
также приведены значения КПД пропеллера с заполнением
а«0,2 для разных скоростей полета винтокрыла. Видно, что
принятый в расчете пропеллер имеет достаточно высокие зна-
чения КПД.
Зная >]проп, потребляемую пропеллером мощность можно оп-
ределить по формуле
^В1)оп=Т„рооИ/75п,,Ро.1-	(2. 187)
210

Определяя параметры пропеллера, введем ограничение на
максимальный диаметр пропеллера, выбираемый по компоновке
винтокрыла исходя из стремления по возможности избежать
трудностей взаимного размещения пропеллеров и несущих вин-
тов.
Вес лопастей и втулок пропеллеров определим по формулам
(2.53) и (2.54).
2.6.11.	Мощность двигательной установки, потребная для полета
винтокрыла на крейсерской скорости
Мощность двигательной установки, потребную для полета
винтокрыла на крейсерской скорости, можно определить по
формуле
(N	N нлЛ + N проп/Влрол*	(2- 188)
где g и |проп — коэффициенты использования мощности несущим
винтом и пропеллером.
Коэффициент £щюп примем равным 0,98. Коэффициент | бу-
дем определять в соответствии с подразд. 2.4.10.
2.6.12.	Соотношение между мощностью двигателей, используемой
в полете на требуемую дальность, и взлетной мощностью
двигателей. Определение веса двигательной установки
Обычно крейсерская мощность двигателя в стандартных ус-
ловиях на высоте // — 500 м составляет около 60% от взлетной
мощности двигателя. Будем считать, что полет на дальность с
нормальным взлетным весом винтокрыл начинает на большей
мощности, приближающейся к номинальной и равной
( ^лв.ус)ик|>ейс — 0,7 JV

где (Л\в.уС1)и — мощность двигательной установки винтокры-
ла, необходимая для полета на крейсерской скорости, при кото-
рой он с нормальным взлетным весом начинает полет на даль-
ность.
Следовательно, необходимая для обеспечения полета на крей-
серской скорости с нормальным полетным весом взлетная мощ-
ность двигателей может быть определена как
—	0,7
(2. 189)
Выше, в разд. 2.4, указывалось, что выбор взлетной мощности
двигательной установки вертолетов определяется обычно необ-
ходимостью обеспечить либо полет на практическом потолке на
номинальной мощности двигателей, либо висение на высоте ста-
тического потолка.
211

Для транспортных вертолетов и винтокрылов, предназначен-
ных для полета на больших скоростях, начиная с некоторой
крейсерской скорости полета, взлетная мощность двигательной
установки в соответствии с формулой (2.189) будет определять-
ся мощностью, необходимой для обеспечения полета на крей-
серской скорости.
Для рассмотренного ниже винтокрыла поперечной схемы та-
кой скоростью является скорость ИкРейс~350 км/ч.
Для винтокрыла одновинтовой схемы из-за меньшего сопро-
тивления ненесущих элементов и меньшего сопротивления кры-
ла У1(Рейс~380 км/ч.
2.6.13.	Мощность, пропускаемая главными редукторами
на несущий винт в длительном полете на крейсерской скорости.
Возможность снижения веса главных редукторов винтокрылов
Расчетной мощностью, на которую проектируются главные
редукторы винтокрыла, является мощность, необходимая для
висения винтокрыла на высоте заданного статического потол-
ка
Этот режим является кратковременным режимом, и его про-
должительность при расчете принимается обычно равной около
10% общего ресурса редуктора. Поэтому в длительном полете
на дальность через главные редукторы может быть пропущена
меньшая мощность. Примем ее равной не более чем
(^Акрейс=0.7(Л/и.Хс.	(2. 190)
Это ограничение должно учитываться при выборе оптималь-
ного распределения мощности между несущим винтом и движи-
телем.
Иногда считают, что схема винтокрыла позволяет выиграть в
весе главных редукторов благодаря их разгрузке в горизонталь-
ном полете.
Такой выигрыш мог бы быть получен, если принять, что про-
должительность наиболее тяжелых для главного редуктора ре-
жимов висения у винтокрылов меньше, чем у вертолетов. Если
же считать, что винтокрыл является таким же аппаратом вер-
тикального взлета, как и вертолет, и процент полетов на режиме
висения у него такой же, как и у вертолета, т. е. максимально
около 10% ресурса, то нетрудно подсчитать, что при расчетном
ресурсе порядка 3000 ч даже у самой низкооборотной шестерни
главного редуктора (независимо от его схемы, но при условии,
что эта шестерня имеет не менее четырех точек зацепления)
число циклов нагружения зубьев только на режиме висения пре-
высит W= I07. Поэтому расчетным для главного редуктора как
вертолетов, так и винтокрылов является режим висения, и при
212

равной продолжительности работы на этом режиме рассчиты-
вать на снижение веса редуктора вследствие разгрузки на дру-
гих, менее ответственных режимах вряд ли возможно.
2.6.14.	Вредное сопротивление ненесущих элементов
винтокрыла
При увеличении скорости полета винтокрылых аппаратов осо-
бенно важно максимально уменьшить вредное сопротивление их
ненесущих элементов. Применительно к транспортным винто-
крылам на этом пути имеются определенные трудности.
Таблица 2.12
Примерные значения вредных сопротивлений в м- ненесущих элементов
вертолетов и винтокрылов со взлетным весом 52 тс
Составной элемент летательного аппарата	Вертолет		Винтокрыл	
	одновинто- вой схемы	продольной схемы	одновинто- вой схемы	поперечной схемы
Планер:				
фюзеляж, передний ка-	2,5	1,8	2,5	1.5
бан, задний кабан, киль,	——	0,45	—	—
стабилизатор гопдолы	0,5	0,65	0.5	0.3
	—	*—	0.2	0,3
Планер в целом	3,0	2.9	3,2	2,1
Шассн и хвостовая	1.8	2,0	Убираются	С обтека-
опора				телями 1,5
Втулки несущих вин-	1,5+0,3	3,0	1,5+0,3	2.8
тов с автоматами пере- коса +втулка рулевого				
винта				
Прочие элементы	0,2	0.2	0,2	0.2
2	6,8	8,1	5,2	6.6
cxS с учетом интерфе- ренции	7.5	8,95	5.7	7.2
В табл. 2.12 приведены примерные значения cxS элементов
некоторых вертолетов, рассмотренных выше, и возможные сопо-
ставимые значения для винтокрылов одновинтовой и попе-
речной схем при стремлении к максимальному снижению их
вредного сопротивления.
При этом предполагается, что у винтокрыла одновинтовой
схемы шасси может убираться в специальные гондолы, прист-
роенные к фюзеляжу. Сопротивление этих гондол будем считать
213

учтенным в сопротивлении фюзеляжа. Для винтокрыла попереч-
ной схемы из-за необходимости создания большей колеи воз-
можность уборки шасси весьма затруднительна (см. рис. 2.92).
Поэтому для этой схемы мы рассматриваем только возможность
снижения сопротивления шасси при помощи обтекателей.
Применение убирающегося шасси для винтокрыла одновин-
товой схемы и обтекателей для винтокрыла поперечной схемы
приводит к утяжелению шасси. Поэтому, учитывая различия в
весовых данных шасси различных схем вертолетов (см. подразд.
2.2.18), в расчетах примем (£ш)одн = 0,03 и (йш)поп=0,035.
2.6.15.	Груз, перевозимый винтокрылом поперечной схемы
с пропеллерами
Рассмотрим результаты расчета винтокрыла поперечной схе-
мы со взлетным весом 52 тс, компоновка которого показана на
рис. 2.92. Этот винтокрыл выполнен на принятом ранее для
вертолетов уровне весового совершенства с весовыми коэффици-
ентами, приведенными в табл. 2.10 (за исключением коэффици-
ента km, о чем говорилось в подразд. 2.6.14).
Для расчета аэродинамических характеристик несущих вин-
тов примем коэффициенты, приведенные на рис. 2.94 ... 2.97 с
соответствующим их пересчетом на требуемое иное заполнение
несущих винтов. Для выбора оптимальных параметров винто-
крыла, рассчитанного на определенную крейсерскую скорость,
выполним расчет перевозимого им груза для различных значений
Ти.в и анв. Для каждого сочетания этих параметров выберем оп-
тимальные параметры пропеллера, рассматривая три значения
удлинения лопасти пропеллера — ЛПроп = 4, 6, 8 и значения
*проп, отмеченные на рис. 2.102. При этом введем компоновочное
ограничение, не рассматривая диаметры пропеллера, большие
чем </щюп=4,2 м (см. рис. 2.92).
При расчете веса топлива, потребного для полета на задан-
ную дальность, будем считать, что по мере выработки топлива
и уменьшения взлетного веса винтокрыла уменьшается подъем-
ная сила крыла, в то время как подъемная сила несущих вин-
тов сохраняется неизменной. Расчеты выполним только для
дальности L=800 км.
На рис. 2.106 только для сравнения винтокрылов с вертоле-
том даны величины груза, перевозимого винтокрылом при крей-
серской скорости Гкрейс = 260 км/ч. Кривые построены для четы-
рех значений угла атаки аи.п с различным распределением тяги
между несущим винтом и крылом до значения Т„.п, при котором
тяга пропеллера TnpoB=0. Эти значения Тнв относятся к попе-
речной схеме вертолета с крылом. Перевозимый таким вертоле-
том груз несколько больше полученного ранее для поперечной
ферменной схемы вертолета, так как здесь принят несколько
больший коэффициент тяги ty, = 0,18 вместо tyQ =0,171 для верто-
214

лета, что облегчает несущий винт, но вводит определенные огра-
ничения на скорости полета по высотам из-за более раннего сры-
ва потока с лопастей несущего винта. Кроме того, принято суще-
ственно меньшее вредное сопротивление ненесущих элементов
вертолета с крылом.
Из этих кривых, как
и следовало ожидать, вид-
но, что при крейсерской
скорости Ккрейс = 260 Км/ч
вертолет всегда выгоднее
винтокрыла.
На рис. 2.107 приведе-
ны такие же кривые для
винтокрыла с крейсерской
скоростью	VKpeftc =
= 350 км/ч. На этих кри-
вых также отмечены точ-
ки, соответствующие вер-
толету поперечной схемы
с крылом. Из этих кривых
видно, что при скорости
Ккрейс = 350 км/ч вертолет
(при аи.а~—12°) и вин-
токрыл (при апв= — 8°)
способны перевозить при-
мерно одинаковые грузы
и, следовательно, по этому
параметру эти схемы рав-
ноценны. Однако винто-
крыл имеет преимущество
в более благоприятных
режимах работы несущего
винта (меньшие отрица-
тельные значения апв),
что облегчает его балан-
сировку, но из-за наличия
Рис. 2.106. Зависимость веса груза,
перевозимого винтокрылом поперечной
схемы со взлетным весом б|]а = 52 тс
на дальность £=800 км при крейсерской
скорости Икре»с=260 км/ч, от угла_ата-
ки несущих винтов при различных Тв в.
Во всех случаях принято ХпрОв=6
/вррв = 0,164
пропеллера оказывается более слож-
ным летательным аппаратом.
На рис. 2.108 показаны величины грузов, перевозимых винто-
крылом поперечной схемы, в зависимости от распределения
подъемной силы между несущим винтом и крылом при разных за-
данных углах атаки несущих винтов на крейсерской скорости
Укрейс = 400 км/ч. Из графиков этого рисунка следует, что с уче-
том ограничения (t/npon)max = 4,2 м оптимальными для этой ско-
рости полета параметрами будут
Tu b = 0,57 и ап.в = —8°.
С крейсерской скоростью 400 км/ч вертолетный режим для
аппарата с рассматриваемыми параметрами невозможен. Одна-
215

ко величина груза, которую способен перевозить оптимальный
вариант винтокрыла, как следует из рис. 2.108, довольно сильно
уменьшилась.
При крейсерской скорости 450 км/ч значение перевозимого
груза, как видно из рис. 2.109, становится отрицательным.
Данные оптимальных вариантов вертолетов и винтокрылов
поперечной схемы приведены в табл. 2.13 и 2.14.
Рис. 2.107. Зависимость веса гру-
за. перевозимого винтокрылом по-
перечной схемы со взлетным весом
б'пал«=52 тс на дальность
= 800 км при крейсерской скорости
VKpe»e=350 км/ч, от угла атаки
несущих винтов при различных
Т«,.
в1р,кгс
«ИГ
aM.f-
if j
лг>ры °; I
к4,2
анв---*’
—> Ч,♦|_Т| у "Л’'’— Ч,7S
4.5
Ь,17
^.“лрогГ^ I
°	4*	4 « Ц 8
Рис. 2.108. Зависимость веса
груза, перевозимого винтокры-
лом поперечной схемы со взлет-
ным весом 0Лпл = 52 тс на
дальность L=800 км при
крейсерской скорости Умрете *=
= 400 км/ч, от угла атаки несу-
щих винтов при различных Тл. а

5000





По этим данным можно уяснить, какими причинами объясняет-
ся такой характер зависимости перевозимого винтокрылом гру-
за от крейсерской скорости полета.
Эти причины заключаются в следующем:
с увеличением крейсерской скорости полета увеличивается
потребная мощность двигательной установки и, как следствие,
увеличивается ее вес. Увеличивается также вес капотов и проме-
жуточных редукторов синхронизирующей трансмиссии, рассчи-
тываемых в этом случае на отказ одного двигателя, имеющего
тем большую мощность, чем большая скорость полета;
растет километровый расход топлива и, как следствие, уве-
личивается потребный на заданную дальность запас топлива и
вес топливной системы;
увеличивается потребная пропульсивная сила, создаваемая
пропеллером, и потребляемая им мощность, поэтому возраста-
ет вес пропеллера и его редуктора;
216

в связи с необходимостью уменьшения окружной скорости
вращения несущего винта при полете на больших скоростях и
Рис. 2.409. Зависимость ве-
са груза, перевозимого оп-
тимальными вариантами
вертолетов и винтокрылов со
взлетным весом 52 тс на
дальность 800 км, от рас-
четной крейсерской скоро
сти полета
соответствующего уменьшения окружной скорости и на режи-
ме висения приходится увеличивать заполнение несущего винта,
Таблица 2.13
Основные параметры оптимальных вариантов вертолетов и винтокрылов
поперечной схемы со взлетным весом 52 тс, рассчитанных на разные
крейсерские скорости
Параметр	Вертолет и винтокрыл поперечной схемы с крейсерской скоростью	км/ч				
	Вертолет с крылом		Винтокрыл		
	260	350	350	400	450
О„., м	23,1	23,1	23,1	23,6	25,1
Ти п	0,575	0,600	0,600	0,565	0,400
Тх, кге	-2000	-2850	-1670	-1200	-3
Х,.р, кге	1140	1380	1388	1750	2510
Qh и. кге	2235	4050	4050	5290	6690
Тцрои» КГС	—	—	2190	4730	9300
Хоров	—	—	6	6	4
^ПроП	—	—	0,164	0,175	0,225
^проо» М	—	—	3,05	4.20	4,20
Пироп	—	—	0,863	0,873	0,818
‘ЧреДе.Л' С‘	8120	15580	11510	12980	10250
(5\«.уст)взЛ	25110	25110	25120	31820	43750
217

Таблица 2.14
Сравнительные весовые данные оптимальных вариантов вертолетов
и винтокрылов поперечной схемы со взлетным весом 52 тс, рассчитанных
на разные крейсерские скорости
Составной элемент вертолета и винтокрыла		Вес -лечен ton в кгс вертолетов н винтокрылов поперечной схемы, рассчитанных на крейсерскую скорость 		Ркргч:. КМ/Ч						
		Вертолет с крылом		Винтокрыл		
		260 |	350	350 |	400 |	450
Планер с обору-	Фюзеляж с one-	4190	4190	4190	4190	4190
дованием	рением Капоты	980	980	980	I14O	1400
	Крыло	3310	3310	3330	33.50	3360
	Шасси	1820	1820	1820	1820	1820
	Оборудование	3290	3290	3290	3330	3500
	V	13.590	13590	13310	13830	14270
Несущие винты	Лопасти	2000	2000	2000	2130	2610
с управлением	Втулки	2090	‘2090	2090	2080	2070
	Управление	1460	1460	1460	1530	1760
	у	5550	5550	5550	5740	6140
Главные рсдук-	Главные редук-	4710	4710	4710	4800	5070
торы с синхрони- зирующей транс миссией	торы Синхронизи- рующий вал и промежуточные редукторы I	1110	1110	1110	1240	1430
		5820	5820	5820	6'140	6500
Двигательная	Двигательная	3590	3590	3590	4550	6269
установка с топ- ливной системой	установка Топливная	750	8-50	830	990	1210
	система Z	43 Ю	4440	4420	5540	7470
Пропеллеры	Лопасти	—	—	150	310	580
	Втулки	—	—	130	240	580
	Редукторы	—	—	160	390	770
	пропеллеров S	—	—	440	970	1930
218

Продолжение
Составной элемент” вертолета и винтокрыла	Вес элементов в кге вертолетов и винтокрылов поперечной схемы, рассчитанных на крейсерскую скорость 1 «рейс» КМ/Ч				
	Вертолет с крылом		Винтокрыл		
	260	350	350	400	450
10%-ный запас на перетяжеление	2930	2940	2980	3210	3660
Конструкция с запасом на перетя желение	32230	32310	32820	35330	40270
Топливо на дальность 800 км	8290	9480	9170	11020	13490
Экипаж	360	360	360	360	360
Груз, перевозимый на дальность 800 км	11120	9820	9650	5290	-2120
а следовательно, и вес его лопастей. Из-за увеличения хорды
лопастей увеличиваются шарнирные моменты лопастей и растет
вес управления. С уменьшением окружной скорости увеличива-
ется потребный крутящий момент несущего винта на режиме
висения, отчего возрастает вес главных редукторов.
Бесспорно, что полученные результаты относятся только к
винтокрылам, выполненным на принятом в настоящих расчетах
уровне весового совершенства его агрегатов.
При более высоком уровне весового совершенства груз, пе-
ревозимый винтокрылами, спроектированными для рассмотрен-
ных крейсерских скоростей полета, может быть увеличен. Ре-
зультат такой возможности показан на рис. 2.109 исключени-
ем 10%-ного запаса на перетяжеление конструкции. Однако то
же самое относится и к вертолетам. Поэтому в сравнении при-
веденные данные по перевозимым вертолетом и винтокрылом
грузам качественно не изменяются.
2.6.16.	Определение величины груза, перевозимого винтокрылом
одновинтовой схемы, и сравнение по этому параметру
винтокрылов одновинтовой и поперечной схем
Выше уже говорилось, что наиболее выгодным по величине
перевозимого груза должен быть транспортный винтокрыл, соз-
данный на базе наиболее легкой по весу конструкции одновин-
товой схемы вертолета.
При разработке винтокрыла одновинтовой схемы не возни-
кает проблемы исключения колебаний типа «земной резонанс» в
воздухе, требующей увеличения жесткости крыла, как у винто-
крыла поперечной схемы, что, как было показано, приводит к
219

Рис. 2. 110. Зависимость веса груза,
перевозимого винтокрылом одновинто-
вой схемы со взлетным весом б,ая =
= 52 тс па дальность 1 = 800 км при
V>rpeiu = 350 км/ч, от угла атаки несу-
щего винта при различных Тив (во
всех случаях наивыгоднейшкм ока
залось Хпроп=8)
необходимости увеличить поперечные размеры крыла, его пло-
щадь, и, как следствие, и вес.
Поэтому площадь крыла винтокрыла одновинтовой схемы мо-
жет быть выбрана из условия достижения максимального каче-
ства крыла, что приводит к уменьшению потребной пропульсив-
ной силы пропеллера, потребляемой им мощности, снижению
потребной мощности двигательной установки и в конечном итоге
к снижению веса конструкции
винтокрыла и потребного для
полета на заданную дальность
запаса топлива.
Расчеты показывают, что
на крейсерской скорости по-
лета коэффициент подъемной
силы крыла может быть вы-
бран равным, но, желательно,
не большим чем св = 0,55. При
таком значении коэффициента
су может быть обеспечен полет
винтокрыла и на других режи-
мах, с меньшими скоростями
и на заданных режимах по вы-
сотам, без срыва потока с кры-
ла. При удлинении крыла Х1(р=
= 6 ... 7 и относительной вы-
соте профиля в корневой части
Я=0,15 качество крыла без уче-
та взаимных влияний с несу-
щим винтом может быть полу-
чено равным Ккр«21 ... 25.
Для транспортного винтэ-
крыла одновинтовой схемы
наиболее целесообразной пред-
ставляется компоновка с дву-
мя пропеллерами и двигате-
лями, установленными на
крыле с максимально возможным их приближением к фюзе-
ляжу (см. рис. 2.91).
В этом случае двигательная установка с пропеллером не уве-
личит сколько-нибудь существенно вес крыла, так как аэродина-
мические силы на крыле приведут к куда большим усилиям в
элементах крыла, чем нагрузки от двигательной установки с
пропеллером. Однако при создании трансмиссии такого винто-
крыла могут возникнуть известные трудности из-за ограничений
по мощности, пропускаемой одной конической парой. Поэтому
при величинах потребных мощностей, которые оказываются не-
обходимыми для режима висения рассматриваемых ниже вин-
токрылов со взлетным весом GB3J1 = 52 тс, мощность от каждой
220

двигательной установки к главному редуктору должна переда-
ваться через два приводных вала и соответственно два проме-
жуточных конических редуктора у каждого двигателя.
Создание обратного V крыла позволяет несколько увеличить
максимально допустимый диаметр пропеллера по сравнению с
винтокрылом поперечной схемы. Этот диаметр будем считать
равным (4?щюп)тах = 5 М.
Применяя тот же подход, что в подразд. 2.6.15, получим ве-
личины груза, перевозимого винтокрылом одновинтовой схемы
при тех же расчетных крейсерских скоростях на дальность
800 км.
На рис. 2.110 показаны величины груза, перевозимого таким
винтокрылом при крейсерской скорости Vi<Pe«c = 350 км/ч. Макси-
мальная величина полезного груза оказывается при относитель-
ной тяге несущего винта Тн.в = 0,8. При этом различия в величине
груза, перевозимого вертолетом с крылом и винтокрылом, оказы-
ваются очень незначительными. При уменьшении Тн,в подъемная
сила крыла, а следовательно, его площадь и вес увеличиваются,
возрастает потребная пропульсивная сила пропеллера и перево-
зимый груз очень резко уменьшается. Увеличение Т1|В сверх
Тн.в=0,8 оказывается невыгодным из-за ухудшения аэродинами-
ческих характеристик несущего винта в связи с приближением к
срыву потока. Оптимальными углами атаки винтов оказываются
углы порядка а1ив =—4° ... —6°.
На рис. 2.111 приведены величины полезных грузов, перево-
зимых винтокрылом одновинтовой схемы при крейсерской ско-
рости Цфеас = 400 км/ч. При такой крейсерской скорости величи-
на полезного груза существенно падает, однако не так сильно,
как у винтокрыла поперечной схемы. Оптимальной оказывается
разгрузка несущего винта, соответствующая Ти.в = 0,65 при угле
атаки около ан.в=— 4°. Вертолетный режим при этой скорости
полета для рассматриваемых параметров винтокрыла оказывает-
ся неосуществимым.
При крейсерской скорости УКрейс = 450 км/ч величина груза,
перевозимого винтокрылом одновинтовой схемы, как видно из
рис. 2.112, еще больше уменьшается. Однако в отличие от вин-
токрыла поперечной схемы величина этого груза все же оста-
ется положительной.
Оптимальным оказывается режим с разгрузкой несущего
винта, соответствующей Тпв = 0,45 ... 0,5, с углами атаки около
Ои.в = —4 .
Данные оптимальных вариантов винтокрылов одновинтовой
схемы приведены в табл. 2.15 и 2.16.
Из сравнения винтокрылов и вертолетов с крылом одновин-
товой и поперечной схем (см. рис. 2.109) следует, что более вы-
годной по величине перевозимого груза оказывается одновинто-
221

Таблица 2.15
Основные параметры оптимальных вариантов винтокрылов одновинтовой
схемы со взлетным весом 52 тс. рассчитанных на разные
крейсерские скорости
Параметр	Винтокрыл с крейсерской скоростью 1'\|чГс. км/ч		
	350	400	450
Datl м	31,2	31,9	33,9
Ти.,	0,80	0,65	0,475
Т«, кге	— 1860	-610	900
Хкр, кге	410	720	1080
^мр» М2	33,6	45	53,4
Qn.w, кге	3200	4190	5300
Тпроп* КГС	2100	4620	7520
^проп	8	8	6
^проп	0,175	0,150	0,175
^проп» М	3,0	5,0	5,15
Нпроп	0,86	0,-91	0,89
(Л'п.) ткре.к.л. с.	11090	10180	8300
(^л*.уст) ВЗЛ 1 Л. С.	26350	27360	33920
Рис. 2. Ilil. Зависимость веса груза,
перевозимого винтокрылом одновинто-
вой схемы со взлетным весом О,эл =
=52 тс на дальность £=800 км при
крейсерской скорости Ркре«с~
= 400 км/ч, от угла атаки несущего
винта при различных Ти .
Рис. 2.112. Зависимость веса груза,
перевозимого винтокрылом одновин-
товой схемы со взлетным весом
б,зл = 52 тс на дальность L—
= 800 км при крейсерской скорости
Икре«с=450 км/ч, от угла атаме не-
сущего винта при различных Т„ >
222

Таблица 2.16
Сравнительные весовые данные оптимальных вариантов винтокрылов
одновинтовой схемы со взлетным весом 52 тс, рассчитанных на разные
крейсерские скорости
Составной элемент винтокрыла		Вес элементов в кгс винто- крылов. рассчитанных на крейсерскую скорость Г'креПс КМ/Ч		
		350	400	450
Планер с обору-	Фюзеляж с оперением и	5090	5130	5240
довапнем	капотами			
	Крыло	820	1340	1920
	Шасси	1560	1560	1560
	Оборудование	2750	2790	2920
	X	10220	108'20	11640
Несущий винт с	Лопасти	2630	2810	3180
управлением	Втулка	2560	2570	2600
	Управление	1350	1130	1720
	X	6540	6810	7800
Трансмиссия	Главный редуктор, редук- торы двигателя и соедини- тельные вали	4840	4980	5280
	Хвостовой вал. промежу- точный и хвостовой редук- торы	880	900	950
	X	5720	5880	6'230
Двигательная	Двигательная установка	3770	3910	4850
установка с топ- ливной системой	Топливная система	840	860	950
	X	4610	4770	5800
Рулевой винт	Лопасти	215	235	300
	Втулка	440	440	475
	X	655	675	775
Пропеллеры	Лопасти	НО	310	515
	Втулки	80	200	355
	Редукторы пропеллеров	140	420	700
	X	330	960	1609
10%-ный запас па перетяжеление конструк-		2805	2990	3385
цин				
Конструкция с запасом на перетяжеление		30880	32905	37230
Топливо на дальность 800 км		9389	9555	10440
Экипаж		369	360	360
Груз, перевозимый на дальность 800 км		11380	9170	3970
223

вая схема этих аппаратов. Причем преимущество этой схемы
проявляется сильнее с увеличением крейсерской скорости по-
лета.
2.6.17.	Сравнение вертолета и винтокрыла
по производительности
Итак, перевозимый винтокрылом груз уменьшается с увели-
чением крейсерской скорости полета. Представляет, однако,
интерес, как при этом меняется производительность винто-
крыла.
Полетную производительность определим по формуле
Ппол ~ GrpVpeiic,
где HpiBc — рейсовая скорость полета.
„ т км
'ПОЯ' ч
(2.192)
и на ма-
работаю-
Рис. 2.113. Зависимость полетной произво-
дительности оптимальных вариантов верто-
летов и винтокрылов поперечной и одно-
винтовой схем со взлетным весом 52 тс от
расчетной крейсерской скорости
Значение Греве можно определить по формуле
у —______________________________J_____
где т — время, затраченное на контрольное висение
неврирование перед взлетом и посадкой и на земле с
щим двигателем. Кроме того, в величину т включена также до-
полнительная потеря времени на наборе высоты и снижении
из-за скорости набора и планирования, меньшей крейсерской.
Для гражданских винтокрылых аппаратов можно принять т=
= 0,18 ч; L — рассматриваемая дальность полета.
224

На рис. 2.113 приведена зависимость полетной производи-
тельности винтокрылов и вертолетов со взлетным бесом Glki.t =
= 52 тс, способных перевозить груз, показанный на рис. 2.109.
Из этого графика следует, что транспортные винтокрылы и
вертолеты с крылом поперечной схемы, созданные на равном с
вертолетами, рассмотренными ранее в разд. 2.4, уровне весово-
го совершенства, будут иметь наибольшую полетную производи-
тельность при крейсерской скорости полета порядка 330 ...
350 км/ч, а такие же аппараты одновинтовой схемы при крей-
серской скорости 350 ... 370 км/ч. Причем и винтокрылы, и вер-
толеты с крылом будут иметь примерно одинаковую максималь-
ную полетную производительность, хотя по балансировочным
данным схема вертолета с крылом оказывается менее предпоч-
тительной.
При больших крейсерских скоростях из-за уменьшения ве-
личины перевозимого груза производительность транспортного
винтокрыла падает.
Транспортные винтокрыл и вертолет с крылом одновинтовой
схемы благодаря большей величине перевозимого груза будут
иметь большую производительность, чем те же аппараты попе-
речной схемы.
Винтокрыл и вертолет с крылом поперечной схемы по своей
максимальной производительности даже несколько уступают вер-
толету одновинтовой схемы без крыла с крейсерской скоростью
Укрсйс = 260 км/ч.
Винтокрыл одновинтовой схемы имеет максимальную произ-
водительность, примерно на 12% большую, чем вертолет одно-
винтовой схемы без крыла с крейсерской скоростью ИкреЯс—
= 260 км/ч.
в 833

АНАЛИЗ ВЕСОВОЙ СТРУКТУРЫ
И РАСЧЕТ КОНСТРУКТИВНО-
ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ВЕСА ЛОПАСТИ
НЕСУЩЕГО ВИНТА
3.1. НЕКОТОРЫЕ ЗАКОНОМЕРНОСТИ,
КАСАЮЩИЕСЯ ВЕСА ЛОПАСТИ
Проектирование лопасти включает в себя вы-
полнение множества различных требований, которые удобно
разделить на следующие группы.
1.	Конструктивно-прочностные требования, заключающиеся
в том, чтобы при конструировании и изготовлении лопасти были
предусмотрены все возможные меры, исключающие внесение в
силовые элементы лопасти концентраторов напряжений с тем,
чтобы динамическая прочность конструкции была не менее тре-
буемой для ее надежной работы в течение всего ресурса. Для
этого, кроме того, должны быть предприняты все меры с целью
снижения переменных напряжений в конструкции до допустимо-
го уровня. Лонжерон лопасти должен удовлетворять также тре-
бованиям статической прочности, о которых будет более подроб-
но сказано ниже.
2.	Эксплуатационные требования, состоящие в том, что кон-
струкция лопасти должна быть достаточно надежно защищена
от повреждений, наносимых в процессе эксплуатации, должна
позволять достаточно легко устранять эти повреждения путем
ремонта, если такие повреждения все же возникли, и иметь сиг-
нализацию, действующую в начале разрушения ее силовых эле-
ментов как вследствие повреждений в эксплуатации, так и из-за
невыделенных дефектов изготовления.
3.	Требования, не допускающие отклонений от нормальной
работы несущего винта. Лопасть несущего винта должна быть
спроектирована так, чтобы на всех разрешенных режимах поле-
та имелся необходимый запас до любого типа потери устойчиво-
сти (все виды флаттера, дивергенция, достигающие больших
амплитуд колебания из-за срыва потока, иногда относимые к
срывному флаттеру и т. д.). Этот запас должен быть таким, что-
226

бы и амплитуды вынужденных колебаний не увеличивались из-
за близости к какому-либо из этих типов потери устойчивости.
Деформации лопасти и особенно деформации на кручение не
должны увеличиваться настолько, чтобы приводить к ухудше-
нию аэродинамики винта (более ранний срыв, заметное увели-
чение потребной мощности), балансировки и управляемости вер-
толета.
Если первые две группы требований довольно ясны и пути
их выполнения известны, то из-за недостаточного совершенства
расчетных методов невозможно дать гарантию в том, что спрр-
ектированная лопасть будет отвечать всем требованиям третьей
группы даже в том случае, когда все необходимые изменения
конструкции, вытекающие из расчетов, были выполнены. Окон-
чательная проверка выполнения этой группы требований может
быть произведена только в процессе летных испытаний, в кото-
рых часто выявляются не предвиденные при проектировании
угрожающие явления.
Для устранения практически всех непредвиденных отклоне-
ний от нормальной работы приходится либо изменять жесткость
лопасти, чаще всего увеличивать ее жесткость на кручение, либо
вводить в лопасть дополнительный вес в виде балласта, не не-
сущего никакой другой функциональной нагрузки. Поэтому и
вес лопасти, определенный при проектировании, очень часто уве-
личивается после летных испытаний в процессе доводки конст-
рукции.
В связи с этим удобно ввести понятия о конструктивно-техно-
логическом весе лопасти и о весе, требуемом для обеспечения
нормальной работы несущего винта.
Совершенствование технологии и конструирования лопасти,
появление новых, более прочных материалов и упрочняющих
процессов обработки позволяют все более и более снижать ее
конструктивно-технологический вес, обеспечивая необходимую
прочность при бблыиих переменных напряжениях, возникающих,
в частности, при увеличении массовой характеристики у0. Однако
этому снижению веса препятствуют трудности обеспечения нор-
мальной работы несущего винта.
Опыт создания лопастей показывает, что большая часть яв-
лений, препятствующих нормальной работе несущего винта, до-
статочно легко устраняется при относительно тяжелых лопастях,
когда массовая характеристика лопасти не более чем уо=4...5,
и существенно труднее при относительно более легких лопастях,
когда уо=6 ... 7.
С другой стороны, снижение конструктивно-технологического
веса оказывается более успешным для лопастей больших разме-
ров и легко приводит к созданию лопастей с большими массовы-
ми характеристиками, но не позволяет получить такие же ре-
зультаты для малых лопастей. Если для лопастей несущего вин-
та большого диаметра конструктивно-технологические ограниче-
8*	227

ния не препятствуют созданию лопастей с уо~7, то для лопас-
тей несущих винтов малых диаметров минимально осуществи-
мым оказывается вес лопасти с массовой характеристикой
уо<3 ... 4.
Вследствие этого для снижения веса лопастей малого диа-
метра требуется решение главным образом конструктивно-техно-
логических проблем, а снижение веса лопастей большого диа-
метра упирается в решение проблемы обеспечения нормальной
работы несущего винта с лопастями, имеющими массовую ха-
рактеристику порядка у«~7.
«Ножницы» между минимально осуществимым ' и требуемым
для нормальной работы весом лопасти у винтов больших диамет-
ров все более и более возрастают, и «сэкономленный» при кон-
струировании вес не приводит к облегчению конструкции, а пе-
реводится в балласт в виде различных грузов и противовесов или
путем не требуемого прочностью увеличения сечений силовых
элементов лопасти.
Поэтому работа по снижению веса лопасти должна вестись в
двух направлениях.
С одной стороны, должны изыскиваться средства, позволяю-
щие путем минимальных затрат веса добиться нормальной ра-
боты несущего винта с облегченными лопастями, с другой сто-
роны, должна продолжаться работа по дальнейшему снижению
конструктивно-технологического веса. Всякие меры по устране-
нию неустойчивости, вынуждающие конструктора выдерживать
требуемый вес и утяжелять лопасть, не должны его «расхола-
живать» в стремлении добиться минимально осуществимого кон-
структивно-технологического веса лопасти. Работа в этом на-
правлении должна продолжаться независимо от затруднений в
использовании ее результатов.
В этой главе будут приведены только метод оценки мини-
мально осуществимого конструктивно-технологического веса ло-
пасти и некоторые результаты приложения этого метода (средст-
ва для обеспечения нормальной работы несущего винта и оценка
увеличения веса лопасти от их применения рассмотрены не будут.
3.1.1.	Требования статистической прочности
Среди многих условий, диктуемых прочностью лопасти, обя-
зательно должны быть выполнены два весьма важных, называе-
мых нами условно требованиями статической прочности.
Лопасть должна быть спроектирована так, чтобы действую-
щие в лонжероне напряжения от центробежных сил оц.с (при
выбранных рабочих значениях лнв) и от собственного веса ло-
пасти Онзг находились в допустимых пределах, т. е. чтобы
(3.1)
°иг < (’«»г)жиг	(3. 2)
228

Выполнение этих условий и в первую очередь условия (3.1)
необходимо и для обеспечения динамической прочности и ресур-
са лопасти, но не менее важно и то, что от величины указанных
напряжений зависят максимальные, однократно возникающие
напряжения, определяющие потребную статическую прочность
лопасти. Поэтому выбранные значения (оц.с)доп и (оНзг)доп долж-
ны обеспечивать прочность лонжерона при раскрутке несущего
винта и при падении лопасти на ограничитель свеса (случай 11-з
норм летной годности вертолетов), хотя в последнем случае не-
обходимо еще и соблюдение условий, исключающих потерю ста-
тической устойчивости лонжерона.
Требования статической прочности приводят к разделению
лопасти на три участка по длине, различающихся по характеру
нагружения от центробежной силы и собственного веса. Это бал-
ластный участок на конце лопасти, средний разрывной участок
с предельно допускаемыми напряжениями от растяжения и уча-
сток комлевого утяжеления лопасти из-за повышенных изгибаю-
щих моментов от ее собственного веса, появляющийся при удли-
нении лопасти сверх определенных значений.
Минимальный вес лопасти, определяемый двумя первыми
группами требований, приведенных в разд. 3.1, включая и требо-
вания статической прочности, будем считать минимально осуще-
ствимым весом лопасти.
Определив его по сумме весов перечисленных трех участков,
можно найти зависимости минимально осуществимого веса от
различных параметров лопасти. Решение этой задачи и является
основной целью этой главы.
3.1.2.	Принятые допущения
Рассмотрим некоторую идеализированную, но достаточно
близкую к действительности схему лопасти. Будем для простоты
считать, что лопасть прямоугольной формы в плане. Все элемен-
ты конструкции лопасти, кроме лонжерона, будем условно отно-
сить к каркасу лопасти, считая, что и противовес является тоже
элементом ее каркаса (рис. 3.1).
Положим, что нагрузки, действующие на лопасть, восприни-
маются только ее лонжероном. Погонный вес каркаса лопасти
qK будем приближенно считать постоянным по длине лопасти.
В действительности, погонный вес каркаса обычно несколько
уменьшается к комлю. В большинстве случаев это практически
не сказывается на размерах сечений лонжерона и еще меньше
сказывается на весе лопасти.
Если же тяжелый, с большим погонным весом противовес
размещен только в концевой части лопасти, то принятая идеа-
лизированная схема лопасти может привести к заметным по-
229

грешностям. В этом случае погонный вес противовеса целесооб-
разно при расчете распределить на большую длину лопасти.
Рис. 3.1. Конструктивная схема лопасти со стальным трубчатым
лонжероном и стеклопластиковым каркасом:
/—протнвоабразнвная ежонка; 2—защитная обшивка нагре-
вателя; 3— нагреватель противообледенительной системы; 4—
обшивка носка; 5—компенсаторы; б—пенопластовый за пол
нитель; 7—обшивка хвостового отсека; в—усиление обшнвкн
хвостового отсека; Р—нервюра; 10—сотовый заполнитель;
II—межотсечный вкладыш
3.1.3.	Балластный участок на конце лопасти
Исходя из требования сохранения напряжений от центро-
бежных сил равными допускаемым сечение лонжерона на конце
лопасти можно было бы делать с площадью, уменьшающейся
при r== 1 до нуля. Однако из технологических и конструктивных
соображений лонжерон на некоторой длине конца лопасти имеет
постоянную площадь сечения и, следовательно, постоянный по-
гонный вес <7лопж (рис. 3.2).
Таким образом, в лопасть вводится дополнительный, не дик-
туемый требованиями прочности лонжерона так называемый
балластный вес. При этом по мере отхода от конца лопасти
напряжения от центробежных сил увеличиваются и становятся
равными допускаемым на радиусе г2, который определяется по
формуле
г,= V 1 —(I —</Ja,
(3.3)
230

где GH — отношение погонного веса каркаса qK к общему погон-
ному весу лопасти на ее концевом участке qt, O^—qJqt,
а==2|_Г(«нЛ1ои 1	(3,4)
L Y -I
При £/л = 220 м/с значения а принимаются равными: а —1,35
[(стц.с)доп=26 кгс/мм2] для стали; а= 1,2[(ац.с)доп=8 кгс/мм2] для
авиаля и а = 2 [(ац,с)доп = 8 кгс/мм2, у=1,6 кгс/см3] для стекло-
пластика.
Рис. 3.2. Схема изменения по-
гонного веса, высоты лонжеро-
на н статических напряжений
в зависимости от радиуса ло-
пасти
Участок лопасти от г2 до г=1 мы будем называть балласт-
. ным участком лопасти. Если бы технологические возможности
позволили уменьшить сечение лонжерона при г=1 до нуля
(Ск=1), то протяженность балластного участка лопасти свелась
бы к нулю.
3.1.4.	Средний разрывной участок лопасти со стальным
лонжероном
По мере приближения к комлю лопасти от г = г2 площадь се-
чений лонжерона должна увеличиваться для сохранения посто-
янными напряжений от центробежных сил
°ux=const.	(3.5)
Если бы провести специальные испытания, раскрутив несу-
щий винт до частоты вращения, намного превышающей рабочую,
то лопасть должна была бы разорваться именно на этом участ-
ке. Поэтому этот участок лопасти можно называть разрывным.
Возрастает к комлю и действующий в сечении лопасти изги-
бающий момент от собственного веса лопасти.
На радиусе 7=з действующие от собственного веса лопасти на-
пряжения изгиба становятся равными допускаемым напряже-
231

ниям (оизг)доп-При условии, что гз>гг значение гз может быть
определено по формуле

(3.6)
Здесь	(Дизг)лип
К у
(3-7)
где Л,3 = 2W3/F3 — эффективная высота лонжерона; 1Г3 — мо-
мент сопротивления лонжерона в плоскости действия сил собст-
венного веса лопасти; F3 — площадь сечения лонжерона, нагру-
Рис. 3.3. Распределение относи-
тельной ВЫСОТЫ^ Профиля Сароф.
относительной Л лонж и эффектив-
ной Л3 высоты лонжерона для ло-
пасти на основе стальной трубы в
зависимости от ее радиуса
женного растягивающими центро-
бежными силами.
Конструкция лопасти со сталь-
ным лонжероном позволяет уве-
личивать строительную высоту
лонжерона начиная с радиуса гз
к комлю так, чтобы соблюдалось
условие
3и»г=1Лэг'лш=СОП5‘< 13.9)
в то время как площадь сечения
лонжерона в соответствии с усло-
вием (3.5) необходимо увеличи-
вать начиная только с ра-
диуса г2.
Для лопасти с прессованным
лонжероном увеличение момента
сопротивления W возможно толь-
ко при увеличении площади его
поперечного сечения F. Поэтому
характер изменения сечения лопасти с прессованным лонжеро-
ном будет иной.
Но и для лопасти со стальным лонжероном строительная вы-
сота лонжерона может увеличиваться не беспредельно. Макси-
мальная строительная высота в комле определяется диаметром
той исходной трубы лонжерона, которая в средней и концевой
части лопасти обжимается на эллипс с требуемой строительной
высотой. Строительная высота трубы должна быть такой, чтобы
относительная высота профиля лопасти не превышала величин,
заданных по аэродинамическим соображениям. Обычно относи-
тельную высоту профиля не увеличивают больше чем до 10 ...
11% хорды в сечениях лопасти от радиуса начала ограничения
высоты профиля гн.ог=0,4 ... 0,5 до конца лопасти и не более
чем до 20% в комлевой части лопасти до радиуса не более
г=0,15. Между этими точками допускаемая высота профиля мо-
жет изменяться линейно (рис. 3.3). Эти условия определяют со-
бой высоту лонжерона, который в конструкции лопасти со сталь-
232

(3. 10)
ным лонжероном и стеклопластиковым каркасом может быть
не более величины, которая примерно на 2% хорды меньше тол-
щины профиля.
Найдем значение радиуса лопасти г(, начиная от которого к
комлю лопасти дальнейшее увеличение строительной высоты для
соблюдения условия <3.9) невозможно без нарушения допусти-
мой высоты профиля, и для выполнения условия (3.9) необхо-
димо дополнительное утолщение стенок лонжерона.
Увеличение относительного погонного веса лопасти
di/i—вследствие увеличения площади сечений лонжеро-
на от радиуса г2 до п (см. рис. 3.2) может быть определено при
условии (3.5) по приближенной формуле
-	1 — г, — а (1 — <7Ж)
--------i ' ~ ~
а - y (г2 + ЙЙ - 2ri)
полученной исходя из допущения, что на участке от й до г2 по-
гонный вес изменяется линейно. Формулу (3.10) можно было бы
и уточнить, введя закон изменения погонного веса, точно соот-
ветствующий условию (3.5). Однако проделанные расчеты пока-
зывают, что для точности, требуемой при расчете веса лопасти,
в этом нет необходимости.
Из условия, что на радиусе й с погонным весом -f-
и предельной допустимой высотой лонжерона ЛЛ1 напряжения
изгиба от собственного веса лопасти должны быть равны
(Ои.тг)доп. ПОЛУЧИМ
(1 -ЙР+ Й)2
я ____________
I 4-	“	Gk
Здесь	(Диэг--"’	, (3.12)
R1	у
где Л;(1 = 2и^1/Л определяется для лонжерона с высотой ЛЛ|.
Для круглой цилиндрической трубы с тонкими стенками
Л»1=^лонж/2,	(3.13)
где t/лонж — наружный диаметр трубы лонжерона.
При реальных толщинах стенок можно принять
Лэ1=0,95(/ЛОнж/2.	(3.14)
Значение pi можно связать с удлинением лопасти л._
Введем понятие о приведенном удлинении лопасти /?)., где
H — R/Ro, а /?э= 16 м.
Тогда	RK-— ,	(3.15)
31 Roy
где	(3.16)
233
(3.11)

Допускаемые напряжения на изгиб от собственного веса ло-
пасти должны быть определены исходя из необходимости обес-
печить прочность в случае падения лопасти на ограничитель
взмаха, т. е.
I Зн»г)лы« 3pas₽/
где Стразр — напряжения изгиба в лонжероне, приводящие к раз-
рушению лопасти; f=l,5 — коэффициент безопасности; 6 — ко-
эффициент увеличения максимальных напряжений при падении
Рис. 3.4. Зависимость приведенного удлинения RK
лопасти со стальным трубчатым лонжероном от дли-
ны участка комлевого утяжеления, определяемою
относительным радиусом rt, при различных относи-
тельных весах каркаса лопасти GK
лопасти на ограничитель по отношению к напряжениям от соб-
ственного веса лопасти.
Поскольку б зависит от параметров лопасти и угла подъема
лопасти, с которого рассматривается ее падение на ограничи-
тель, то и (о1Яг)д<1я также будет величиной переменной. Мы здесь,
однако, чтобы излишне не усложнять анализ, положим для ло-
пасти со стальной трубой (Оизг)доп=2б кгс/мм2, тогда получим
ЯЛ = 208йэ)/₽1.
Следовательно, задавшись различными значениямий и вос-
пользовавшись формулами (3.10), (3.11) и (3.15), можно полу-
234

чить зависимость приведенного удлинения лопасти НХ от зна-
чения й при различных GK-
Такие зависимости для лопасти со стальным трубчатым лон-
жероном построены на рис. 3.4. Задавшись рядом целых значе-
ний приведенного удлинения лопа-
сти, можно построить значения ра-
диусов й в зависимости от <7К
(рис. 3.5). На этом же графике по-
строены и значения радиуса ft-
Из рис. 3.5 видно, что при малых
относительных весах каркаса
значение й, определенное по фор-
муле (3.3), может оказаться мень-
ше й. т. е. средний участок лопасти
так же, как в иных случаях и дру-
гие участки, может пропасть. В этом
случае в формулах (3.10) и (3.11)
нужно положить й=Й, a Agi=O.
3.1.5.	О разрывном участке лопасти
с прессованным лонжероном
Лопасть с прессованным лонже-
роном отличается тем, что момент
сопротивления лонжерона не может
быть увеличен без изменения пло-
щади его поперечного сечения, тзк
как контур внутреннего канала лон-
жерона постоянен по длине лопасти
Рис. 3.5. Положение границ
балластного и среднего разрыв-
ного участков и участка ком-
левого утяжеления в зависимо-
сти от относительного веса кар-
каса концевой части лопасти со
стальным трубчатым лонже-
роном
вследствие технологии прессования.
Поэтому для этой лопасти относи-
тельный радиус, с которого должно
начинаться увеличение момента со-
противления (без увеличения пло-
щади поперечного сечения), г3 сов-
мещается с относительным радиу-
сом й, начиная с которого площадь
поперечного сечения увеличивается
для обеспечения требуемого момеп-
та сопротивления.
Рассмотрим более общий случай, когда относительный ра-
диус й, определяемый по формуле (3.3), больше относительно-
го радиуса й-
В отличие от лопасти со стальной трубой значение эффек-
тивной высоты лонжерона h-л на радиусе п полностью опреде-
ляется высотой лонжерона йлопжг. радиусом инерции i прибав-
•235

ляемой площади лонжерона AFt и эффективной высотой лонже-
рона Л»2 в концевой части лопасти:
„ (	1	, \2
(1 — Ок) А»2 + С2 I 1 +	Д^1 j h.inH)Kli<7i
(1-гж+ ^>(1 + 1^)
где 5=2/(ЛлоНЖ1; Д^=—------------------=9*^;
Ллинж2*'локж
.*=—
У^лоиж2^лоиж
(3. 17)
(3. 18)
Здесь Ллонж 2 и ^ло«ж — высота и ширина лонжерона в конце-
вой части лопасти, а блопж=^лонж/^> значение а* обычно около
Рис. 3.6. Положение границ бал-
ластного и среднего разрывного
' частков и участка комлевого утя-
желения лопасти в зависимости от
относительного веса каркаса кон-
цевой части лопасти с дуралюми-
новым прессованным лонжероном
0,35... 0,45.
Для определения границы
между средним и комлевым уча-
стками так же, как и для лопасти
со стальным лонжероном, зада-
димся различными значениями п
и, воспользовавшись формулами
(3.10) и (3.11), определим Agi
и Рь
По полученным значениям р
и ЛЭ| определим приведенное
удлинение лопасти по формуле
(3. 15). Полагая для дуралюми-
нового прессованного лонжерона
(ои.-1г)доп = 8 кгс/мм2, получим
flX-ieSWpb (3.19)
Значения г, для ряда целых
значений приведенного удлинения
и зависимости положения границ
участков от величины (7К для ло-
пасти с прессованным дуралюми-
новым лонжероном даны на
рис. 3.6.
При сравнении рис. 3.5 и 3.6
следует обратить внимание на то,
что для лопасти с прессованным
лонжероном участок комлевого
утяжеления появляется при су-
щественно меньших приведенных
удлинениях Ж = 11... 12.
В частном случае, когда
Г1>Г2, средний разрывной уча-
233

сток для лопасти с прессованным лонжероном пропадает и ло-
пасть будет состоять только из двух участков — балластного л
участка комлевого утяжеления.
3.1.6.	Участок комлевого утяжеления лопасти
Участок лопасти от ее наконечника, расположенного на ра-
диусе г0, до радиуса г, будем называть участком комлевого утя-
желения лопасти (см. рис. 3.2).
Из рис. 3.5 следует, что лопасть со стальным достаточно вы-
соким в комле лонжероном, ограниченным высотами, указанны-
ми на рис. 3.3, при приведенных удлинениях до Ж=18,5 ... 19
не имеет участка комлевого утяжеления. Такой участок может
появиться при больших Лк, т. е. только у лопастей несущих вин-
тов особо больших диаметров и у лопастей с необычно больши-
ми удлинениями.
Изменение погонного веса лопасти на участке комлевого утя-
желения связано с увеличением толщин стенок лонжерона в со-
ответствии с условием (3.9). Увеличение относительного погон-
ного веса в диапазоне радиусов от й до г0 (см. рис. 3.2) может
быть определено по следующей приближенной формуле:
Д*>=----, 2Д\-27	(3-20)
Ро 1-^")
где Д7О=-^-;	= —r0;
(3.21)
Здесь Ot,— суммарный вес разрывного и балластного участ-
ков лопасти.
Для лопасти со стальным лонжероном значение 0о вычисля-
ется по формуле
и __	(°изг).<ич _ о ПП1
--------ST’ ( )
где АЭо определяется по выбранным размерам трубы лонже-
рона, а значение приведенного удлинения Ик уже определено по
формуле (3.15).
Для лопасти с прессованным лонжероном по аналогии с фор-
мулой (3.17) можно записать
-	,	/ I -= V -
(1 — О«)	I 1 + „
Л, -------------=------ У 2^=----,	(3.23)
(1 —	-(- Д<7<|) (1 + Д^о)
где ЛЭ1 — эффективная высота лонжерона в сечении на радиусе
237

Г|, определенная но формуле (3.17); Адонж ।— высота лонжерона на
том же радиусе, Ллонж 1 = й,юиж2(1+ДЛ];

(3.24)
Формула (3.23) может быть преобразована к виду
0о=
-	/ I _ \2 _
(1 — (7К) р! 4- РломжЦ 1-Нг д^о)
\ *со /
(1 - GK + Д?о) (I + д70)
(3. 25)
Подставив затем 0О в формулу (3.20), получим для определения
Д?о довольно сложное уравнение четвертой, а при некоторых
уточнениях и более высокой степени.
Это уравнение можно решить методом последовательных при-
ближений, полагая в первом приближении Д/’о=О, а затем в
следующих приближениях, определяя его по полученному значе-
нию Адо. При этом
tyo
I -|- A?g
(3.26)
где Л=—
2
1 - \2
I-________1-5к	_21_
?лонж1	,	1 ,р\2
1 + ~ Д/^0 I
(3.27)
5=(1-0к)
1 4~ Д^7о
1 А р Рлокж!
(3. 28)
L
В этих выражениях
£ = 2Д~Г
1-^
Зро
2—
й _______ ЕоЛЛСУ1Ж1 (Ддг)
ГЛО1Ж1
(3. 29)
ЯХ flvV
ГДе Л.юнгк 1 — Йлонж 1/Й-
В процессе последовательных приближений целесообразно
уточнить и коэффициент L, полагая в нем вначале ро=О, а затем
уточняя ₽о по формуле (3.25).
В частном случае, когда п>Г2 и средний разрывной участок
отсутствует, в этих формулах можно положить r2 = ri и Agi = 0.
Сечения лонжерона на участке комлевого утяжеления под-
чинены соблюдению условия (3.9). Напряжения от центробеж-
ных сил при этом падают ниже (ац.с)доп (см. рис. 3.2).
238

3.1.7.	Общий вес пера лопасти
Представив изменение погонного Ьеса по длине лопасти в
том виде, как это показано на рис. 3.2, и воспользовавшись зна-
чениями и Д^о, вес пера лопасти можно определить по фор-
муле
Ga=Riq»t,	(3.30)
где i — некоторая функция, зависящая от безразмерных пара-
метров а, рь Ро и <7К,
Если ввести понятие о весе квадратного метра площади кон-
цевого участка лопасти
qi—q^a'b,	(3.32)
то вес пера лопасти можно будет представить в виде
Qn=iqtbR.	(3.33
Отсюда следует, что i — это коэффициент утяжеления пера
лопасти в среднем по сравнению с весом квадратного метра ее
концевого участка.
Значения i для различных приведенных удлинений лопасти
со стальным лонжероном показаны на рис. 3.7,
Рис. 3.7. Зависимость коэффициента утяжеления
лопасти i от относительного веса каркаса се кон-
цевой части при различны^ приведенных удлине-
ниях RK
239

Таким образом, из формулы (3.33) следует, что при выбран-
ном приведенном удлинении вес лопасти определяется весом
квадратного метра ее концевой части и общей площадью ло-
пасти.
Вес квадратного метра площади, или, как мы будем в даль-
нейшем называть, удельный вес концевой части лопасти qt2 сос-
тавляют веса каркаса (с противовесом) и лонжерона лопасти.
Рассмотрим, от каких параметров зависит этот вес.
3.1.8.	Удельный вес конструкции каркаса
(вместе с противовесом) концевой части лопасти
Рассмотрим типичную современную конструкцию каркаса ло-
пасти. выполненного на основе стеклопластика. Эта конструк-
ция позволяет получить минимальный вес каркаса лопасти на
стальном трубчатом лонжероне.
Конструкция такого каркаса выполняется следующим обра-
зом (см. рис. 3.1). На лонжероне через так называемые ком-
пенсаторы крепится стеклопластиковая коробка носка лопасти,
к которой приклеиваются отсеки хвостовой части с сотовым за-
полнителем и стеклопластиковой обшивкой. Пространство
между коробкой носка лопасти и лонжероном заполняется пе-
нопластом. Внутри носовой части коробки помещается противо-
вес. По наружному контуру носка располагается противообле-
денительная система и противоабразивная защита лопасти.
Для дальнейшего важно не только определить минимально
возможный удельный вес каркаса, но и характер его изменения
в зависимости от величины хорды лопасти.
Погонные веса элементов каркаса, заполняющих -какую-то
часть сечения профиля лопасти, пропорциональны квадрату хор-
ды. Это пенопластовый и сотовый заполнитель, нервюры, про-
кладки, компенсаторы и клей, используемый для склейки и при-
клейки сот и других элементов каркаса. Обшивка хвостовых от-
секов до величины хорды примерно 0,5 м из конструктивных
соображений выбирается толщиной не менее 0,3 ... 0,4 мм и по-
этому ее вес оказывается пропорциональным хорде лопасти.
С увеличением хорды толщину обшивки в месте крепления к но-
совой коробке приходится увеличивать по соображениям проч-
ности. Погонный вес усилений обшивки возрастает пропорцио-
нально квадрату хорды. Такой же характер зависимости от хор-
ды и у погонных весов усилений обшивки носовых частей. Боль-
шая часть погонного веса носовой коробки, а также погонный
вес противообледенительной и противоабразивной защиты ло-
пасти и вес межотсечных вкладышей пропорциональны первой
степени хорды.
Погонный вес противовеса меняется пропорционально погон-
ному весу каркаса, поэтому его можно разделить на две части,
240

изменяющиеся пропорционально первой степени и квадрату хор-
ды лопасти.
Минимально возможный погонный вес, являющийся суммой
весов всех перечисленных элементов каркаса, отнесенный к хор-
де, может быть получен как qK—b	—h
где для элементов, удельный вес которых пропорционален хорде,
значения &Цц/&Ь равны:
кгс/м1
Пенопластовый заполнитель....................................1.6
Сотовый заполнитель..........................................1,28
Компенсаторы и прокладки .	 1,88
Усиления обшивки носовой части...............................1,88
Усиления обшивки хвостовых отсеков...........................1,2
Нервюры......................................................0,36
Клей.........................................................0.76
Изменяемая часть противовеса.................................1,08
X1 Л?к‘
^4 ХЬ
I
10,1
и для элементов с удельным весом, не изменяющимся с измене-
нием хорды, значения Лд,( составляют:
кгс/м2
Противообледенительная и противоабразнвная защита .	. .	.1,36
Неизменяющаяся часть носовой и хвостовой обшивок .... 1,6
Межотсечные вкладыши.........................................0.22
Неизменяемая часть противовеса...........................  .	2,00
На рис. 3.8 приведены фактические веса этих элементов для
трех размеров лопастей и принятые зависимости, в которых уч-
тены необходимые изменения конструкции в соответствии с сов-
ременными представлениями.
Таким образом, минимальный удельный вес каркаса стекло-
пластиковой лопасти со стальным лонжероном может быть пред-
ставлен в виде следующей зависимости:
дк=5,2+ 10,1ft.	(3.34)
На рис. 3.9 эту зависимость можно сопоставить с фактичес-
кими удельными весами каркаса лопастей. Такой же анализ вы-
полнен для получения зависимостей удельного веса каркаса от
величины хорды и для лопастей с прессованным лонжероном
(рис. 3.10).
Для лопастей такой конструкции, выполненных с учетом по-
следних достижений в снижении веса, эта зависимость может
быть представлена в виде
= 5,04-5,0ft.	(3.35)
241

4xL .,<гс1ллг
Рис. 3. 8. Зависимость удельного веса различных элемен-
тов каркаса лопасти со стальным трубчатым лонжеро-
ном и стеклопластиковым каркасом от хорды лопасти н
весовые данные построенных и проектируемых лопастей:
Г—обшивка носка; 2—компенсаторы и прокладки; 3—нервюры;
4— противовес; 5—обшивка хвостовых отсеков с усилением: 6—
пенопласт; 7—клей; в—хвостовой ci рингер; 9— противообледени-
тельная it протнвоабразивная защита; 10-сотовый заполнитель:
II—нежотсеииые вкладыши: Л—точка, относящаяся к конструк-
ции с уменьшенным пространством между контуром и лонже-
роном; 5—точка, относящаяся к конструкции лопасти, не имею-
щей оковок
Рис. 3.9. Удельные веса каркаса qK и
концевой части i?s лопасти со стальным
лонжероном и стеклопластиковым карка-
сом, соответствующие различным весо-
вым уровням (заштрихована область,
неприемлемая для использования из-за
потери устойчивости лонжерона: круж-
ками обозначены значения удельного
веса стсклопластикового каркаса в кон-
струкциях лопастей со стальным лонже-
роном, квадратами — значения удельного
веса дуралюминового каркаса в конст-
рукциях лопастей с прессованным лон-
жероном; указан также удельный вс.
каркаса лопасти вертолета Ми-6 сме-
шанной конструкции)
242

Для сравнения удельные веса каркаса ряда серийных лопас-
тей с прессованным лонжероном приведены на рис. 3.9. Там же
Рис. 3. 10. Сечение лопасти с дуралюминовым прессованным лонжероном
приведен удельный вес каркаса серийной лопасти вертолета
Ми-6, выполненной, как известно, по весьма сложной конст-
руктивной схеме.
3.1.9.	Удельный вес концевой части лонжерона и лопасти
Для облегчения лопасти вес лонжерона в ее концевой части
следовало бы максимально уменьшить. Это было бы наиболее
эффективной мерой снижения веса. Снижению веса лонжерона
кроме общих требований к величине массовой характеристики
жесткости лопасти на кручение и соображений по потере устой-
чивости препятствуют только технологические трудности.
Весьма трудно, хотя и возможно, изготовить трубу лонжеро-
на с толщиной стенки на конце, меньшей чем 6 = 2 мм. Это огра-
ничение приводит к тому, что удельный вес стального лонжерона
на конце, если принять его периметр равным S.1Ohi« = 0,5I2Z>, не
может быть ниже чем ?лонж=8 кгс/м2.
Для лопастей с прессованным дуралюминовым лонжероном,
несмотря на то, что его периметр составляет обычно около
5лопж=1,15&, удельный вес лонжерона на конце оказывается не-
сколько меньшим и при толщине стенки 6=2 мм составляет око-
ло = 6,1 КГС/M2.
Введем понятие весового уровня концевой части лопасти,
оценивая его по толщине стенки лонжерона, приведенной к пери-
метру, равному 0,5126 для стальной трубы, и к периметру, рав-
ному 1,156 для прессованного лонжерона. Причем порядковый
номер Л' каждого уровня примем совпадающим с толщиной
стенки в миллиметрах, т. е. лопасть с толщиной стенки лонже-
рона на конце 4 мм будем относить к IV весовому уровню.
На рис. 3.9 показаны удельные веса лопасти со стальным лон-
жероном и стеклопластиковым каркасом, соответствующие раз-
личным весовым уровням. Эти удельные веса описываются фор-
мулой
^=5,24-4^4-10,16.	(3.36)
На рис. 3.5 значения ffK, соответствующие этим уровням, раз-
личные в зависимости от хорды лопасти, можно сопоставить с
Делением лопасти на участки.
243

Аналогично удельные веса концевой части лопасти с дуралю-
миновым прессованным лонжероном можно описать формулой
^=5,0+3,05^+5,00.	(3.37)
Значения этих удельных весов в зависимости от величины
хорды лопасти для разных Л' показаны на рис. 3.11.
Рис. 3.41. Вес квадратного метра
концевой части лопасти с дуралю-
миновым прессованным лонжеро-
ном (заштрихована область, не-
приемлемая для использования
из-за потери устойчивости лонже-
рона при pmin/d=2,6; квадратами
обозначены значения удельного ве-
са каркаса лопастей с дуралюмино-
вым прессованным лонжероном)
3.1.10.	Вес пера неутяжеленных и удлиненных лопастей
Из рис. 3.5 и 3.6 следует, что до определенных значений при-
веденного удлинения лопасть состоит только из среднего и бал-
ластного участков, а при	— только из одного балласт-
ного участка и не имеет участка комлевого утяжеления. Такие
лопасти будем называть неутяжеленными, а то максимальное
удлинение, при котором еще не появляется участок комлевого
утяжеления, будем называть максимальным неутяжеляющим
удлинением лопасти (Ап.у)тах- Из указанных рисунков следует,
что для лопасти со стальным лонжероном и стеклонластиковым
каркасом Я(лн.у)тах = 18,5 ... 19, а для лопасти с дуралюмино-
вым прессованным лонжероном Л(Хи.у)тах=Н ... 11,5.
Для неутяжеленных лопастей значение i=i0 можно опреде-
лить из формулы (3.31), положив в ней Дг=0 и й = го.
4о==1—го т ~ ^<71(г2 — Tj).	(3.38)
Значения i0 приведены на рис. 3.7.
Следовательно, вес пера неутяжеленных лопастей может
быть определен по формуле
Ot,=QibR.
(3.39)
244

Для оценки веса пера удлиненных лопастей с приведенными
удлинениями ЛХ>7?(Хн.у)тах построим график зависимости отно-
сительного утяжеления i = i/i0 от приведенного удлинения Лк.
На рис. 3.12 приведена эта зависимость для лопасти со сталь-
ным лонжероном и стеклопластиковым каркасом, а на рис. 3.13--
для лопасти с прессованным дуралюминовым лонжероном.
Рис. 3. 12. Зависимость коэффициента относи-
тельного утяжеления лопасти i от приведенно-
го удлинения RK для лопасти со стальным
трубчатым лонжероном и стеклопластиковым
каркасом
Для значений соответствующих применяемым весовым
уровням лопастей, эти зависимости можно приближенно пред-
ставить в виде
7=1 + ах^(А-л0),	(3.40)
где коэффициент ах =0,015 для лопасти со стальным лонжеро-
ном и ах=0,011 для лопасти с прессованным дуралюминовым
лонжероном.
Значение приведенного удлинения Я?ч>, с которого начинается
заметное увеличение веса лопасти, несколько больше чем
Я(Л.н.у)тах и может быть принято равным ЛЛо = 2О для лопасти
со стальным лонжероном и 7?Х<>= 12,4 для лопасти с прессован-
ным дуралюминовым лонжероном.
Такой подход позволит оценить вес пера лопасти по общей
формуле
0я=^М?|1+ода-М.	(3-41)
где выражение в квадратной скобке отличается от единицы
только для лопастей с приведенным удлинением
Расчеты, выполненные по формуле (3.41), показывают, что
вес пера лопасти довольно слабо возрастает даже при весьма
245

существенном увеличении приведенного удлинения лопасти. Од-
нако это возрастание веса все же может оказывать известное
влияние на выбор оптимальных параметров вертолета, что уже
было показано в гл. 2.
Рис. 3-14. Максимально допу-
стимые удлинения лопасти, ог-
раниченные по утяжелению
комлевого участка лопасти
р.о), по максимально допусти-
мому прогибу у=0,12 (Х„) и по
максимально допустимой мас-
совой характеристике лопасти
Л л mm=5,5 (Ху):
/—лопасть со стальным лонжеро-
ном и стеклопластнкооым карка-
сом (/?>ч>=20); 2—лопасть с прессе
ванным дуралюминовым лоижеро
ном	12.4); — 1 1 Кд — •——Ьд
-------1т
стальным и прессованным
Рис. 3.13. Зависимость коэф-
фициента относительною утя-
желения лопасти г от приведен-
ного удлинения Rk для лопасти
с прессованным дуралюмино-
вым лонжероном
На рис. 3. 14 наряду с ограни-
чениями удлинения лопасти по
максимально допустимым значе-
ниям массовой характеристики Ху
и прогиба конца лопасти Ху пока-
заны зависимости Ло от радиуса
несущего винта для лопастей со
дуралюминовым лонжеронами.
3.1.11.	Уточнение формул для расчета погонного веса лопасти
со стальным лонжероном при особо больших удлинениях
Если рассматривать лопасти со стальным лонжероном н при-
веденными удлинениями 7?Х>25, у которых участок комлевого
утяжеления простирается до радиуса п>Гн.огр» то в расчет Ago
должно быть введено уточнение.
Представим, что
Дд0= Ago 4- Ago,
(3-42)
‘246

где Ago7 — относительное увеличение погонного веса лопасти
от радиуса п до Ги.огр. a &qD" — от радиуса гп.ОГр до г0.
Тогда	Д^=------ ;	(3.43)
31L з₽г]
^о=—г ~ХГ<1• (^.44)
И1" и
I J
где Аг Г| г„ЛГр, Аг =гя>0Гр г0.
Важно, что здесь при определении р1 вводится эффективная
высота лонжерона на участке, где эта высота ограничена отно-
сительной ТОЛЩИНОЙ Профиля СПроф~ 10%.
Коэффициент утяжеления такой лопасти можно определить
как
1 — I — ri+U + А?1) Дг ~Ь“ Д<71(гз~ г 1) (— Аг'4~ ApJ Д^о4-
4-La^aP'.	(3.45)
3.1.12.	Ограничение размеров лопастей, определяемое потерей
устойчивости лонжерона
С увеличением поперечных размеров сечения лонжерона при
сохранении неизменными толщин его стенок критические напря-
жения потерн устойчивости лонжерона при его изгибе в направ-
лении действия сил собственного веса лопасти значительно па-
дают.
Если положить, как это принято для ряда построенных ло-
пастей, что критические напряжения потери устойчивости окр
не должны быть ниже предела текучести материала лонжерона
Os, то окажется, что толщины стенок лонжерона не могут быть
сделаны меньше определенных значений дтщ, определяемых по
графикам, приведенным на рис. 3.15 и 3.16. На этих графиках
критические напряжения для стального трубчатого и прессован-
ного дуралюминового лонжерона с профилем, показанным на
рис. 3.10, построены в зависимости от радиуса кривизны q ниж-
ней стенки лонжерона.
При определении анр для стального трубчатого лонжерона
использована формула (10), приведенная на стр. 421 справоч-
ника [1], а для дуралюминового прессованного лонжерона —
формула для критических напряжений сжатия в дуралюминовых
пластинках (13) на стр. 424 того же справочника. На рис. 3.16
показаны также критические напряжения при разрушении (ог
потери устойчивости стенки) лонжеронов лопастей двух верто-
летов.
247

Основываясь на выполненных конструкциях и тех соотноше-
ниях геометрических размеров лонжерона и хорды профиля, ко-
торые в настоящее время признаны оптимальными, можно счи-
тать, что максимальное значение радиуса кривизны у на относи-
тельном радиусе гд связано с хордой лопасти соотношениями:
{>/6 = 0,4 для лопасти со стальным лонжероном и стеклопласти-
ковым каркасом (например,
для лопасти вертолета В-12) и
{>/6 = 2,6 для лопасти с прессо-
ванным дуралюминовым лон
жероном. На рис. 3. 15 и 3. 16
даны значения хорд лопасти,
соответствующие указанным
соотношениям ц/Ь.
Рис. 3.15. Зависимость критических на-
пряжений потери устойчивости при изги-
бе стального трубчатого лонжерона с
овальной формой сечения от радиуса
кривизны его нижней поверхности Q и
толщины стенки 6 и соответствующие
значения хорд лопасти при соблюдении
условия р/Ь = 0,4
Рис. 3. 16. Зависимость критиче-
ских напряжений потери устойчи-
вости при изгибе луралюми ново-
го прессованного лонжерона от
радиуса кривизны его нижней по-
верхности р и толщины стенки лон
жерона 6 и соответствующие зна-
чения хорд лопасти при условии
(>/6=2,6
Приняв эти соотношения неизменными для лопастей разных
размеров, по графикам этих рисунков можно получить макси-
мальные значения хорды лопасти при выбранной толщине стен-
ки лонжерона.
Обратим, однако, внимание на то, что не обязательно крити-
ческие напряжения потери устойчивости лонжерона должны
быть больше предела текучести его материала. Так, на верто-
лете Ми-4, при многолетней эксплуатации которого не было ни
одного случая потери устойчивости лонжерона, критические на-
пряжения
ок1) = 0,8з5.
(3.46)
248

Поэтому при соответствующей проверке прочности лопасти
на случай ее падения на ограничитель такая величина критичес-
ких напряжений может быть допущена и для других лопастей.
3.1.13.	Общий вес лопасти и возможный подход к оценке
минимально осуществимого веса лопасти
Общий вес лопасти складывается из веса пера лопасти и
веса ее комлевого узла для крепления лопасти к втулке, кото-
рый обычно называют наконечником лопасти
О,=Оп + О«зк.	(3.47)
Если принять предложенные выше значения для q/Ь, то при
соблюдении условия ОцР=0,8аз некоторая область с малыми тол-
щинами стенок лонжерона окажется неприемлемой для исполь-
зования вследствие потери статической устойчивости лонжерона
(см. рис. 3.9 и 3.11). Следовательно, ограничения по устойчиво-
сти лонжерона не позволяют иметь удельный вес концевой ча-
сти лопасти ниже определенного минимального значения (<?01О|П ,
и вес пера лопасти нельзя сделать меньше чем
(ОЛй-Пйк«-	(3.48)
Оценив минимальный вес наконечника, который может быть
сделан только на современном уровне развития технологии и
конструирования (GuaiOmtm будем считать, что минимальный вес
лопасти может быть определен как
(Ол).|П=(ОЛ1в+(О«жи-	(3.49)
3.1.14.	Приближенная формула для определения
минимального веса лопасти
Если определить относительный вес концевой части каркаса
лопасти как
и по этим значениям по формуле (3.38) или по рис. 3.7 опреде-
лить i0, то значение <<(<7&)П|В для применяемых значений хорд
лопасти окажется приближенно равным
<о(^)т|П=^*°-М5»	(3.50)
где (/„ = 31,2, для лопасти со стальным лонжероном и стекло-
пластиковым каркасом и
/otoU=^78S.	(3.51)
где <?п = 32, для лопасти с дуралюминовым прессованным лон-
жероном.
249

Не будет большой ошибки, если округленно положить
(3-52)
где <7п* = 30,9. Подставив это выражение в формулу (3.48) с уче-
том (3.40), получим
(3-53)
Ниже будут проанализированы возможные веса наконечни-
ков лопасти и зависимость их веса от величины центробежной
силы.
Здесь же для приближенной оценки веса можно положить,
что вес наконечника составляет постоянный процент от веса
пера лопасти. Тогда для оценки веса лопасти в целом может
быть применена аналогичная (3.53) формула того же вида:
{1 +	(X—Ч) 1 •	(3.54)
Эту формулу можно считать общей для оценки минимально
осуществимого веса как лопастей со стальным лонжероном и
стеклопластиковым каркасом, так и лопастей с дуралюминовым
прессованным лонжероном, только значения <?л* будут несколь-
ко отличаться из-за различий в удельных весах концевой части
лопасти и в весах наконечников лопасти.
3.1.15.	Вес наконечника лопасти
Вес наконечника у существующих серийных лопастей несу-
щего винта составляет обычно от 10 до 17% веса лопасти, т. е.
L &нак________?
Гили'“~—тяг • -
0, Ki
---9
^нак^^гс
Ми-8 (лопасть серийная) а
_______________________|	\6Мак-Ю.5кгс'''^
юном и стеклопласта- ьнак~'ьыкгс
0,1
Лопасти со стальным лон-
жеpi_______________ _
новым каркасом:
^-проект
о-построенные
а-лопасти с прессован-
. ным оуралюминоВым
лонжероном ।
0,06
0 8 -12
GunМ =82 нес
0,05
Рис. 3.17. Статистические данные весов
узлов крепления лопасти (наконечников
лопасти) для двух типов конструкции
значительную долю их веса.
Его вес удобно оценивать
по тем же формулам, что и
вес втулки несущего винта.
Примем, что
^зк^нак^.,)3/2,	(3.55)
где Nn — центробежная си-
ла лопасти в тс.
На рис. 3.17 приведены
значения &1)ак для различных
построенных лопастей и для
проекта лопасти со сталь-
ным лонжероном и однэ-
опорным фланцевым нако-
нечником с использованием
титана. Из этого рисунка
видно, что при современном
уровне технологии изготов-
ления труб наконечник ло-
пасти со стальным трубчз-
H j/F' нгс
250

тым лонжероном можно сделать с весовым коэффициентом
Лнак=0,055.
Значения весовых коэффициентов наконечников лопастей с
прессованным дуралюминовым лонжероном существенно выше,
и в лучшем случае этот коэффициент удалось получить рав-
ным 0,135.
3.1.16.	Уточнение приближенной формулы для минимального
веса лопасти
Определим отношение веса наконечника к весу пера лопасти.
Если положить, что
(3,56)
а вес пера лопасти определить в соответствии с выражением
(3.53), приближенно рассматривая только неутяжеленные ло-
пасти
(3.57)
то в соответствии с формулой (3.55) и полагая гц.т=0,5, полу-
чим значение относительного веса наконечника:
*н,к=3,87^^ (/7Я//?)’	(3.58)
где Uя=ия/и(LG?,=22O м/с).
Приняв приближенно <?п* & 30 и Лиак = 0,055, получим мини-
мальные значения коэффициента А-цак Для лопасти со стальным
лонжероном и стеклопластиковым каркасом, показанные на
рис. 3.18. Тот же коэффициент для лопасти с прессованным
Дуралюминовым лонжероном будет в 2,5 раза больше.
С учетом этих результатов приближенную формулу для ве-
са лопасти (3.54) можно записать как
(OJmin=(1 + А™)	[ 1 + (X - М- (3- 59)
251

Значение выражения (1+£нак) при коэффициентах, приведен*
ных на рис. 3.18, и используемых параметрах лопасти можно
приближенно определить по формуле
_	10,1(1,65- 1К Л)
1 + А.ЗК = 1.3*	,	(3.60)
что дает возможность несколько уточнить формулу (3.54).
Если рассматривать лопасти с радиусом 16 м, то форму-
ла (3.60) может быть представлена в виде
*0,о«
(3.61)
Следовательно, формула для минимально осуществимого ве-
са лопасти со стальным лонжероном и стеклопластиковым кар-
касом с учетом формул (3.50) и (3.61) может быть записана
как
(Ол)т1п=43&’-79^[1-Ьах^(А-М1-	(3-62)
Однако уточнения, вносимые при расчете по этой формуле,
по сравнению с расчетами по формуле (3.54) не столь сущест-
венны, чтобы их принимать во внимание при выборе параметров
вертолета.
3.1.17.	Зависимость минимального веса лопасти, полученного
по приближенным формулам, от ее хорды и радиуса
несущего винта
Если определить минимальный вес пера лопасти по формуле
(3.48), то минимальный вес лопасти в целом можно-вычислить
по формуле
lO.,U=(i+^aK)/o(?x)raln^[14-ax(k-k0)].	(3.63)
На рис. 3.19 приведены графики зависимости веса квадрат-
ного метра лопасти (G„)mln/bR от радиуса несущего винта для
ряда значений хорд лопасти.
Некоторое_снижение веса квадратного метра лопасти на уча-
стке до	объясняется только изменением веса наконеч-
ника, который падает с увеличением R в связи с уменьшением
центробежной силы лопасти (при <aR = const).
Значения приведенных весов могут быть сопоставлены со
значениями коэффициентов k„, показанных на том же графике.
Из этого сопоставления видно, что зависимость веса лопасти от
ее хорды и радиуса совершенно не совпадает с законом Ал =
= const. Для того чтобы сопоставить эти результаты с расчетами
по формуле (2.8) гл. 2, построим зависимости коэффициента
по радиусу несущего винта
я(>.)07Ол	_ 4^)0+*»«) /Ч 641
4 Ы?’>7(1 +atf(K-Ml 2.4IA0'7
252

Эти зависимости показаны на рис. 3.20. Из них видно, что
для всех рассмотренных размеров лопастей при м коэф-
фициент kn* оказывается лежащим в достаточно узком диапа-
Рис. 3.19. Зависимость минималь-
ного веса лопасти, отнесенного
к bR, от радиуса несущего винта
при различных хордах лопасти
зоне &л* = 12,8	14,6 для лопастей со стальным лонжероном
и стеклопластиковым каркасом и в диапазоне Лл*=14 ... 16
для лопастей с дуралюминовым прессованным лонжероном.
Рис. 3.20 Значения весового коэффициента 1гд * для
рассмотренных типов лопастей во всем диапазоне рас-
смотренных значений Ь и R:
-----лопасть с дуралюминовым прессованным лонжероном;
—	- лопасть со стальным трубчатым лонжероном
Следовательно, характер зависимости веса рассмотренных кон-
струкций лопасти от ее хорды и радиуса достаточно близок к
закону A.i* = const, что оправдывает применение формулы (2.8).
253

3.1.18.	Оценка общего веса лопастей при заданных толщинах
стенок концевой части лонжерона
Реально в силу целого ряда как технологических, так и кон-
структивных соображений построенные лопасти имеют вес, боль-
ший минимально осуществимого. Поэтому важно оценить вес
лопастей, выполненных с различными весовыми уровнями конце-
вой части лопасти, с тем чтобы представлять другие возможные
ограничения, действующие при проектировании лопасти. Вес
каркаса лопастей примем таким, каким он был определен в под-
разд. 3.1.8.
Вес лопастей будем оценивать по коэффициенту k„ (см. под-
разд. 2.2.1).
Если по аналогии вес пера лопасти представить как
G„=^-b/?,	(3.65)
Л
то значение kn можно выразить через коэффициенты формулы
(3.33)
(3.66)
Вес лопасти, как и выше, получим, сложив вес пера с весом
наконечника, при помощи которого лопасть крепится к рукаву
втулки.
Полагая, что центробежную силу лопасти можно представить
по формуле (3.56), и подставив в нее значение Gn по формуле
(3.65), получим, что весовой коэффициент лопасти можно запи-
сать как
+	1/-Аг)*-	<3'67’
В качестве примера значения весового коэффициента k„,
подсчитанные по формуле (3.67) для различных весовых уров-
ней лопастей с удлинением А. = 20 и в предположении, что r„.t =
=0,49 и й„ак=0,055 для лопастей со стальным лонжероном и
&иак“0,135 для лопастей с прессованным лонжероном, в зави-
симости от радиуса несущего винта приведены на рис. 3.21.
Как уже было сказано, эти значения коэффициентов подсчи-
таны для конструкций с весом каркаса лопасти, который может
быть достигнут при современном уровне конструирования и ко-
торый следует рассматривать как весьма малый. Размеры попе-
речных сечений лонжерона взяты максимально приближающи-
мися к контуру профиля, чтобы по возможности уменьшить вес
элементов каркаса, образующих этот контур. Такой подход оп-
равдывается и тем, что максимально увеличивается жесткость
лонжерона на кручение. Но при этом из-за увеличения радиусов
кривизны нижней поверхности лонжерона и уменьшения толщи-
254

мы стенок падают критические напряжения потери устойчивост*
лонжерона при изгибе. Это обстоятельство, как уже было ска-
зано, приводит к ограничению минимальных значений весовых
коэффициентов ka.
На рис. 3.21 приведены такие ограничения при соблюдении
условия, по которому критические напряжения потери устойчи-
вости лонжерона при изгибе не должны быть ниже чем 0,8 о®
Рис. 3.21. Расчетные значения весовых
коэффициентов кл двух типов конст-
рукции лопастей с удлинением Х=20 в
зависимости от радиуса несущего винта
при различных весовых уровнях, опреде-
ляемых толщиной стенки лонжерона:
— -лопасть со стальным лонжероном;
— —’—лопасть с дуралюминовым лонжероном
Кроме того, как видно из рис. 3.21, при малых радиусах, а
соответственно и хордах лопасти несущего винта, так как здесь
принято, что X=const, вес лопасти возрастает еще более резко
из-за ограничений, связанных с трудностью осуществления лон-
жеронов с толщиной стенки, меньшей чем 6 = 2 мм. Поэтому для
таких лопастей следует рассматривать иные конструкции, на-
пример с лонжероном С-образной формы.
3.1.19.	Результаты проделанного анализа и выводы
Проделанный анализ весовой структуры прямоугольных в
плане лопастей, и в частности двух типов конструкции — со
стальным и прессованным лонжеронами, показывает, что ми-
нимально осуществимый вес лопасти пропорционален весу квад-
255

ратного метра ее концевой части и общей площади лопасти.
Причем поскольку вес квадратного метра каркаса концевой
части лопасти возрастает с увеличением хорды лопасти, то и вес
лопасти в целом в такой же степени возрастает с увеличением
ее хорды.
Таким же образом вес лопасти оказывается связанным и с
толщиной стенки концевой части лонжерона. Чем тоньше стенка
концевой части лонжерона, тем ниже будет вес концевой части
и общий вес лопасти.
Вес лопасти прямо не зависит от ее удлинения, если оно
меньше приведенного максимально неутяжеляющего удлинения
Я(А,|иу)тЯх. Эта зависимость проявляется косвенно: поскольку
вес квадратного метра каркаса концевой части лопасти зависит
от ее хорды, а при изменении хорды и неизменном радиусе ло-
пасти будет меняться и удлинение а, то вес лопасти будет воз-
растать с увеличением хорды и соответствующим уменьшением
ее удлинения. При удлинении, большем максимально неутяжеля-
ющего удлинения (Лц.у)max, вес лопасти, кроме того, увеличи-
вается и непосредственно с ростом ее удлинения вследствие не-
обходимости усиления комлевой части лонжерона.
Из этих закономерностей следует, что при постоянных окруж-
ной скорости вращения винта и хорде (ю/? = const и Ь =
= const) минимально осуществимый вес лопасти с удлинением,
меньшим /?(Лв.у)тах, увеличивается пропорционально ее радиусу,
а весовой коэффициент падает обратно пропорционально ра-
диусу лопасти. Следовательно, с увеличением радиуса несущего
винта лопасть может быть сделана с меньшим значением весо-
вого коэффициента Лл и соответственно с большим значением
массовой характеристики уо, т. е. относительно легче.
С увеличением хорды вес лопасти возрастает не пропорцио-
нально хорде, а быстрее вследствие увеличения веса квадратно-
го метра каркаса концевой части лопасти и необходимости при
больших поперечных размерах лонжерона увеличить толщины
его стенок для исключения потери устойчивости при падении
лопасти на ограничитель свеса.
Следовательно, при сохранении постоянной общей площади
лопастей всегда легче будет несущий винт с большим числом и
меньшей хордой лопастей, но при удлинении, не большем чем
максимально неутяжеляющее удлинение лопасти.
Из-за ограничения по потере устойчивости лонжерона весо-
вой коэффициент лопасти со стальным лонжероном и стекло-
пластиковым каркасом при А=20 (см. рис. 3.21) не удается сде-
лать ниже чем Лл = 5,4. Для лопасти с дуралюминовым прессо-
ванным лонжероном минимальное значение весового коэффици-
ента лопастей с таким же удлинением оказывается равным около
/гл»6,8, хотя возможно получение и более низких значений этого
коэффициента, если несколько увеличить высоту ребер лонжеро-
256

на (см. рис. 3.10) и таким образом повысить критические напря-
жения по потере устойчивости.
Следует обратить внимание также на дополнительное утяже-
ление рассмотренных типов конструкций при хорде, меньшей
6 = 0,25 м, для лопастей с прессованным дуралюминовым лон-
жероном и хорде, меньшей 6=0,45 м, для лопасти со стальным
трубчатым лонжероном и стсклопластиковым каркасом из-за
технологического ограничения толщины стенки лонжерона
dmtn = 2 мм. Для исключения этого утяжеления нужно искать ли-
бо технологические возможности для снижения толщин стенок
лонжерона до величин, меньших чем 6 = 2 мм, либо создавать
иные конструкции, например с лонжероном незамкнутой формы
сечения. В противном случае лопасти таких размеров будут от-
носительно существенно более тяжелыми.
Рассмотрение двух типов конструкций лопастей подтвержда-
ет известный и очевидный из общих соображений вывод о том,
что для разных размеров несущих винтов оптимальными с точ-
ки зрения минимально осуществимого веса могут оказаться раз-
личные типы конструкций лопастей.
Поэтому в статистических данных по весам лопастей различ-
ных конструкций не наблюдается таких резких различий в зна-
чениях весовых коэффициентов, которые получились по приво-
димым здесь расчетам. Однако общая тенденция снижения коэф-
фициентов кд с увеличением радиуса и уменьшением хорды ло-
пасти и резкое его возрастание при малых радиусах несущего
винта наблюдается и при рассмотрении данных построенных ло-
пастей, приведенных в гл. 2.
Несомненно, что описанные зависимости, полученные из рас-
смотрения двух типов конструкций, будут иметь примерно такой
же характер и для лопастей других конструкций. Поэтому при-
веденные в этой главе формулы с некоторыми уточнениями зна-
чений входящих в них коэффициентов могут быть использованы
и для других конструкций лопастей.
Конечно можно ожидать, что применение различных новых
технических решений позволит снизить минимально осуществи-
мый вес в некоторых современных конструкциях лопастей или
расширить область применения той или иной конструкции.
В то же время нет никаких оснований ожидать, что веса рас-
смотренных здесь типов лопастей могут быть существенно изме-
нены по сравнению с данными, полученными в результате приве-
денных здесь расчетов.
В заключение этой главы следует еще раз подчеркнуть, что
весь проделанный анализ выполнен, исходя из технологических
возможностей и требований статической прочности. Необходи-
мость соблюдения многих других условий может существенно
сказаться на сделанных здесь выводах, хотя эти условия могут
быть удовлетворены и не обязательно с большими затратами
веса.
9	833
257

НЕКОТОРЫЕ МЕТОДЫ РАСЧЕТА
СТОИМОСТИ РАБОТЫ ВЕРТОЛЕТА
4.1.	СТОИМОСТЬ ПРОИЗВОДСТВА ВЕРТОЛЕТА
Проделав все необходимые расчеты по методи-
ке, изложенной в предыдущих разделах, можно получить уве-
ренность в том, что выбраны такие параметры проектируемого
вертолета, которые обеспечат ему максимально возможное весо-
вое совершенство. Но появится ли одновременно достаточная
уверенность в том, что такой аппарат будет оптимален и с точки
зрения экономичности?
4.1.1.	Основные трудности при оценке экономичности работы
вертолетов
Традиционно принято считать понятия весового и экономиче-
ского совершенства летательного аппарата адекватными или
почти адекватными. Действительно, уже простейшие анализы
указывают на существующую зависимость между весом конст-
рукции и ее стоимостью (рис. 4.1). Чем больше вес конструкции
вертолета, тем дороже машина. Чем выше его весовая отдача,
тем выше и его производительность (при прочих равных усло-
виях). Поскольку отношение стоимости к производительности
считается наиболее универсальным критерием для оценки каче-
ства любого транспортного средства, кажется очевидным и вы-
вод: вес конструкции вертолета выгодно снижать всегда, когда
это представляется возможным.
В последнее время, однако, все чаще высказываются мнения,
что вертолет может быть иногда более тяжелым, но при этом
более экономичным (28 и 30]. Чтобы убедиться в том, что вы-
бранный вариант вновь проектируемого вертолета является оп-
тимальным и по экономическому критерию, нужно иметь надеж-
ные методы экономического расчета. Между тем из-за различ-
258

ных трудностей вплоть до последнего времени точность экономи-
ческих прогнозов, основанных на гипотезе «вес — стоимость»,
была невысокой. Ошибка в два и даже в три раза не была чем-
то из ряда вон выходящим. Проиллюстрируем сложность проб-
лемы примерами. Предположим, что требуется определить себе-
стоимость изготовления вертолета со взлетным весом порядка
3,5 тс (34,4 кН), способного 900 кгс (8,85 кН) груза перевезти

п
ю
в
6
о
40 50 СО во "
гс
2	3 Ъ 5 6 7 8910
Рис. 4.1. Стоимость вертолетов в зависимости от веса конст-
рукции (с—стоимость вертолетов па 5-й год производства,
отнесенная к стоимости вертолета Ми-1)
на дальность 100 км. Стоимость вертолета-предшественника,
имеющего взлетный вес порядка 7,5 тс (73,9 кН), грузоподъем-
ность около 2 тс (19,6 кН) и дальность 400 км, примем за 100%
(оба вертолета оснащены поршневыми двигателями). Примем
пока как аксиому утверждение: чем тяжелее машина, тем она
дороже. Допустим, что стоимость вертолета пропорциональна его
весу. Тогда стоимость 3-тонного вертолета из нашей задачи
должна была бы равняться примерно 40% стоимости 7-тонного
вертолета. А между тем соотношение стоимостей реально суще-
ствующих машин может быть совершенно иным.
Так, например, известны два вертолета, подобные рассмот-
ренным. При этом легкая машина в два с лишним раза дороже
тяжелой (при равном количестве выпущенных машин и при при-
мерно одинаковых ресурсах). Известны случаи, когда вертолеты
одного типа, построенные на разных заводах, отличались по сто-
имости в 1,5 раза. Если необходимо правильно сопоставить ма-
шины по их себестоимости изготовления, нужно учесть разли-
чия в оснащенности заводов-изготовителей современным обору-
дованием, в укомплектованности квалифицированными кадрами,
9*	259

в степени совершенства организации и в опыте производства
вертолетов, в меняющихся со временем стоимостях материалов и
иормочасов, а также учесть различия в географическом разме-
щении заводов-изготовителей. Но, как будет показано ниже, и
этого было бы недостаточно. Например, заводы известных аме-
риканских двигателестроительных фирм Лайкоминг и Дженерал
Электрик по своей оснащенности и квалификации кадров и опы-
ту производства турбовальных двигателей для вертолетов, на-
сколько можно судить по имеющимся публикациям, почти ни в
чем не уступают друг другу. Примерно одинаковы и другие
производственные условия, влияющие на стоимость их продук-
ции. В табл. 4.1 приведены характеристики двух типов верто-
летных двигателей этих фирм, по мощности относящихся к од-
ному классу, находившихся долгое время в массовом производ-
стве и конкурировавших между собой на мировом рынке.
Таблица 4.1
Характеристики ТВД Т-53 и Т-58 (по данным 1967 г.)
Характеристика	Тип двигателя	
	Дженерал Электрик Т-58 (устанавливается на вер- толетах: Сикорский S-61, Боинг-Вертол 107, Каман HU2K, на некото- рых модификациях вер- толета Белл .Ирокез', например UH-1F)	Лайкоминг Т-53 (устанавливается на основных модификациях вертолета Белл .Иро- кез')
Удельный расход топ- лива (гс/л. с ч)	286	322
Максимальная мощ- ность. л.с?	1280*	1100*
Вес, кге (Н)	138 (1360)	220 (2160)
Средняя цена на миро- вом рынке, тыс. дол. **	69	39
Цепа 1 кге двигателя, ДОЛ.	500	177,5
Цена 1 л. с. двигателя, ДОЛ.	55	35,6
*	В 70-х гг. мощность дена до 1500 л. с. *	* По данным на конец	новых модификации двигателей обоих типов дозе- 60-х гг.	
К данным табл. 4.1 следует добавить, что на момент срав-
нения межремонтные сроки обоих двигателей были примерно
одинаковыми, одного порядка был и выпуск этих машин.
260

Приведенные данные говорят о том, что, во-первых, распро-
страненный метод оценки стоимости одной машины прямо по
стоимости 1 кгс другой машины даже в тех случаях, когда обес-
печены равные производственные условия для обеих моделей,
может привести к грубым просчетам; во-вторых, цена как будто
бы мало влияет на масштабы применения: и тот, и другой тип
двигателя находились в массовом производстве.
Первое, несомненно, объясняется большей сложностью кон-
струкции ТВД Т-58, большей требуемой точностью изготовления
его элементов, соответственно и более сложной технологией.
Второе, предположительно, объясняется тем, что дополнительные
затраты на покупку более легких, но более дорогих двигателей
компенсировались либо возможностью увеличить при сохранении
расчетных взлетных весов платную нагрузку (производитель-
ность) средних вертолетов S-61 и BV-107*, на которые эти дви-
гатели устанавливались, либо, наоборот, возможностью умень-
шить их взлетные веса при сохранении заданной платной на-
грузки, что связано с уменьшением некоторых видов эксплуа-
тационных расходов, в частности с дополнительным уменьшением
стоимости топлива (помимо экономии на топливе за счет мень-
ших удельных расходов двигателя Т-58). Известно, что на этапе
выбора основных параметров вертолета уменьшение на 1 кгс веса
какою-либо из его агрегатов позволяет уменьшить взлетный вес
на несколько килограмм-сил [11]. Чем ниже весовая категория
проектируемой машииы, тем меньше этот выигрыш. Поэтому
возможно, что для легких вертолетов типа «Ирокез» увеличение
их стоимости из-за установки дорогих, но легких двигателей Т-58
не компенсировалось в достаточной степени увеличением их про-
изводительности и снижением некоторых эксплуатационных
расходов. Иными словами, в этом случае оказалось экономичес-
ки более выгодным создание машины с заведомо худшими, чем
это могло бы быть, весовыми характеристиками.
Следует заметить, что вертолет «Ирокез» с относительно тя-
желым двигателем Т-53 являлся к моменту выхода настоящей
книги самым массовым вертолетом на Западе. По сведениям
иностранной печати, к 1974 г. их общий выпуск превысил 16000
машин (для сравнения: количество построенных вертолетов како-
го-либо иного типа не превышало 4000 машин).
Возможно, что установка на некоторых модификациях вер-
толета «Ирокез» дорогого двигателя Т-58 (см. табл. 4.1) объ-
ясняется тем, что такие модификации создавались для выпол-
нения специальных задач, решение которых с помощью двига-
теля Т-53 оказывалось невозможным, например из-за повышен-
ных расходов топлива.
* Известно, что на нескольких первых прототипах вертолета BV-I07 бы-
ли установлены двигатели Т-53.
261

Так или иначе, но приведенный пример показывает, что оцен-
ка стоимости агрегатов нового вертолета по статистическим ве-
совым данным без достаточно точного учета особенностей конст-
рукции может оказаться не достоверной. Этот вывод подтверж-
Рис. 4.2 Первый регрессивный анализ. Соотноше-
ние между расчетной и реальной удельной стоимо-
стями основных агрегатов некоторых серийных
вертолетов:
/—вертолет «Модель I»; И—вертолет «Модель II»; ///—
вертолет «Модель III»; /—двигателя; 2—трансмиссия;
3—втулка; 4—лопасти: 5—фюзеляж; «—рулевой винт;
7—шасси; «—автомат перекоса; 5—оборудование (Ст«—
удельная стоимость агрегатов эталонного вертолета «Мо-
дель I»; величины Ст выражены через удельную стои-
мость оборудования вертолета «Модель III», принятую
за 100)
дается и другими примерами. Так, в табл. 4.2 приведены харак-
теристики двигателей хорошо известных вертолетов Ми-6 и Ми-8.
И здесь условия на заводах-изготовителях примерно равные.
Двигателей к моменту' сравнения также выпущено примерно
одинаковое число. Но из таблицы видно, что в несколько раз
более тяжелый и более мощный двигатель имеет удельную стои-
мость в несколько раз более низкую.
Но может быть вертолетные двигатели являются исключени-
ем? На рис. 4.2 представлены статистические данные по удель-
ным стоимостям и других агрегатов вертолетов. По оси ординат
262

Таблица 4.2
Характеристики ТВД Д-25В и ТВ-2-117 *
Характеристика	Тип двигателей	
	ТВ-2-117 (устанавли- вается на вертолетах Ми-8)	Д-25В (устанавли- вается на вертолетах Ми-6)
Максимальная мощ- ность. л. с.	1500	5500-6500
Вес. кге (Н)	325 (3200)	1300 (12800)
Стоимость в % от сто- имости ТВД Д-25В	81,5	100
Стоимость 1 кге (в % от стоимости 1 кге ТВД Д-25В)	326	100
Стоимость 1 л. с. (в % от стоимости 1 л. с. ТВД Д-25В)	300	100
* При установившемся серийном производстве,		при равном выпуске.
отложены известные реальные удельные стоимости основных
агрегатов некоторых серийных вертолетов, по оси абсцисс — их
расчетные удельные стоимости, равные в данном'случае, в соот-
ветствии с принятой гипотезой о пропорциональной зависимости
между стоимостью и весом, удельным стоимостям соответствую-
щих агрегатов вертолета, принятого за эталон (под удельной
стоимостью подразумевается стоимость 1 кге веса агрегата).
Если бы эта гипотеза оказалась идеально верной, все точки для
агрегатов рассматриваемых вертолетов должны были бы лечь
на прямую эталонного вертолета. В действительности наблюда-
ется почти хаотический разброс точек.
4.1.2.	Основные тенденции в экономике современного
вертолетостроения
При более внимательном рассмотрении рис. 4.2 можно, зная
время создания представленных там вертолетов, выявить неко-
торые временные закономерности. На рис. 4.3 по оси ординат
отложены удельные стоимости тех же вертолетов, данные кото-
рых рассматривались на рис. 4.2, а также данные некоторых дру-
гих серийных машин; по оси абсцисс — годы с момента запуска
в серийное производство наиболее «старого» из них.
Стоимость 1 кге конструкции каждого вертолета по мере его
освоения серийным производством и ростом производительно-
сти с годами уменьшается, что, по-видимому, не требует особых
263

пояснений; но стоимость 1 кгс конструкции каждого вертолета
более позднего выпуска на п-й год производства оказывается
выше, чем у его предшественника. Эту последнюю тенденцию
обычно объясняют постоянным усложнением конструкции, про-
изводства и методов контроля, которые обуславливаются необ-
ходимостью повышения производительности нового летательного
аппарата, его надежности и расширения его возможностей. Наи-
Рис. 4.3. Изменение удельной стоимости конструкции
Ст некоторых серийных вертолетов по времени t с
момента запуска в серийное производство «Моде-
ли И» (Ст выражена через удельную стоимость обо-
рудования вертолета «Модель III», которая принима-
ется за 100)
более интенсивно растет стоимость вследствие оснащенности
вертолетов все более сложным оборудованием, а также из-за
использования более совершенных, но, и, как правило, более до-
рогих конструкционных материалов. Современный вертолет,
спроектированный с учетом требований 50-х гг., получился бы
сегодня обязательно дороже, но, разумеется, и совершеннее.
Нельзя ли воспользоваться этой статистической временной
зависимостью при решении задачи выбора оптимальных пара-
метров? Разумеется, нельзя и нельзя именно потому, что эта
зависимость временная. Она удобна для всякого рода ретроспек-
тивных анализов, поскольку отражает результаты претворения в
жизнь концепций, превалировавших в проектировании вертоле-
тов в предыдущий период, и, в частности, концепции снижения
веса конструкции любой ценой. Но в абсолютной правильности
этой концепции нам как раз и нужно убедиться.
264

4.1.3.	Некоторые недостатки существующих методов расчета
стоимости вертолетов
Существует ряд статистических формул, которыми иногда
пользуются для предварительной оценки стоимости летательных
аппаратов. К сожалению, структура этих формул не всегда от-
ражает с достаточной полнотой факторы, определяющие их стои-
мость. Одной из таких формул является следующая зависимость.
делий Т (в % от трудоемкости каждого из них в
<|-й год производства в серию) от времени серийного
производства t:
/—модель I (на заводе А); 2—модель П (на заводе Б); 3—
модель III (на заводе Б); 4—начало производства новой
модификации
используемая иногда при расчетах стоимостей механических аг
регатов вертолетов:
Ся=^О^‘№-^ор,
(4.1)
где Сп — стоимость п-го агрегата; Gn — его вес; т — ресурс;
№ — порядковый номер агрегата при серийном выпуске; km,
т, I, t — постоянные величины, определяемые из статистики;
/гкор — коэффициент, корректирующий временные изменения
(также берется из статистических данных).
Не вызывает сомнений правомерность появления в такой фор-
муле члена (Gn)m. Закономерным представляется и 2-й член
(№)-'. Снижение стоимости в зависимости от количества выпу-
щенных изделий имеет (практически для всех изделий) пример-
но такой характер (рис. 4.4). Что касается реальной зависимости
265

Сп=/(т), то она значительно сложнее, чем та, которую отража-
ет формула (4.1). В обычной практике значительное увеличение
(уменьшение) ресурса агрегатов вертолета часто производится
на основании опыта эксплуатации без введения каких-либо
принципиальных изменений в конструкцию и технологию, сле-
довательно, без дополнительных затрат (на основании опыта
эксплуатации и результатов контрольных испытаний). Поэтому
под т следует подразумевать заложенный в конструкцию «ре-
сурсный» потенциал, который прежде всего определяется ее ве-
сом, точностью, качеством изготовления, применяемыми мате-
риалами и т. д. Но в таком случае, как при определении показа-
телей степени т и I «разделить» учет стоимости, связанной с из-
менением «ресурсного» потенциала, между членами формулы
(G„)m и (-г)'?
В то же время формула (4.1) прямо не учитывает такие фак-
торы, влияющие на стоимость, как усовершенствования (услож-
нения или упрощения), не связанные с увеличением ресурса.
Так, в соответствии с этой формулой, две втулки несущего вин-
та, имеющие одинаковые веса, ресурсы и порядковые номера
изготовления, но отличающиеся по конструкции (одна — класси-
ческого типа с механическими шарнирами, другая — с эласто-
мерными шарнирами), должны иметь одинаковую стоимость из-
готовления. А между тем в действительности разница в стоимо-
стях этих втулок может оказаться весьма значительной.
Но предположим, что каким-либо образом нам удалось бы,
использовав статистику, подобрать так значения величин km, т,
I, t и ЛНОр, чтобы обеспечивалась удовлетворительная сходи-
мость расчетных стоимостей с реальными для построенных вер-
толетов. Значит ли это, что у нас появились основания считать
правильным подсчитанную по формуле (4.1) стоимость проекти-
руемого агрегата нового вертолета? Нет, конечно. Мы уже ви-
дели, что есть агрегаты с равными ресурсами, сделанные в одно
время, относящиеся к одному классу и имеющие одинаковый по-
рядковый номер при серийном выпуске, но разную стоимость.
Если бы с помощью этой формулы подсчитать стоимости двига-
телей из табл. 4.1, то стоимость более тяжелого из них окажется
примерно в полтора раза дороже более легкого, т. е. будет допу-
щен просчет более чем в три раза. В данном случае формула
(4.1) не «смогла» учесть разницы в требуемой точности изго-
товления. Влияние же этого фактора на стоимость иллюстриру-
ется на рис. 4.5, где приводится зависимость между потребным
машинным временем и устанавливаемыми допусками на изго-
товление: при уменьшении допуска с 0,05 до 0,025 потребное вре-
мя увеличивается в четыре раза [30].
Формулу, которая отвечала бы всем требованиям, можно за-
писать в виде

(4. 2)
266

Рис. 4. 5. Влияние точности изготовления Д
на относительную трудоемкость Т
где Стп — удельная стоимость (стоимость 1 кге конструкции)
агрегата вновь проектируемого вертолета; Ст0 — удельная стои-
мость аналогичного серийного агрегата, наиболее близкого к
вновь проектируемому по типу конструкции и по размерности,
который принят за эталон; k0K — коэффициент, учитывающий
особенность конструкции агрегата по сравнению с эталонным;
Лэ— «экономический» ко-
эффициент, учитывающий
разницу в стоимости ма-
териалов, производитель-
ности труда и заработной
плате при изготовлении
нового и эталонного агре-
гатов.
Очевидно, что задача
сводится к определению
достаточно достоверных
коэффициентов fe0.K и ka.
Зная условия завода,
на котором намечено вы-
пустить серию новых агре-
гатов, и произведя по ра-
бочим чертежам нового и .
эталонного агрегатов по-
детальное сравнение по-
требных трудоемкостей
их изготовления (подра-
зумевается, что трудоем-
кость эталонного изделия
известна), можно доста-
точно надежно оценить
влияние на стоимость но-
вого агрегата как особенностей его конструкции, так и особен-
ностей производства. Правда, все это при условии, что сравни-
ваемые детали подобны. Но, к сожалению, такой способ яв-
ляется весьма трудоемким и не пригоден для оценки стоимости
вертолета на этапе предэекизного и эскизного проектирования,
когда рабочих чертежей еще нет. К тому же в новой конструк-
ции могут быть применены решения, ранее не использовав-
шиеся.
В настоящей главе книги излагается метод, который позво-
ляет с удовлетворительной точностью решить задачу и на ран-
них этапах проектирования. Этот метод обладает двумя основ-
ными преимуществами: во-первых, он предусматривает учет всех
основных факторов, влияющих на стоимость вертолета, что хо-
рошо подтверждается результатами регрессивных анализов ма-
шин, экономические данные которых известны; во-вторых, он
267

относительно прост. Оба этих преимущества позволяют использо-
вать его на этапе выбора основных параметров и схемы верто-
лета.
4.1.4.	Влияние условий производства вертолета
на себестоимость его изготовления
(определение экономического коэффициента йа)
Рассмотрим основные статьи расходов на изготовление како-
го-либо изделия.
А.	Себестоимость изготовления изделия — 100%:
а)	зарплата производственных рабочих;
б)	стоимость материалов (и полуфабрикатов);
в)	стоимость готовых узлов;
г)	расходы на амортизацию производственного оборудова-
ния;
д)	расходы на специальную оснастку;
е)	цеховые и общезаводские расходы (на электроэнергию,
отопление, уборку и т. п.);
ж)	зарплата ЙТР и служащих (в % от зарплаты производ-
ственных рабочих).
Б. Накладные расходы (выражаются в процентах от себе-
стоимости изготовления изделия).
В.	Себестоимость изделия = себестоимость изготовления изде-
лия-(-накладные расходы.
Поскольку любой вид работы может быть оценен выплачен-
ной работающим за ее выполнение денежной суммой, то все
статьи перечня можно было бы свести к одной — зарплата. Но
тогда при расчетах нужно было бы знать множество данных о
стоимости нормочасов различных категорий работников, в том
числе металлургов и горняков. Поэтому, учитывая, что срок спи-
сания амортизационных расходов на производственное оборудо-
вание обычно устанавливается 5 лет и что накладные расходы—
это в основном зарплата разных категорий заводских работни-
ков, калькуляцию расходных статей по вертолету начиная с 6-го
года выпуска изделия можно представить в упрощенном виде.
Себестоимость изделия:
а)	суммарная зарплата всех категорий рабочих и служащих
завода, приходящаяся на одно изделие;
б)	расходы на покупку готовых узлов;
в)	расходы на электроэнергию, топливо для завода, транс-
портные расходы и т. п.;
г)	стоимость материалов специальной оснастки;
д)	стоимость материалов (и полуфабрикатов) изделия.
Для себестоимости каждого из готовых узлов, входящих в
изделие, можно составить аналогичные калькуляции. Расходы на
материалы для специальной оснастки, электроэнергию, топливо
для завода, транспорт и т. п. (назовем их «прочие расходы») в
268

общем балансе расходов занимают относительно небольшое ме-
сто и могут быть в выражении для себестоимости изделия учтены
постоянным коэффициентом ЛПрР- Это позволяет свести кальку-
ляцию расходов всего к трем статьям:
а) зарплата — S (Т-3); б) материалы (полуфабрикаты) —
2((?заГМ); в) прочие расходы.
Себестоимость изделия тогда можно записать
с=[2(тд)+2^гА)]
(4.3)
где Т, — трудоемкость операции при изготовлении Лй детали,
входящей в изделие, в нормочасах (или трудоемкость t-й сбо-
рочной операции); 3,- — стоимость нормочаса при выполнении
соответствующей операции; G;wrj — вес заготовки t-й детали,
входящей в изделие; М,- — стоимость 1 кге материала этой де-
тали.
Тогда удельная стоимость n-го агрегата
С. г \ДТД) £(биг,М,)-|
Я = 1Г = \^-----+ о
I ип	ил	J
(4-4)
где Стп — средняя стоимость 1 кге агрегата; Gn — вес агрегата;
Тп — суммарная трудоемкость изготовления агрегата в нормо-
часах; Зп — средняя стоимость нормочаса на заводе; ОзаГ/) —
общий вес заготовок деталей, входящих в агрегат; Мп — сред-
няя стоимость 1 кге материалов деталей, входящих в агрегат
(средняя удельная стоимость материалов).
Поскольку Tn/Gn в нормочасах/кгс — величина, связанная с
производительностью (обозначим это отношение через Прп*), а
= где ^и.м,— средний коэффициент использования
материала, то выражение для удельной себестоимости изделия
можно записать в следующем виде:
Од---I 3ЯП ря Мл; | £„р.р.
Аналогично этому для эталонного агрегата
Стд=13вПр|)-|-Мв /£и.ми] ^пр.р-
• Среднее количество нормочасов, затрачиваемое на каждый килограмм
веса агрегате.
269

Обозначим через fefT отношение этих выражений:
k _ Стд ________________*и.Чд = 3,Прд________________.
СТ Ст4	Мп	Мп
ЗдЧро + ~	ЗфПро + — -
К	к
Н.М0	И.М4
М„
+---------.	(4.5)
ЗоПро + А
*И.Мф
Затем через k3.n обозначим отношение между стоимостью мате-
риалов эталонного агрегата и общей суммой зарплаты, выпла-
чиваемой за его изготовление:
k - - Мп
ЗоПро*,.,,,
Рис. 4.6. Отношение стоимости материалов к общей зар-
плате в зависимости от веса конструкции вертолетов:
1—модель II (на заводе 6): 2— модель III (на заводе Б); 3—модель
I (на заводе А); 4— модификация модели II (на заводе Б); S—мо-
дель IV (на заводе А)
Для агрегатов вертолетов, построенных к настоящему времени,
величина kXT, достаточно стабильна (рис. 4.6). В расчетах можно
принимать ее равной 0,52 ... 0.66. Тогда д — СТд —	3,Пр, Ст0	3,Прм(1 4" А'з.ч)		*и.м„Мд	 ^и.м-Мо (1 + ~	1 \	«а.и/
270

Полагая средние коэффициенты использования материалов
одинаковыми для подобных агрегатов, получим
*ст =-------------
(1 + *,4.)
ЗдПря , Мд \
, ЗоПро	МоГ
(4.6)
Для приведения выражения (4.6) к виду, более удобному
для последующей работы, введем новые обозначения:
*,= 1/( 1 + Л.,„) и	= ASJ( 1 + Л,.п)(т. е. *,+Лм = 1).	(4. 7)
Тогда выражение (4.6) примет вид

3
ЗдПРл
ЗцПро
м0
(4.8}
По сути дела это и есть в общем виде выражение для произ-
ведения ko.vkz, входящее в формулу (4.2). Если вновь проекти-
руемый агрегат абсолютно подобен * по конструкции эталон-
ному, тогда &о.к= । и, следовательно,
Лст—k9 — k3
ЗдПрд ,
ЗуПро
Мо
(4.9)
В тех случаях, когда требуется определить стоимость выпу-
щенного заводом Nn-ro агрегата, расчеты удобно производить
при условии Прп = Про или Tn/Gn = T0/G0, т. е. полагая неизмен-
ным потребное (в среднем) количество труда на 1 кгс веса кон-
струкции.
Принимается, что относительная производительность не ме-
няется. Ясно, что чем меньше «разрыв» по времени между вы-
пуском сравниваемых агрегатов, тем меньше возможная погреш-
ность расчета. (Погрешность может быть уменьшена введением
соответствующего коэффициента, учитывающего запланирован-
ное увеличение производительности труда).
При этом
+	.	(4.10)
□о	Мо
Поскольку отношение чисел построенных агрегатов (нового
и эталонного) за одинаковый период времени на одних и тех же
производственных площадях, на одном и том же оборудовании
и при одинаковой численности работающих обратно пропорцио-
нально отношению потребных трудоемкостей**, т. е. А/п/Мг
= Т01Тп, то при Прп = Пр0
(4.11)
* Различие только в применяемых материалах и в условиях производства,
суммарное рабочее время изготовления серии агрегатов
»	i--------------------------------------------------------------
трудоемкость изготовления одного агрегата
271

Определив Л’о, и, следовательно, соответствующий год про-
изводства эталонного агрегата, можно, используя зависимости
типа представленных на рис. 4.4, получить для расчета Зо и М«.
Если требуется учесть разницу в производственных площа-
дях и в численности работающих, то для этого может быть, на-
пример, использовано следующее отношение:
5ирллчя^пР.«-<„
где $Пр — производственные площади; пч — численность рабо-
тающих. В этом случае условие Прп = Про выдерживается при
NnGn/Supn4 =	(4. 12)
Удельная стоимость материалов Мп выражается в соответст-
вии с определением следующей формулой:
Мя=О1М1/Оя+О8М1/Оя+...+^М,/Ол,	(4. 13)
где Gi, С2...Gt — веса элементов агрегата; Мь М2, ..., М, —
соответствующие удельные стоимости материалов этих агре-
гатов.
Будем считать Мп/Мо=1, если основные элементы эталонного
и нового агрегатов сделаны из одинаковых материалов и в одно
время.
Если, например, известно, что в новом агрегате 15% от его
веса составляет титан, а все остальное — сталь, а в эталонном
все основные элементы стальные, то в соответствии со сделан-
ным допущением можно принять
Мп/М0=0,85+0,15МТ/МСТ.
В качестве удельной стоимости материалов для таких уни-
кальных элементов конструкции, как лонжероны лопастей, для
которых используются специальные трубы и специальные прес-
сованные профили, в расчетах следует использовать удельную
стоимость полуфабрикатов.
Величина Зп, если неизвестен характер ее изменения в буду-
щем, принимается по последним данным о стоимости нормочасов
на заводе-изготовителе, на котором предполагается развернуть
выпуск новых .машин.
Эффект внесения поправки 1гэ в расчет удельной стоимости
вновь проектируемого вертолета можно наблюдать, сравнивая
аналогичные графики на рис. 4.2 и 4.7, построенные для агрега-
тов одних и тех же реально существующих вертолетов.
На рис. 4.7, на котором приводятся результаты такого расче-
та (с использованием коэффициента k3), зона разброса точек
272

значительно сузилась и расположение точек в ней упорядочилось
по сравнению с подобной зоной на рис. 4.2. Но разброс точек все
еще велик, поскольку полного конструктивного подобия рас-
Рис. 4.7. Второй регрессивный анализ. Соотношение
между расчетной и реальной удельными стоимостями
агрегатон некоторых серийных вертолетов (обозначения
см. на рис. 4.2)
смотренных аналогичных агрегатов не было. Между тем все вы-
кладки делались в предположении, что коэффициент, учитываю-
щий особенности конструкции, /?о.к=1.
4.1.5. Влияние особенностей конструкции агрегатов
вертолета на себестоимость их изготовления
Анализ факторов, определяющих конструктивные особенно-
сти вертолетных агрегатов и систем, показывает, что потребные
для их изготовления трудоемкости прежде всего определяются
числом деталей, входящих в эти агрегаты. Число производст-
венных операций, число монтажных точек, длины заклепочных
швов и т. п. прямо или косвенно связаны с этим параметром.
Другим определяющим трудоемкость параметром является тре-
буемая точность изготовления деталей и, естественно, размер-
ность. Так, трудоемкость изготовления планера вертолета зави-
273

сит (помимо выбора материалов) от количества деталей и их
размеров, длины заклепочных швов (числа заклепок), числа
производственных операций и требуемой точности изготовления
обводов фюзеляжа.
Значительная доля стоимости изготовления лопастей несу-
щего и рулевого винтов приходится на изготовление заготовок
лонжеронов: производство специальных прессованных профи-
лей из алюминиевых (титановых) сплавов и специальных сталь-
ных труб, которое состоит из весьма трудоемких операций (эта
трудоемкость учитывается при определении коэффициента k3).
Помимо этого, на их стоимость влияет количество деталей и их
размеры, число производственных операций и требуемая точ-
ность изготовления и качество поверхности.
Трудоемкость изготовления втулок несущего и рулевого вин-
тов, автоматов перекоса, гидроусилителей определяется числом
и размерностью деталей, числом и типом подшипников, числом
производственных операций и требуемыми допусками на изго-
товление.
На трудоемкость изготовления трансмиссии влияют число
деталей и их размерность, требуемые допуски изготовления,
число производственных операций и число монтажных точек.
На трудоемкость изготовления системы управления и других
систем влияют число деталей, число производственных операций,
число монтажных точек и требуемые допуски.
Величины Тп и То, входящие через величины Прп и Про в
выражение (4.9) для коэффициента представляют лишь часть
трудоемкости, потребной для изготовления всего агрегата, по-
скольку в них не входит трудоемкость изготовления материа-
лов. Их значения определяются из условия, что конструкции
вновь проектируемого и эталонного агрегата абсолютно подобны.
Различие между этими величинами зависит в основном от усло-
вий производства (опыта и квалификации кадров, оснащенности
и совершенства станочного оборудования и т. п.) и от размера
агрегатов. Полная же трудоемкость в общем случае может быть
выражена функцией вида
2T-=/(^, Д„ УД
где STn — полная трудоемкость изготовления n-го агрегата;
гп — число деталей в n-м агрегате; Дп — средний допуск на из-
готовление деталей этого агрегата; Уп — параметр, учитываю-
щий прочие факторы, влияющие на величину потребной трудо-
емкости (условия производства, выбор материалов, размер-
ность). Так как все эти параметры практически не зависимы друг
от друга и поскольку Cn"=f(ZTn), то выражение для стоимости
в общем виде можно записать так:
Ся=Лсп(гД(Дя)-"(УД.
271

где kcn— коэффициент пропорциональности, характеризующий
тип агрегата; п, т, I — величины, характеризующие степень, в
которой соответствующие конструктивные и производственные
факторы влияют на стоимость агрегата. Остановимся на каж-
дом из этих параметров подробнее.
Оценка трудоемкости (стоимости) агрегатов летательных ап-
паратов по числу деталей — не новость. В технологической прак-
тике эта величина используется давно (для прикидочных рас-
четов). Однако агрегаты состоят из несоизмеримых по трудоем-
кости (и соответственно по стоимости) изготовления деталей.
Оценивать трудоемкость по числу деталей можно, если для
уменьшения степени несоизмеримости вводить в расчеты отно-
шение числа деталей к весу агрегата — znIGn *.
Об использовании этого отношения в качестве основного
критерия при оценке экономического совершенства конструкции
стало известно в начале 70-х гг. Так, например, на американской
фирме Боинг-Вертол с 1971 г. при разработке вертолетов по но-
вым программам UTTAS и HLH стала проводиться в жизнь кон-
цепция: «проектирование под заданную стоимость». Старый
принцип фирмы «Design it right, make it light!»** дополняется
новым «Design to cost, or all is lost!»*** (30]. В связи с этим
одним из главных показателей качества работы конструктора на
фирме помимо веса стало число деталей в проектируемом им
узле, приходящееся на фунт веса этого узла. Чем меньше это
отношение, тем ниже стоимость. Это положение иллюстрируется
на рис. 4.8, на котором представлена статистическая зависи-
мость величины А„, характеризующей стоимость некоторых ме-
ханических агрегатов известных вертолетов «Чинук» и СН-46, от
отношения znIGn (30]. Эту зависимость, определенную для агре-
гатов, имеющих принципиальные конструктивные различия
(втулки несущих винтов и элементы автоматов перекоса), мож-
но представить в виде
Ам=Аа (гж/Оя)0-«,
где Лдм— коэффициент пропорциональности, учитывающий раз-
личные факторы, влияющие на стоимость, которые в пределах
данной задачи не меняются.
На рис. 4.9 приведена зависимость, полученная на фирме Бо-
инг-Вертол, между отношением zn/Gn для планеров серийных
вертолетов этой фирмы и их весом. Утверждается, что при тра-
диционном подходе к проектированию планер нового вертолета
UTTAS имел бы «плотность» деталей (z„/Gn) порядка 6,2 де-
талей на 1 кге. При новом подходе (концепция проектирования
• Вопрос о стоимостной несоизмеримости деталей ниже будет рассмотрен
подробнее.
•• «Проектируй правильно — делай конструкцию легкой»!
••• «Проектируй под заданную стоимость, иначе все пропало»!
275

под заданную стоимость) снижение «плотности» примерно в 2
раза (до 2,85 деталей на I кгс) позволяет снизить стоимость
планера не менее чем на 40% {30].
от отношения числа деталей агрегата к их весу:
I—автомат перекоса с бустерами заднего несущего винта; 3—авто-
мат перекоса с бустерами переднего несущего винта; 3—втулки не-
сущих винтов
Стоимость (трудоемкость) агрегатов, изготовляющихся из
одинаковых деталей (узлов) в одинаковых производственных
условиях, прямо пропорциональна числу входящих в эти агрега-
Рнс. 4. 9. Зависимость отношения z„lGn от веса планера
ты деталей. Это представляется очевидным. Ясно, например, что
стоимость несущего винта при увеличении числа его лопастей с
4-х до 5 увеличится в отношении примерно 5/4 при сохранении
276

неизменными конструкций лопастей и рукавов втулки *. Для по-
добных случаев
О,=/[(*,)"]=*Х(|га,
где k,n — коэффициент пропорциональности, равный по вели-
чине стоимости одной детали.
Очевидно, что если G„ = const, то выражение Ся = ^пгя будет
справедливо только для абсолютно одинаковых агрегатов, изго-
товленных в абсолютно одинаковых производственных условиях.
Представим себе, однако, некоторую конструкцию, например
каркасного типа, состоящую из одинаковых деталей, которую
удается модифицировать таким образом, что каждые две детали
заменяются одной. При этом вес конструкции в целом остается
неизменным. Пусть детали исходной конструкции получены
штамповкой на гидропрессе. Предположим, что на этом же прес-
се удается отштамповать и детали для модифицированной кон-
струкции.
Понятно, что при таких условиях трудоемкость изготовления
одной детали как исходной, так и модифицированной конструк-
ции будет одного порядка. Это справедливо и для конструкции
иного типа. Соответственно одного порядка будет тогда и стои-
мость этих работ. Ясно также, что при изготовлении модифици-
рованной конструкции не потребуется затрачивать труд на сое-
динение между собой каждых двух деталей старого типа.
Так как по условию нашей задачи вес конструкции при моди-
фикации не изменился, то можно считать, что и стоимость ма-
териалов останется примерно такой же. Стоимостью же «сэко-
номленных» при переходе к новой конструкции крепежных де-
талей пренебрежем (не будем также принимать в расчет число
этих деталей). Нетрудно подсчитать, что если стоимость мате-
риала и стоимость, сэкономленная благодаря сокращению сбо-
рочных работ, окажутся одного порядка, то стоимость модифи-
цированной конструкции будет во столько раз меньше стоимос-
ти исходной, во сколько раз будут различаться числа входящих
в эти конструкции деталей, т. е. в данном случае — в два раза.
Предположим далее, что нашу исходную конструкцию можно
модифицировать иначе, а именно путем сокращения числа дета-
лей не в два, а в несколько раз. Ясно, что стоимость такого
модифицированного узла (агрегата) можно приближенно выра-
зить следующим образом:
Ся^-^С«т.+ЛГо-ЛС«ет„
’’о
где Слег.— стоимость изготовления деталей исходной конструк-
ции; zn и 2о — числа деталей, входящих соответственно в моди-
• Увеличение может быть несколько большим вследствие усложнения кор-
пуса втулки.
277

фицированную и исходную конструкции; Мо — стоимость мате-
риала; ДСдет, — стоимость, сэкономленная на сборке модифици-
рованной конструкции.
Удобно преобразовать это выражение, разделив числа дета-
лей каждой конструкции на ее вес, что можно сделать, посколь-
ку по условию Gn = Go.
Тогда
(*ыио)
Далее представим себе, что модификация нашей исходной
конструкции осуществляется как объединением одинаковых де-
талей в одну, так и заменой некоторой части деталей исходного
типа принципиально новыми. При этом по-прежнему соблюдают-
ся основные условия: Д=const и У=const, а следовательно, и
Gn = G0.
Хотя теперь стоимостные значения отдельных деталей моди-
фицированной конструкции не равны между собой, оказывается,
что благодаря произведенному осреднению их стоимостей (через
число деталей, приходящихся на 1 кге общего веса), выведенное
выше выражение для частного случая оказывается справедли-
вым и в этом более общем случае.
Полагая, что в среднем для конструкций различных типов в
аналогичных задачах значение М0/ДС.КТе близко к единице, будем
иметь
Г1 — (гя^я) о
'“’Л ~ “7	\ '-лет,.
т. е. стоимости аналогичных по типу конструкций, одной размер-
ности, выполненных из одного и того же материала, на одинако-
вом уровне точности и в одинаковых производственных условиях
прямо пропорциональны числам деталей, входящих в эти конст-
рукции, отнесенным к их весам. Поэтому можно считать, что
показатель степени п в функции Сп=Д(гп)т’]=Д(2п/0п)"] при-
мерно равен единице.
Перейдем теперь к рассмотрению следующего параметра,
влияющего на стоимость агрегата. Таковым является средний
уровень требуемой точности изготовления деталей агрегата Дп.
Ранее (см. рис. 4.5) уже рассматривалась типичная зависимость
потребного машинного времени от устанавливаемых допусков на
изготовление деталей. Приближенно она может быть выражена
функцией
С1«Лд,(Д/)-а.
где Cj — стоимость выполнения j-й операции; Д. — максималь-
но допустимое отклонение от номинального размера; kai — ко-
эффициент, учитывающий прочие факторы, определяющие стои-
мость, которые в данном случае не меняются. (Примерно таков
278

же характер аналогичной стоимостной зависимости и при аэро-
динамическом профилировании каркасных конструкций).
Если средний уровень точности изготовления агрегата опре-
делить как
Д.=2Д,/2г
где 2Д< — сумма максимальных допусков на все размеры изго-
тавливаемых деталей агрегата; — общее число операций при
изготовлении деталей, то для всего агрегата в целом можно за-
писать
С^/ШЧягЛдДД,)-’.
что справедливо для конструкций, отличающихся только точно-
стью их изготовления, т. е. здесь
Лс„ (гя)" (y„),=const.
Следующим стоимостным параметром, который должен быть
рассмотрен, является величина Уп.
Стоимость агрегатов одинаковой конструкции, но изготав-
ливающихся из разных материалов и в разных производствен-
ных условиях, можно выразить как
ся=Л(УяН=*Уя(УяУ.
Здесь Лул=const,
но на основании анализа, проведенного в предыдущем пункте,
имеем для рассматриваемого случая
Ся = ^8(|ОлСт0.
Отсюда (УЯ),=“-Л.Я<?Я=^Ч0-,
где £ye=const, поскольку здесь Ст0 и ЛУя— постоянные вели-
чины.
Вернемся теперь к общему случаю, когда аналогичные конст-
рукции отличаются числом деталей, точностью их изготовления,
материалами, условиями производства и размерностью, т. е. к
выражению Сп=Ася(2я)',(Дя)'я (У„У. Выражение для стоимости
агрегатов можно на основании выше рассмотренных зависимос-
тей представить в следующем виде:
Ся=^/л(Дя)-ад.
или Ся=Лся*,яОя(гя/Оя)(Д,)“1.
279

Соответствующее выражение для удельной стоимости
Ств=Лс^.л(гя/ая)(Двг.
Аналогично для эталонного агрегата
Ст0=Асо(*о/0о)(Дв)~* (так как К,.= 1).
Стя ^Ся^»п (До)2
Сто	^с„ (zo/^o) (Ал)2
Предположим, что для агрегатов, сохраняющих общее подо-
бие, значение отношения kcnАс, близко к единице. Исходя из
этого запишем
Ст,=А,	UM2 Ст0.	(4.14)
"	’ То оД Дл/	v
Отсюда	А0-к=— —V.	(4.15)
гч 6ц \ Д„ /
О том, насколько это последнее и все другие сделанные ранее
предположения и допущения соответствуют действительности,
будем судить по представленным на рис. 4.10 результатам треть-
его по счету проведенного нами регрессивного анализа стоимост-
ных данных все тех же агрегатов серийных вертолетов, кото-
рые уже использовались в первых двух анализах такого рода
(см. рис. 4.2 и рис. 4.7). Сопоставления между собой результатов
всех этих трех регрессивных анализов убеждает в том, что вы-
ражение (4.14) обеспечивает наиболее высокую степень сходи-
мости расчетных и реальных величин стоимостей вертолетных
агрегатов. Для решения поставленной нами основной задачи
(выбора оптимальных параметров по экономическому крите-
рию) такую точность можно считать вполне удовлетворитель-
ной. Интересно отметить, что формула (4.14), которая выводи-
лась для сохраняющих подобие конструкций, дает, как это вид-
но на рис. 4.10, достаточно хорошую сходимость и для агрегатов,
имеющих принципиальные конструктивные отличия, что позво-
ляет в принципе использовать ее в более общих случаях.
В связи с особым значением, которое имеет число деталей
при оценке стоимости агрегатов, требуется уточнить, какие имен-
но детали следует принимать во внимание при расчетах, а ка-
кие нет. Выше уже упоминалось о возможной стоимостной не-
соизмеримости деталей в одном агрегате. Так, например, лон-
жерон лопасти стоит несоизмеримо дороже хвостового стрингера
или обшивки хвостового отсека, которые в свою очередь стоят
несравнимо больше стандартной заклепки. Или же, применитель-
но к конструкции втулки несущего винта, корпус осевого шар-
нира несоизмерим по стоимости с роликом подшипника или со
стандартным болтом.
280

Еще большая степень несоизмеримости может выявиться при
сравнении деталей, входящих в принципиально разные по кон-
струкции сопоставляемые между собой агрегаты.
Из-за таких разительных контрастов может показаться, что
осреднение значения стоимостей деталей, вводимое в расчет
(4.14) через посредство отношений zn!Gn и zJGq недостаточно.
Рис. 4.10. Третий регрессивный анализ. Соотношение
между расчетной и реальной удельными стоимостями
(обозначения см. на рис. 4.2)
Покажем, что это не так. Разобьем условно числа деталей в
сравниваемых агрегатах на несколько групп таким образом, что-
бы в каждой группе «объединялись» бы только детали, пример-
но соизмеримые между собой по стоимости. Для двух сравни-
ваемых агрегатов запишем
2, = 204-Az,
z0=A, + £0-|-?W0+£ + F0,
где А — число единичных крупноразмерных деталей, обязатель-
ных для данного типа агрегата (характерных только для опре-
деленного типа конструкции), например лонжерон лопастей не-
сущего винта; В — сравнительно небольшое число обязательных
281

деталей меньшей размерности, например комлевые наконечники
лопастей или корпуса осевых шарниров втулки несущего вин-
та; Л! — число обязательных деталей средней и малой размер-
ности, например элементы обшивки хвостовых отсеков лопасти,
стрингеры, болты крепления комлевого наконечника к лонжеро-
ну; Q и Е — числа деталей, характерных только для какой-то
одной модификации агрегата данного типа, например, примени-
тельно к типу лопастей с прессованным лонжероном сотовые
блоки для одной модификации и нервюры для другой; Fn и Fo—
число мелких стандартных крепежных деталей (сюда же отне-
сем и мелкие нестандартные детали) с общим весом, не превы-
шающим 1 ... 2% от общего веса соответствующих агрегатов
(стандартные детали большего размера отнесем к предыдущим
группам).
Числа деталей из групп Fn и Fo из дальнейшего рассмотрения
можно исключить. Выше уже говорилось, что количество крепеж-
ных деталей косвенно зависит от принципиальных особенностей
конструкции, определяемых основными деталями. Собственное
же влияние деталей из группы F на конструкцию, или, если
можно так сказать, обратное влияние, относительно слабое.
Стоимость этих деталей в общем балансе, как правило, незна-
чительна и достаточно полно учитывается через их вес.
Анализируя конструкции агрегатов современных вертолетов,
нетрудно убедиться в том, что вероятность «встречи» в группах
Q и Е с деталями, соизмеримыми по стоимости с деталями из
групп А и В, мала. Стоимость же деталей из групп Q и Е ока-
зывается в основном того же порядка, что и деталей из группы
/И. Ясно, что средняя стоимость одной детали в какой-либо
группе не может уже настолько сильно отличаться от стоимости
отдельных деталей из этой же группы, насколько стоимости по-
следних могут отличаться от средней стоимости одной детали
всего агрегата.
Рассмотрим теперь некоторые возможные случаи. Если вновь
проектируемый и эталонный агрегаты подобны по конструкции и
близки по размерности, то Ап=А0 и Вп = В0. Тогда, если z0 = zn
и п = Л1о, то (zn/Zo) = (Q/Е), т. е. имеем отношение примерно со-
измеримых по стоимости деталей. Если Zp = zn, но МП#=Л!О и, сле-
довательно, Q=/=E, вывод не меняется.
Действительно, И"±± 9 д
го (Лр 4- Bq 4- Л!о] 4- Е
_ [Ло -г- Др 4- Мр] 4- Мп — Afp 4- Q
[Лр 4- До 4- Л(р] 4- Е
или z№'z9=(M„-M0+Q)/E,
т. е. и в этом случае принцип стоимостной соизмеримости не на-
рушается.
282

Разберем теперь случай, когда zn^=zQ (для близких по раз-
мерности агрегатов). Пусть zn=zn'-i-Az, где z„'=Zo. Пусть при
этом Q#=£ и Л1П=#Л1О (но согласно общему условию ЛП=ЛО и
Вп = В0). Тогда можно записать zn/z0=zn'/z0-]-\z/ZQ. В соответ-
ствии с разобранным выше примером zn'lzo= (Л!п'—Mo+Q')/£-
где Мп и Q' — числа произвольно взятых частей деталей из
групп Мп и Q, удовлетворяющие условию jMn'4-Q' = Af0+E (при
этом 2n/=4n+Bn+iWn'-|-Q'= ЛоН-Во+Л1о + £).
Тогда ( ~^я ~ ‘^я® ~ (Л’3	__
*о	Д) -j- Bq Л1д 4- £
Mn-M0 + Q-E
(Д 4- Bq) + (Mq + £)
Но величина Ло4-Во обычно много меньше величины (Мо+£).
Поэтому с небольшим приближением
Ag — (M"~Afo) + (Q-£)
Zq	Л<о 4- £
и окончательно
*я _	, (Ma-M0) + (Q-E)
Zq	Е	.Мо 4- £
т. е. и в этом случае имеем отношение примерно соизмеримых
по стоимости деталей.
Можно представить себе еще некоторые случаи, с которыми
можно встретиться при проведении практических расчетов.
Допустим, что в силу ряда обстоятельств не удается подоб-
рать эталонный агрегат, полностью подобный вновь проектируе-
мому. Например, вновь проектируется втулка семилопастного
несущего винта. Средн существующих близких к ней по размер-
ности и подобных по типу конструкции рукавов втулок имеются
только пятилопастные (zn = 7z0/5). Очевидно, что применительно
к данному примеру гп/г^=7/5 или в более общей форме:
гв/гв^гЛп(2/гл,£, где гЛд и — числа лопастей сравниваемых
несущих винтов.
Как видим, опять все сводится к отношению соизмеримых
деталей.
Другой пример: нет близких по размерности эталонных агре-
гатов. Существующий подобный по конструкции агрегат в два
раза меньше (по весу). Можно ли принять в таком случае этот
агрегат за эталон? Оказывается можно, поскольку отношение
(Zn/Zo) входит в формулу (4.15) вместе с отношением (G0/Gn),
т. е. сопоставляются не просто числа деталей, а отношения чи-
	।	/ ZnIGn \
сел деталей, приходящихся на 1 кгс веса агрегатов, • .
\ Zq/Gq /
Тем самым учитывается масштабный фактор.
283

Ясно, конечно, что в этом случае можно ожидать большую
погрешность расчета. Однако результаты анализа, приведенные
на рис. 4.10, убеждают в том, что эта погрешность не может
быть слишком большой даже тогда, когда сопоставляемые агре-
гаты значительно (в несколько раз) отличаются и по размер-
ности, и, как уже отмечалось выше, по типу конструкции. Это
позволяет использовать эту методику расчета удельной стоимос-
ти вновь проектируемого агрегата (4.15) для предварительных
оценок даже в том крайнем случае, когда сравниваются непо-
добные конструкции, например поршневые и турбинные двига-
тели, втулки несущих винтов с эластомерными подшипниками и
втулки с подшипниками обычных типов и т. п.
Подставив выражение для Лэ (4.9) в формулу (4.15), получим
развернутое выражение для удельной стоимости л-го агрегата:
Ст„ = г-а^- РЦ7 *3	1 Ств;
*0/Go\ Лп/ \ 30про м 0
(4.16)
В последующих разделах будут уточнены пределы, в которых
эта формула обеспечивает достаточную достоверность результа-
тов расчета.
Общую же стоимость n-го агрегата можно выразить в сле-
дующем виде:
Ся=ОяСт„
гп I Лр V / ЗдПрд .
*о \ Дл / \ * Зс,Про
(4. 17)
Если средний уровень точности изготовления вновь проекти-
руемого и эталонного агрегатов одинаков, то
СЖ«Л,-^С,.	(4.18)
Если они к тому же строятся на одних и тех же производст-
венных участках из одинаковых материалов и в одно и то же
время, то
Сж-(«./^)С,.	(4. 19)
Из этой формулы, однако, не следует, что объединив две про-
стые детали в одну, можно всегда, даже тогда, когда новая де-
таль много сложнее исходных, сократить стоимость агрегата.
Дело в том, что при практическом проектировании объединение
двух деталей в одну производится на базе накопленного техно-
логического опыта и замена не допускается, если суммарная тру-
доемкость изготовления двух деталей будет меньше, чем трудо-
емкость одной, призванной их заменить. Так, например, несом-
ненна целесообразность замены нервюры, состоящей из стенки
с выштампованными ребрами жесткости и приклепываемых к
ней полок из уголковых профилей, нервюрой, которая штампу- ,
ется целиком вместе с ребрами жесткости и полками на гидро-
прессе. Но вряд ли в свое время было целесообразно выфрезе-
284

ровывать из одной заготовки тарелку автомата перекоса для
такого большого вертолета, каким является вертолет Ми-6. По-
этому она сваривалась из нескольких элементов.
4.1.6. Об оценке числа деталей агрегатов вертолета на ранних
этапах его проектирования
Вопрос теперь заключается в том, как получить на этапах
предэскизного и эскизного проектирования отношение zn/z0 для
каждого агрегата. Рассмотрим эту задачу на примере.
Применительно к конструкциям двух подобных втулок несу-
щих винтов отношение их деталей можно выразить следующим
образом:
гя/2о=1 + (гв-г0)/гв.
Числа больших обязательных деталей новой и эталонной вту
лок равны или кратны друг другу:
А>» Bn=(z»Jz*<A ^о»
где — число лопастей.
Это относится и к части малоразмерных обязательных деталей
из группы Л1п. Обозначим это число через Л1„':
Числа деталей указанных групп не зависят от нагрузок, опреде-
ляющих размеры этих деталей, а также от других конструктив-
ных факторов. В данном случае определяющей нагрузкой явля-
ется центробежная сила лопасти.
К прочим факторам относится необходимость обеспечить до-
статочную жесткость конструкции, надежную герметизацию шар-
ниров втулки и т. п. С увеличением размера несущего винта из-за
роста центробежной силы увеличивается число подшипников;
усложняется система герметизации, в связи с чем в конструкцию
вводятся новые детали. Иными словами, величины чисел осталь-
ных деталей из групп Л1, а также из групп Q и Е прямо или кос-
венно зависят от центробежной силы Л'л-
При одинаковом числе лопастей несущих винтов
г„= А + В 4-М; 4-	z0= .4 4- 54- М;4-
где А — корпусы втулок; В — корпусы шарниров; Л1п' и Л1о' —
другие обязательные элементы конструкции втулок, число кото-
рых не зависит от центробежной силы (мелкие стандартные кре-
пежные детали в расчетах не учитываются); (тВт Л\т) — числа
деталей групп Q и Е (подшипники, уплотнительные элементы,
нестандартный и крупный стандартный крепеж и другие дета-
ли), определяемые масштабным фактором; — коэффициент
285

пропорциональности, характеризующий определенный тип
втулки.
Тогда	znlz^=\-rm„(N.n-Ntt)!z^
При разном числе лопастей у нового и эталонного винта
гл/г0= [ 1 + т„ (Ntn - N J/z0]	.
Аналогичные зависимости можно было бы найти и для других
подобных агрегатов. Для этого нужно, рассортировав детали аг-
регата по группам, найти затем зависимость числа деталей из
групп Q, Е и частично из групп Л1п и Мо от нагрузок, определяю-
щих число этих деталей. Имея такие зависимости для всех ос-
новных агрегатов, можно рассчитать стоимость изготовления
вертолета в целом. Коэффициенты пропорциональности тп опре-
деляются с использованием статистических данных для каждого
типа конструкции агрегата. Методика определения этих коэффи-
циентов будет более подробно рассмотрена в следующей главе.
4. 1.7. Зависимость себестоимости изготовления агрегатов
вертолета от площади обрабатываемых поверхностен
Вернемся теперь к вопросу о пределах применимости семей-
ства формул (4.15), (4.16), (4.17), (4.18) и (4.19). Будет ли, в
частности, справедлива формула (4.19), если за эталон принять
агрегат, абсолютно подобный вновь проектируемому (с тем же
числом деталей), но по размерности значительно от него отли-
чающийся? Без введения соответствующей поправки, разумеется,
нет. Например, если за эталон принять прессованный лонжерон
в сборке с комлевым наконечником лопасти несущего винта вер-
толета Ми-2, то согласно формуле (4.19) по стоимости он дол-
жен быть почти эквивалентен подобному элементу лопасти вер-
толета Ми-8, аналогичному по конструкции и имеющему почти
такое же число деталей. На самом деле лонжерон вертолета
Ми-8, имеющий значительно большую обрабатываемую поверх-
ность, стоит дороже при равных условиях производства. Для всех
конструкций, состоящих только из постоянного числа «обязатель-
ных» деталей, «плотность» деталей в агрегате падает с увели-
чением его размера в такой же степени, в какой растет его вес
и, следовательно, согласно выражению (4.19), расчетная стои-
мость его изготовления не будет зависеть от размерности. Оче-
видно, что в действительности в этом случае стоимость с увели-
чением размерности должна возрасти.
Естественен в таком случае вопрос, как удалось получить
удовлетворительное совпадение результатов расчета с реальны-
ми данными, которое было проиллюстрировано рис. 4.10?
В предыдущем подразделе отмечалось, что с ростом размера
агрегата, даже при стремлении конструктора сохранить полное
подобие конструкции, он все же в силу эффекта масштабного
286

фактора (обусловленного необходимостью обеспечения достаточ-
ной жесткости, прочности, герметизации и т. и.), вынужден уве-
личивать число деталей. Разумеется, для отдельных узлов этого
агрегата рост числа деталей нельзя точно выразить непрерывной
функцией какого-либо параметра, характеризующего увеличе-
ние размера. До какого-то момента можно, конечно, увеличивать
размеры отдельных его узлов без увеличения числа деталей.
Но в целом для агрегата (если речь идет об основных агрега-
тах вертолета, имеющих по много тысяч деталей) можно счи-
тать приближенно, что с ростом размеров происходит непре-
рывный рост и числа его деталей. Трудно представить себе кон-
струкцию какого-либо основного агрегата вертолета, для которо-
го удается целиком сохранить постоянным число деталей при
сколько-нибудь значительном изменении его размеров. Этим, по-
видимому, и объясняется хорошая сходимость расчета с реаль-
ными данными, которая была продемонстрирована выше.
Тем не менее, «механизм» обсуждаемых формул, учитываю-
щий изменение стоимости агрегата при изменении его размеров,
попытаемся усовершенствовать. Этот «механизм», как можно
было видеть [см., например, выражение (4.17)], «работает» весь-
ма просто: удельная стоимость агрегата, определенная на базе
удельной стоимости агрегата-эталона, умножается на вес нового
агрегата. Казалось бы, что тем самым должны быть учтены все
зависящие от размера факторы, влияющие на стоимость. Но,
как уже отмечалось выше, из-за действия другого «механизма»
предлагаемого метода, учитывающего изменение удельной стои-
мости при изменении «плотности» деталей, для узлов с одина-
ковым числом деталей получается, что во сколько раз вес пер-
вого из них будет больше, чем вес второго, во столько же раз
удельная стоимость второго будет больше удельной стоимости
первого. Для того чтобы скомпенсировать возможную из-за этого
неточность расчета, требуется введение дополнительной поправ-
ки. Обозначим ее через ЛС$.
Следует сразу же оговориться, что ее значение в общем ба-
лансе стоимости не может быть сколько-нибудь значительным
(см. рис. 4.10).
Очевидно, что рост стоимости агрегата с увеличением его
размера при сохранении постоянным числа деталей может быть
связан главным образом с увеличением площади обрабатывае-
мых поверхностей. Поэтому в качестве такой поправки, естест-
венно, было бы принять величину, являющуюся функцией
2 ^о6₽" / 2 ->б?в । г де 2 \бря и 2	—
суммарные площади обрабатываемых поверхностей подобных де-
талей в новом и эталонном агрегатах соответственно. Поскольку,
однако, на этапе предэекизного проектирования эти данные не-
287

известны, придется, учитывая относительно малую значимость
величины ДСд, сделать довольно грубое допущение: примем, что
2 ^"бРл ~	'* 2 '^овр* = ^5^0 •
т. е. суммарные обрабатываемые площади всех деталей подоб-
ных агрегатов пропорциональны сумме боковых поверхностей
(Sn и So) самих агрегатов. Здесь ks — коэффициент пропорцио-
нальности. Тогда
Ст„
^э^о-кСтд
Очевидно, что показатель степени h равным единице быть не
может, поскольку величина ACS учитывает лишь изменение по-
требного машинного времени. При этом практически не изменя-
ется трудоемкость сборочных работ, общее число выполняемых
операций как рабочих, так и операций контроля; трудоемкость
подготовительных работ, составления технической документации
и т. п. (стоимость же материала учитывается через коэффици-
ент Аа и вес).
Из анализа статистических данных следует, что прибли-
женно (для большинства агрегатов): й«0,25, т. е.
AC^S./S..
При этом формула (4.2) примет вид
Стл=*Лл |/ -^Ст0.	(4.20)
Соответственно изменяются и формулы (4.15), (4.16), (4.17),
(4.18) и (4.19). Из рассмотрения рис. 4.10 следовало, что при
разработке новых агрегатов по классической схеме внесение в
расчет каких-либо поправок не требуется.
Однако при использовании предлагаемого метода для кон-
струкций нетрадиционного типа с большим процентом «обяза-
тельных» деталей желательно введение в расчет поправки ДС«.
4.2.	ОЦЕНКА ПРЯМЫХ
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ РАСХОДОВ
Под прямыми эксплуатационными расходами понимаются
обычно расходы на амортизацию, техническое обслуживание,
зарплату летному экипажу и расходы на топливо и масло. Амор-
тизационные расходы составляют значительную часть всех рас-
ходов (обычно более 60%). Они подразделяются на так назы-
ваемые расходы на реновацию (восстановление) и расходы на
капитальные ремонты (2]. Расходы на реновацию практически
288

равны расходам на изготовление вертолета и составляют боль-
шую часть амортизационных расходов.
Имея достаточно надежный метод расчета себестоимости из-
готовления агрегатов, мы располагаем «ключом» к преодоление
значительных трудностей, возникающих обычно при оценке эко-
номической эффективности вертолетов. Ниже это будет показа-
но. Расчеты эксплуатационных расходов удобно вести, относе
их к общему налету вертолета (на один летный час).
4.2.1.	Годовой налет. Амортизационные и календарные сроки
и срок морального износа вертолета
Итак, следовательно, расходы на реновацию — это по сути
дела та часть стоимости вертолета, которая «теряется» за I ч
полета. По определению при полном выходе из строя вертолета
его амортизация составляет 100%, а полные расходы на ренова-
цию должны быть равны себестоимости изготовления верто-
лета *.
Когда впервые вертолеты стали поступать для гражданской
эксплуатации в «Аэрофлот», при проведении расчетов себестои-
мости полетного часа доля расходов на реновацию по аналогии
с самолетами определялась через отношение цены планера вер-
толета и двигателей (за вычетом 5% остаточной стоимости —
стоимость металлолома и т. п.) к установленным общим срокам
их службы (амортизационным срокам, оцениваемым в летных
часах). Под планером в данном случае подразумевается весь вер-
толет со всеми, кроме двигателей, агрегатами. Такой метод
имел ряд недостатков.
Общий срок службы элементов динамической системы верто-
лета, как правило, значительно меньше срока службы всего
вертолета. За полное время эксплуатации вертолета они меня-
ются несколько раз. Расходы на замену этих агрегатов (лопа-
стей и втулок несущих и рулевых винтов, редукторов, транс-
миссионных валов), стоимости которых хотя и меньше, но со-
измеримы со стоимостью двигателя, проводились по статье рас-
ходов на капитальный ремонт, которые оценивались весьма
приближенно.
Другой недостаток такой методики — не учитывались при
оценке расходов на реновацию календарные ограничения. Как
известно, помимо срока службы агрегатов в летных часах уста-
навливается срок их службы в годах эксплуатации (из-за кор-
розионных процессов, старения и т. д.). Между тем на практике
совершенно реальна ситуация, когда эксплуатация вертолета,
еще далеко не выработавшего установленного для него обще-
технического ресурса в летных часах, должна быть приостанов-
лена из-за ограничения по календарному сроку.
• Для эксплуатационных организаций расходы на реновацию должны
равняться цене вертолета.
10	833	-»

Кроме того, использовавшиеся в расчете величины общетех-
нических ресурсов не отражали полные потенциальные воз-
можности конструкции вертолета *. По мере накопления опыта
эксплуатации, как правило, они продлеваются. Так, например,
для планера одного из широко известных вертолетов предвари-
тельный общетехнический ресурс вначале нс превышал 5000 ч.
К настоящему моменту лидерные вертолеты этого типа налетали
уже порядка 12 000 ч каждый. При этом они находились в экс-
плуатации более 15 лет. Но и эти сроки с точки зрения потен-
циальной возможности конструкции не являются предельными.
Следствием такого подхода является то, что средний годовой
налет любого нового типа вертолета оценивается без учета ре-
альных возможностей рассматриваемой машины. Считается само
собой разумеющимся, что годовой налет всегда может быть та-
ким, что установленный для какого-либо вертолета общетехни-
ческий ресурс вырабатывается прежде, чем вступают в силу ка-
лендарные ограничения.
При использовании такой методики не учитывается, в част-
ности, может или не может вертолет совершать нормальные по-
леты в ночное время или в плохих метеорологических условиях,
что зависит от совершенства его радионавигационного оборудо-
вания, автоматической системы управления, антиобледенитель-
ной системы. Не учитывается также время, затрачиваемое на
погрузочно-разгрузочные работы, которое зависит от совершен-
ства погрузочно-разгрузочных устройств, и время на проведение
различных видов ремонтов и технического обслуживания, зави-
сящее от особенности конструкции машины данного типа. Вслед-
ствие всех этих причин расчеты, проведенные по такой методике,
носят весьма условный характер.
В методиках, принятых некоторыми зарубежными авиаком-
паниями, при проведении аналогичных расчетов исходят из оп-
ределенного числа лет, в течение которых вертолет должен оп-
равдать все расходы и принести прибыль. Этот срок устанавли-
вается с учетом ресурсных и календарных ограничений в зави-
симости от планируемой интенсивности налета и обычно состав-
ляет 8—10 лет. Остаточная стоимость при этом оценивается в
среднем в 20% от первоначальной. От изготовителей вертолетов
заказчики требуют технических и организационных гарантий
обеспечения требуемой интенсивности эксплуатации машины, на-
пример до 1500 ч в год. Эти гарантии состоят из обязательств
поставки в строго установленные сроки запасных частей и обес-
печения вертолета оснасткой и специальными инструментами,
нозволяющими выполнить заявленные фирмой-изготовителем
• В силу ряда причин выявление полного ресурсного потенциала планера
 моменту поступления нового типа вертолета в эксплуатацию затруднитель-
но. Предварительные амортизационный и календарный сроки устанавливаются
для него на основании подобия с вертолетом-предшественником, находившим-
ся длительное время в эксплуатации.
290

нормы обслуживания вертолета. Вертолетостроительные фирмы
гарантируют и соответствующие сроки службы агрегатов. Доля
расходов на реновацию оценивается как 0,8 первоначальной це-
ны планера вертолета, отнесенной к произведению установлен-
ного фирмой-изготовителем срока службы в годах на гаранти-
руемый годовой налет (в часах). Аналогичным образом опре-
деляется доля расходов на реновацию двигателей. Авиакомпа-
нии с помощью такой постановки вопроса в основном гарантиру-
ют себя от просчетов при оценке цены летного часа (за счет
фирм-изготовителей, идущих на определенный риск при установ-
лении достаточно больших общетсхнических ресурсов планера и
остальных агрегатов вертолета на начальной стадии эксплуа-
тации).
Однако несмотря на некоторые преимущества этого метода
перед ранее рассмотренным, получаемым, в частности, благода-
ря введению в расчет технически обоснованной величины мак-
симально возможного годового налета *, его также из-за ряда
условностей нельзя использовать для решения нашей задачи.
(Почему, например, для всех типов вертолетов должно быть
справедливо, что через 10 лет эксплуатации вертолет стоит 20%
своей первоначальной цены?).
Воспользуемся методом, представляющим собой некоторую
модификацию обоих рассмотренных методов.
Определим величину максимально возможного годового на-
лета следующим образом. За таковую примем максимальное
число часов, которые вертолет может налетать, находясь в иде-
альных условиях эксплуатации. Под последними будем подразу-
мевать такие условия, при которых вертолет находится на зем-
ле только по техническим причинам, обусловленным его конст-
руктивными особенностями. Налет из-за возможностей эксплуа-
тирующих организаций может оказаться меньшим, а потребно-
сти заказчиков по налету — большими, чем эта величина.
Обозначим ее через £Исп (число летных часов за год). Обозна-
чим через Гпол максимальное число часов, которое вертолет смо-
жет налетать за время эксплуатации, исчисляемое в календар-
ных годах. Обозначим эту последнюю величину через Тклл.
Тогда	kHCa=Ta	(4.21)
или, если Гпол и Гкал выражены в одинаковых единицах вре-
мени, ^си = ГП[Л/7'мд, где к*жп — безразмерный коэффициент,
характеризующий полноту использования общего календарного
времени для полетов.
На рис. 4.11, а приведен план-график эксплуатации одного
из известных транспортных вертолетов — Мн 6 (относящийся к
начальному этапу эксплуатации машин этого типа). Из него
* Па основании специальных испытаний нового вертолета устанавливает-
ся истинное потребное время для ремонтов и технического обслуживания.
10*
2»

видно, что время, потребное для проведения предполетных и
послеполетных подготовок плюс время на обязательные регла-
ментные работы, занимает значительный объем в календарном
времени эксплуатации. Даже без учета ограничений времени на
полеты в ночное время и в плохую погоду, и времени, затрачи-
ваемого на погрузочно-разгрузочные работы и на капитальные
Рис. 4 II. Распределение времени эксплуатации вер-
толета:
а—программа эксплуатации вертолета Ми-6; {—предварительная
подготовка; 2—предполетная подготовка; 3—полеты; 4—подго-
товка к повторному полету; 5—послеполетная подготовка; б—
работы через 10±5 ч; 7—работы через 25 ч; в—работы через
50 ч; 9—работы через 100 ч; б—типичное соотношение летного
времени и времени на техобслуживание, ремонты и простой для
Современных вертолетов: /—техническое обслуживание; И—капи-
тальный ремонт; ///—простои из-за непогоды и и ночное вре-
мя; /V—разгрузочно-погрузочные работы; V—полеты
ремонты (на рис. 4.11, а эти затраты не показаны), летное вре-
мя составляет всего 12% (А’С1| -=0,12), т. е. Тпол оказыва-
ется на порядок меньше Ткаа. На рис. 4.11, б приведена диа-
грамма, характеризующая примерное соотношение полетного
времени и прочего времени, потребного на проведение различ-
ных видов работ для обеспечения этого полетного времени.
В соответствии с определением величины кяса можно запи-
сать
365 • 24= £ксп + Тк.р -|- Т4" У'всмЧ- груэ+ иогили.
(4.22)
292

где Тк.р — время, затрачиваемое на капитальные ремонты вер-
толета в течение года, в ч; ТретЛ — время, затрачиваемое в тече-
ние года на проведение регламентных работ, в ч; Тосм — время,
затрачиваемое в течение года на технические осмотры, в ч;
Лтуз — время стоянки на земле в течение года при проведении
погрузочно-разгрузочных работ в ч; ГПОгодн — общее время про-
стоев иа земле из-за плохой погоды (ночного времени) за
год в ч.
Время, затрачиваемое на капитальные ремонты, можно при-
ближенно выразить следующей зависимостью:
2 ^к-Р ,	(^к.рд» + бе.р.вт + — 4” 4t.pn) лк.|>
(4.23)
Т
‘ к.р	.
’Jj/f’x.p	,)ря*к.р
где S/K.p — величина суммарной трудоемкости капитальных ре-
монтов, приходящаяся на год эксплуатации в человеко-часах;
/к.р.лв — трудоемкость одного капитального ремонта двигателей;
^к.р.вт — трудоемкость одного капитального ремонта втулки не-
сущего винта; /к.рп — трудоемкость одного капитального ре-
монта п-го агрегата; п' — число капитальных ремонтов, при-
ходящееся на год*; ткр — общее число рабочих и инженерно-
технических работников, занимающихся капитальным ремонтом
данного вертолета; т]р — безразмерный коэффициент, выражаю-
щий соотношение между числами рабочих и календарных часов
в неделю (например, при 8-часовом рабочем дне и двух выход-
ных днях в неделю и при односменной работе т]р=8-5/24-7).
Численность работающих берется по данным какой-либо су-
ществующей ремонтной организации. Данные по трудоемкости
ремонта отдельных агрегатов могут быть определены аналогич-
но тому, как оценивалась трудоемкость их изготовления. В по-
следующих подразделах настоящего раздела этот вопрос рас-
смотрен подробнее.
Аналогично определению величины ТК.Р можно оценить и ве-
личины 7"регл И 7'qcm-
т ~ —- ₽егл
' i>er.i ~
’Ijfflpcr.l
2 ^осм
(4. 24)
Тжы^~^=-,	(4.25)
•Чр«осм
где S/регл — суммарная трудоемкость регламентных работ за
год; 2/осм — суммарная трудоемкость предполетных и после-
полетных осмотров за год; mvtrn и тОсм — численность назем-
ного технического персонала, занятого выполнением регламент-
ных работ и техническими осмотрами (в расчетах принимается
равной соответствующей численности наземного персонала, об-
служивающего существующий вертолет, выбранный за эталон).
* Одним из главных требований, предъявляемых к современным вертоле-
там, является требование равенства межремонтных сроков для основных агре-
гатов (илн соблюдение их кратности).
293

Метод оценки трудоемкостей технического обслуживания бу-
дет также приведен в последующих подразделах этого раздела.
Для оценки величины Тгр примем за базовую некоторую сред-
нюю транспортную операцию. Пусть в среднем в каждой такой
операции участвует число рабочих, равное /иГр- Будем считать,
что за один полет вертолет загружается полностью грузом с ве-
сом Gaj, max- Затем совершает перелет к месту назначения с
крейсерской скоростью VKp на дальность L/2, полностью разгру-
жается, затем загружается другим грузом наполовину бПЛтах/2,
совершает перелет к месту базирования, где снова производит-
ся его разгрузка. Будем считать также, что при этом использу-
ются только механизмы, которыми оборудован вертолет (лебед-
ки, тельферы, рольганги и т. п.). Обозначим через /гр среднюю
трудоемкость погрузочно-разгрузочных работ, приходящуюся на
один такой полет (туда и обратно).
Тогда	Ttf = /rp«4.n/ilpmrp= У	(4- 26)
где лч.ц — среднее число полетов за год.
Наконец, о величине ТПОГОдн, которая определяется для сред-
негодовых погодных условий в определенном географическом
районе. TnorxwI = 365-24Погоди, гдеЛПогодн — коэффициент, харак-
теризующий совершенство радионавигационного оборудования,
антиобледенительной системы, автопилота и т. п. Например, ес-
ли оборудование, устанавливаемое на вертолете, делает его пол-
ностью «ВСеПОГОДНЫМ», TO fenoro№=0-
Примем, что величина г|р, входящая в выражения (4.23),
(4.24), (4.25) и (4.26), одна и та же. Тогда, подставляя их в вы-
ражение (4.22), получим
24 - 365 « Лис„ +	+
Тр^рсГЛ	1|Л*Гр
4-24-365^.
Но 4.Р.я/^исп=^к.р.в— трудоемкость капитального ремонта на
летный час; 2^«гл^с,,=^регл— трудоемкость регламентных ра-
бот на летный час; У	— трудоемкость техничес-
ких осмотров на летный час; ^^Гр/А,мсп=/'Р —трудоемкость по-
грузочных работ на летный час.
Тогда	24-365(1 -Л„01М1М)=
=+-2®-++-^-+
\ Чр^к.р Чр^регл Чр^осм Чр^гр
»	.	24*365 (1 ^пигохн)
исп	,	,	,	,
11	^к.р.в ^регл	^осм , Zrp
Пт	b	4-	г
\	Чр^к.р	Чр^регл	Чр^осм Чр^рр
(4.27)
294

Величину , входящую в эту формулу, можно выразить как
поскольку лч.„ = ***"- [см. выражение (4.26)]. Здесь /гр для
/•/^кр
вновь проектируемого вертолета (обозначим ее через /Грп) мо-
жет быть связана с аналогичной величиной для эталонного
вертолета /гр0 следующей формулой:
t — г С,м«-/
•гр л 4 гр ,, •грО»
^илв
где £гР — коэффициент, выражающий соотношение трудоемко-
стей при погрузочно-разгрузочных работах при использовании
различных типов вертолетных механизмов и устройств. Если
трудоемкость при ручной разгрузке (погрузке) какого-либо гру-
за, например стандартного конвейера, принять за единицу, то
при использовании лебедок достаточной грузоподъемности, она
может быть уменьшена до 0,5, при использовании лебедок и
рольгангов — до 0,3, при использовании тельферов и лебедок—
до 0,15. Если, например, на эталонном вертолете были установ-
лены только лебедки, а на вновь проектируемом — помимо ле-
бедок еще и тельферы, то £гр«0,15/0,5.
Данные по соотношению производительностей при погрузоч-
ных операциях с использованием различных механизмов и уст-
ройств берутся либо по результатам специальных испытаний,
либо из статистики. Методы оценки остальных величин вхо-
дящих в формулу (4.27), будут рассмотрены ниже в соответст-
вующих подразделах этого раздела.
Теперь, располагая методом оценки максимально возможно-
го годового налета, мы могли бы легко решить всю задачу о доле
расходов на реновацию в стоимости летного часа, если бы умели
достаточно точно предсказывать полный ресурсный потенциал
конструкции в летных часах и календарных годах.
В принципе можно было бы принять величину ТПол п равной
известному амортизационному сроку, установленному для эта-
лонного вертолета Т11ол0 на момент начала проектирования но-
вой машины, и соответственно величину Ткля п равной введенно-
му календарному ограничению для эталонной машины на то
же время (Ткало)-
Тогда требование соблюдения ограничений по налету и ка-
лендарю выполнялось бы при условии
Лгол Л^исиЛ ~ Т'поло/^нсил ‘С	^кмо-	И- 28)
Однако при таком подходе, как и в рассмотренных в начале
этого раздела методиках, по-прежнему будет не выяснен вопрос
об истинной величине общетехнического ресурса как нового, так
и эталонного вертолетов. Для того чтобы обойти эту трудность,
295

поступим следующим образом. Разделим задачу на две части.
«Выведем» из состава агрегатов, входящих по традиционным
классификациям в планер, лопасти и втулки винтов, автомат пе-
рекоса, редукторы, трансмиссионные валы, гидроусилители и
шасси. Как уже говорилось, эти агрегаты (без шасси) вместе с
двигателями принято называть агрегатами динамической систе-
мы вертолета. Решим теперь отдельно эту задачу для динамиче-
ской системы и для планера. В первом случае на основании мно-
гочисленных динамических испытаний и опыта эксплуатации
многих тысяч вертолетов общий ресурсный потенциал может
быть в большинстве случаев определен достаточно точно. По-
скольку весовые коэффициенты, используемые для оценки весов
таких агрегатов (см. гл. 2), определенным образом связаны сих
ресурсами и поскольку при выборе этих коэффициентов исходят,
в частности, из того, чтобы ресурсный уровень вновь разраба-
тываемых агрегатов оставался бы, по крайней мере, прежним,
можно на ранних этапах проектирования принимать общетех-
нические ресурсы нового и эталонного агрегатов равными меж-
ду собой. Можно также принимать одинаковыми и календарные
ограничения.
Что же касается планеров современных вертолетов, то исхо-
дя из существующих представлений можно предполагать, что их
полный ресурсный потенциал значительно выше тех максималь-
ных величин, которые были известны к настоящему моменту (по-
рядка 12 000 ч). Из-за относительно более высокого уровня виб-
раций для планера винтокрылого аппарата может потребовать-
ся более частый ремонт, чем для планера самолета. Но при этом
общетехнический ресурс первого может быть существенно выше,
чем у второго из-за большей сложности и «ответственности» эле-
ментов конструкции последнего. В состав планера самолета, на-
пример, входит такой определяющий безопасность полета эле-
мент, каким является его основная несущая система — крыло со
всей механизацией. Крыло же, которое иногда устанавливается
и на вертолет, естественно, не является его основной несущей
системой. Даже в случае его поломки в полете вероятность серь-
езного летного происшествия не столь велика. Тем не менее
амортизационные сроки, устанавливаемые для вертолетов, были
в 2 ... 2,5 раза меньше, чем у самолетов. Годовой налет совре-
менных вертолетов из-за особенностей их эксплуатации не пре-
вышал в среднем нескольких сот часов. Лишь по отдельным ма-
шинам в некоторые годы эксплуатации он превосходил 1000-ча-
совой рубеж. Календарный же срок для них в настоящее время
достигает 15 лет. При таком соотношении этих цифр не удава-
лось подтвердить опытом практической эксплуатации, что пла-
нер какого-либо вертолета имеет амортизационный срок порядка
30 тыс. часов, т. е. такой же, как, например, у пассажирского
самолета. Очевидно, что со временем и средние годовые налеты,
и календарные сроки для вертолетов могут увеличиться. Но тогда
296

может вступить в силу вместо календарного срока другое ограни-
чение — срок морального износа вертолета. Срок эксплуатации
вертолетов данного типа будет прекращаться до выработки
амортизационных сроков, поскольку в широкую эксплуатацию
поступят новые, более совершенные и более производительные
вертолеты. Для производства запасных частей к ним может, на-
пример, потребоваться освободить производственные площади,
занятые под запасные части для вертолетов старой модели.
Календарный срок и срок морального износа можно считать
в настоящее время примерно равными.
На основании всего сказанного при оценке амортизационного
срока планера примем за определяющее ограничение календар-
ный срок. При этом будем считать, что Лх,п = Тогда
амортизационный срок (в часах)
1~пы„ ~ ^иепя^*кал, •
Более строго это равенство нужно было бы записать в следую-
щем виде:
(4.29)
где £л.с — коэффициент, учитывающий соотношение истинного
значения ресурсного потенциала планера эталонного вертолета
(Гпол,), если его удалось бы установить, и произведения
(АмядТ'кшъ). При Гиая.> ^C1,/K3.lo величина 5л.с принимается рав-
ной единице. Теперь, получив, наконец, выражение для аморти-
зационного срока вертолета, можно приступить непосредственно
к определению расходов на его реновацию.
4.2.2.	Расходы на реновацию агрегатов динамической системы
планера вертолета
Выше уже говорилось, что поскольку вес агрегатов динами-
ческой системы вертолета связан с величинами «заложенных» в
них при проектировании ресурсов, при выборе весовых коэффи-
циентов обеспечиваются и соответствующие им ресурсы агрега-
тов. На рассматривавшихся в гл. 2 графиках представлены ста-
тистические весовые данные современных вертолетов, имеющих
общетехническне ресурсы по основным агрегатам динамической
системы в среднем 2500 ... 3600 ч, а по отдельным агрега-
там до 7000 ч. Календарные сроки, устанавливаемые для этих
агрегатов,— от пяти лет и выше. Поэтому даже при относитель-
но небольших годовых налетах (в несколько сотен часов) опре-
деляющим ограничением при оценке расходов на реновацию
этих агрегатов являются их общетехнические ресурсы. Следо-
вательно, число потребных агрегатов данного типа за все время
эксплуатации нового вертолета может быть выражено через от-
297

ношение общего полетного времени к общетехническому
ресурсу этого агрегата (P„t=Pqt):
«агр = Тпи>п/Р^ = Сл Аск/к.л./РГ.	(4- 30)
где магр — целое число агрегатов данного типа, включая уста-
новленные на вертолете при его изготовлении (если не
кратно PgT округление следует производить в сторону увеличе-
ния величины Патр до целого числа).
Следует обратить еще раз внимание на то, что в данном слу-
чае речь идет именно о «заложенном»* в агрегат (расчетном)
ресурсе, который лишь постепенно реализуется (после проведе-
ния различных испытаний и после относительно длительной про-
верки агрегатов в процессе эксплуатации).
Например, «заложенный» в лопасть несущего винта ресурс
может быть не менее 2000 ч. Однако первым серийным лопас-
тям данного типа, поступающим в эксплуатацию, вряд ли такой
ресурс будет установлен сразу. Первоначальный ресурс (всего в
несколько сотен часов) будет увеличиваться постепенно при
условии положительных результатов эксплуатации значительно-
го количества лопастей этого типа. В конце концов величина
«заложенного» в агрегат ресурса может быть превышена благо-
даря введению усовершенствований в его конструкцию и техно-
логические процессы изготовления. Но для того чтобы не ус-
ложнять задачу, будем при оценке эксплуатационных расходов
считать величины расчетных ресурсов неизменными. Будем так-
же считать, что после полной амортизации агрегатов вертолета
остается 5% их первоначальной стоимости (стоимость металло-
лома). Тогда расходы на реновацию агрегатов динамической
системы, приходящиеся на час полета, можно выразить в сле-
дующем виде:
0,95 (ЛдаСдв 4- Лг.».рСГл р +... + ЛЛСП)
Сл.с*испл^кал0
(4.31)
где ад.с — расходы на реновацию агрегатов динамической сис-
темы на час полета; пяв, «гл.р. пп — количество используемых
агрегатов динамической системы за Тпопп (двигателей, главных
редукторов и т. д.). Расходы же на реновацию планера на час
полета
Г°,”С7" •	(4.32)
чл.с"жч л' калО
Расходы на реновацию вертолета в целом, приходящиеся на час
полета
0,95 (Сплан 4- ллпСла 4- лгл,рСгл.р 4- ...ллСл)
а»=а,.„и+алл=-----------------—— ---------------------. (4.33)
Сл.сяисп п' кадО
Ресурсный потенина.'! агрегата.
298

Поскольку для отдельных агрегатов динамической системы
___ 0,95пяСл _______ 0,95Ся
« г Ь Т	’
чл.с'‘нси' кал гп
(4.34)
то
(
л,=0,95
/ Сц-МК_________I СЛЯ ; СГД.р
\ С^-с^испТкал Р.1В7 Рг.тУр
(4.35)
Как видно, формула (4.35) для расчета этого вида амортизаци-
онных расходов учитывает как летные, так и календарные ресур-
сы агрегатов вертолета.
4.2.3.	Расходы на капитальные ремонты
Второй составляющей амортизационных расходов являются
расходы на капитальные ремонты агрегатов вертолета.
Как известно, капитальные ремонты для современных верто-
летов производятся в среднем через каждые 1000 ... 1500 ч на-
лета (если нет более ранних календарных ограничений). Для
вертолетов будущего эти сроки, по-видимому, значительно уве-
личатся. За исключением современных лопастей несущего и ру-
' левого винтов, конструкции которых пока считаются не ремонто-
пригодными, агрегаты динамической системы могут капитально
ремонтироваться два, три и в некоторых случаях — большее
число раз. Текущие ремонты лопастей не капитального харак-
тера возможны. Общетехнический ресурс для п-го агрегата мож-
но записать
pu.r=(4-j-i)pM.pt	(4.36)
где Ч — допускаемое число капитальных ремонтов; Рмр —
межремонтные сроки в летных часах (технические ресурсы);
Рм-р^Ргар — гарантированного заводом-изготовителем ресурса.
Межремонтные сроки, устанавливаемые после каждого ре-
монта, не обязательно равны между собой. Срок до первого ре-
монта может быть больше, чем после 2-го и 3-го, что объясняет-
ся в основном тем, что на некоторых ремонтных предприятиях
трудно обеспечить в силу ряда причин тот же уровень техничес-
кой культуры производства, что и на заводе-изготовителе верто-
лета.
На некоторых зарубежных фирмах принята такая форма об-
служивания покупателей вертолета, при которой капитальный
ремонт производится на заводах самой фирмы. Это позволяет
устанавливать для агрегатов одинаковые межремонтные сроки
после каждого ремонта. Примем для нашей задачи подобный по-
рядок и будем считать для всех рассматриваемых случаев
P“-₽=const.
Л
299

В известных методиках стоимость капитальных ремонтов оце-
нивается на основе статистических данных:
С“₽—адСя/р,	(4-37)
где С“р — стоимость капитального ремонта n-го агрегата; а„—
постоянный статистический коэффициент, выведенный на основе
реальных затрат на ремонты соответствующих агрегатов верто-
летов, находящихся в эксплуатации; /Р=Ч — допускаемое число
капитальных ремонтов.
Однако такой метод не дает уверенности в том, что возмож-
ная погрешность расчета не будет слишком велика. И это даже
в том случае, если бы «разбежка» статистических данных при
определении коэффициента ап была бы незначительной. По-
скольку значение ап берется обычно одинаковым для всех одно-
именных агрегатов различных вертолетов вне зависимости'от
степени подобия их конструкции, погрешность расчета прн ис-
пользовании этого метода может оказаться слишком большой,
что для нашей задачи недопустимо.
Остановимся несколько подробнее на основных операциях,
выполняемых при капитальных ремонтах агрегатов. Рассмотрим
в качестве типичного примера основные операции при капиталь-
ных ремонтах втулок несущих винтов: а) полная разборка;
б) промывка деталей; в) полная дефектация деталей, во время
которой детали, на которых обнаружены дефекты, либо браку-
ются (и заменяются потом новыми), либо направляются в ре-
монт.
Для существующих конструкций шарнирных втулок после
1-го ремонта отбраковывается в среднем 0,3 ... 0,6% всех дета-
лей, после 2-го — эта величина увеличивается до 1,5% (иногда
до 2%).
Число ремонтируемых деталей в 3 ... 4 раза больше. Пол-
ностью, независимо от состояния, меняются все резиновые про-
кладки, контровочные детали. (При ремонте втулок некоторых
типов могут меняться в обязательном порядке и некоторые от-
ветственные детали, например цапфы осевых шарниров);
г)	ремонт деталей в зависимости от дефектов с восстанов-
лением кадмиевого покрытия, ликвидации следов коррозии, от-
дельных расточек и т. п.;
д)	сборка с соответствующими проверками.
Из приведенного перечня видов ремонтных работ следует, что
в процессе капитального ремонта в значительной степени повто-
ряются производственные операции изготовления агрегата. Раз-
ница лишь в том, что при капитальном ремонте новое «изготов-
ление» втулки осуществляется из старых деталей. Процент от-
ремонтированных и изготовленных заново деталей, как было от-
мечено, очень мал.
зоо

Поэтому представляется (на основании изложенного ранее),
что наиболее надежной формулой для выражения стоимости ка-
питального ремонта, будет формула, аналогичная формуле
(4.2):	\
\	С^₽=^0.кСт«р,	(4.38)
где Ст£₽ —\удельная стоимость капитального ремонта п-го аг-
регата (стоимость капитального ремонта 1 кгс агрегата);
Л — _  - - (йри условии, что процент используемых новых де-
ЗцПро
талей — не более I ... 2%, при этом разницей в стоимости ис-
пользуемых материалов можно пренебречь); Ст£₽— удельная
стоимость капитального ремонта эталонного агрегата серийного
производства (стоимость капитального ремонта 1 кгс агрегата).
Тогда стоимость одного капитального ремонта
С^=^,..АСт5-р.	(4.39)
Для случая, когда ремонт подобных агрегатов двух разных
вертолетов производится на одних и тех же производственных
участках и примерно в одно время (£э'=1), а требуемые допус-
ки изготовления агрегатов одного порядка, формула (4.39) при-
нимает вид, аналогичный формуле (4.19):
C«.i.=Z"-C?-P.	(4.40)
" г0 °
Соответственно доля расходов на капитальный ремонт, при-
ходящаяся на летный час, определится аналогично выражению
для часовых расходов на реновацию:
Ск.р^ CJ₽/PJ₽== *^00*	(4. 41)
или для частного случая [см. выражение (4.40)]:
С*.р
О₽= Да _Д!_ .	(4.42)
я р: ₽
Аналогично тому, как выбирались условия, при которых под-
считывалась стоимость изготовления нового вертолета (поряд-
ковый номер, производственные мощности, уровень производи-
тельности), выбираются условия для подсчета стоимости капи-
тальных ремонтов.
Для определения годового налета нового вертолета требуется
знать удельную трудоемкость капитального ремонта, приходя-
щуюся на 1 ч полета:
=*?... АСт«-р/ЗяР-р. •	(4.43)
.301

4.2.4.	Расходы на техническое обслуживание i
От современных вертолетов требуется, чтобы межремонтные
сроки агрегатов были равны или кратны межремонтному сроку
планера (обязательное требование). Однако можно представить
себе, что возникнет необходимость замены двигателя; лопастей,
втулки несущего винта, рулевого винта или каких-нибудь дру-
гих агрегатов в полевых условиях или в лучшем случае в аэро-
дромных мастерских. В практике экономических расчетов иногда
оценку стоимости технического обслуживания производят по
формулам, в которые введены члены, учитывающие стоимости
таких замен.
Примером может служить следующая формула:
С™=Ц>(ясмКсм ;	• «1иоК1Ов-|-
“r^npKjip гл1,фПК1|>|1-|-л1(.,цсК1С,|С),	(4.44)
где Це — себестоимость приведенной единицы при техобслужи-
вании (за приведенную единицу принимается трудоемкость об-
служивания какого-либо аппарата или агрегата); Кем — трудо-
емкость замен в течение межремонтных сроков двигателей и
других агрегатов (в приведенных единицах); Каоцоо. мо.«ю) —
трудоемкость (в приведенных единицах) 50-, I00-, 200- и 400-
часовых регламентных работ, если они предусмотрены регла-
ментом; КПр. Кип- Ккв.с — трудоемкость (в приведенных едини-
цах) предполетного, послеполетного технического обслуживания,
а также обслуживания во время кратковременных стоянок (при
длительных стоянках вертолеты ставятся на консервацию, тех-
ническое обслуживание минимальное); псм — число замен соот-
ветствующих агрегатов; n5O(ioo, m — число соответствующих рег-
ламентных работ; «пр, пцп — число соответствующих видов пред-
полетных и послеполетных осмотров; пкв.с — число циклов тех-
нического обслуживания во время кратковременных стоянок.
Казалось бы здесь учтено все, что может повлиять на стои-
мость технического обслуживания вертолета. Если ведется рас-
чет экономических характеристик уже построенного вертолета,
это действительно так. Проведя предварительно хронометраж
всех работ при его техническом обслуживании и определив та-
ким образом потребные трудоемкости, можно определить вели-
чину Сто вполне достоверно (если, конечно, известны псм и
лк.«.с)- Но как оценить стоимость обслуживания с помощью этой
формулы для вновь проектируемого вертолета? Поскольку в
этом случае рекомендуется брать значения трудоемкостей при-
ближенно, по статистическим данным вертолетов, находящихся
в эксплуатации, т. е. фактически без учета параметров вновь
проектируемого вертолета, для нашей задачи такая точность не-
достаточна. По этой же причине не годятся и другие методики,
в соответствии с которыми расходы на техническое обслужива-
ли

нис определяются пропорционально расходам на зарплату лет-
ного состава. Расходи на обслуживание в этом случае по суще-
ству никак не зависят от параметров нового вертолета. Полагая,
что новыА вертолет должен соответствовать всем обязательным
современным требованиям, в том числе и требованию обеспечить
кратность межремонтных сроков планера и основных агрегатов
динамическая системы, не будем включать в суммарную трудо-
емкость технического обслуживания время на внеплановую за-
мену агрегатбв (плановая замена производится только во вре-
мя капитальных ремонтов). На самом деле в течение всего
периода эксплуатации могут возникать ситуации, которые при-
водят к необходимости преждевременной замены того или иного
агрегата, узла или отдельной детали. Такой внеплановый ремонт
будет производиться не на ремонтном заводе, а непосредствен-
но в подразделении или даже в полевых условиях.
Рассмотрим расходы на текущий (внеплановый) ремонт от-
дельно. Разумеется, предусмотреть точно расходы, связанные с
этими видами работ (трудоемкость и стоимость запасных ча-
стей), невозможно, так как это может быть результатом ошибки
пилотирования, ошибки при техническом обслуживании, резуль-
татом заводского дефекта и дефекта конструктивного.
Наибольшее число дефектов и соответственно значительная
часть стоимости текущего ремонта связана с радиоэлектронным
оборудованием. Это главным образом дефекты, обусловленные
относительно высоким уровнем вибраций на существующих вер-
толетах. Повреждения в конструкции планера возникают срав-
нительно редко, но их устранение обходится дорого. Отказ сило-
вых установок происходит значительно чаще, чем отказ элемен-
тов планера и обходится также довольно дорого. Как уже гово-
рилось, причины отказов могут быть разные. Нас же интересуют
только те, которые зависят от типа выбранной конструкция
вертолета, которые как-то могут быть связаны с выбираемыми
параметрами. Например, 8-лопастный несущий винт в принципе
обеспечит более низкий уровень вибраций планера, чем 4-лопа-
стный и, следовательно, можно ожидать меньшего числа отка-
зов электронного оборудования и некоторых других агрегатов.
По статистическим данным в среднем общие расходы на вне-
плановые ремонты для существующего парка вертолетов оцени-
ваются в пределах 10 ... 12% от амортизационных:
СГ₽=аа.,	(4.45)
где а = 0,1 . •. 0,12.
Примем, что часть расходов на текущий ремонт вертолета, ко-
торая связана с выбором параметров (AC™ ?=== £С£н р) вертолета,
зависит в основном от уровня вибраций. Тогда можно записать
ДС’'-₽= — ДСЛ	(4.46'
П?о
.303

/
где ng — величина, характеризующая уровень вибраццА в рай-
оне отсеков с электронным оборудованием; ДСГ-" и/АСо"’₽ —
часть стоимости внеплановых ремонтов л-го агрегата (и эталон-
ного, обусловленная вибрациями. Эти же расходы на /етный час
рот „ ро.Т
"Го "
о.т
п
(4.47)
Несмотря на то, что этот вид расходов обусловлен выбором па-
раметров, их можно в дальнейших расчетах не учитывать, по-
скольку в общей сумме эксплуатационных расходов они все же
составляют незначительную часть. Основная же часть расходов
на внеплановые ремонты (С“,р —ДС“"'₽) от выбора параметров
нс зависит.
Рассмотрим теперь вопрос о трудоемкостях регламентных ра-
бот и технических осмотров. Анализ регламентных работ пока-
зывает, что их трудоемкость и, следовательно, стоимость про-
порциональны числу производимых основных операций. Регла-
ментные работы являются циклическими. Они проводятся обыч-
но после налета каждых h часов, например, после каждых 50,
100 и 200 летных часов. Причем в каждый последующий срок
проводятся, как правило, все работы предыдущего регламента
плюс какие-то дополнительные работы. Для вертолетов ранних
выпусков существовали 25-часовые работы. Очевидно, что вы-
годно проводить регламентные работы как можно реже. Поэто-
му для вертолетов последних выпусков 25-часовые работы не
проводятся, что обеспечено соответствующими конструктивными
решениями *. Однако в настоящее время предусмотрены работы
уже и через 300 и 400 ч. Через 400 ч весь цикл работ повторя-
ется. Существуют также календарные регламентные работы. Но
их объем по сравнению с другими видами работ при интенсив-
ной эксплуатации незначителен, и мы их учитывать не будем.
Как и во всех предыдущих случаях, выберем средн существую-
щих вертолетов эталонный, наиболее близкий по размерам и на-
значению к вновь проектируемому. Для этой машины должны
быть известны все фактические данные эксплуатационного ха-
рактера (результаты хронометража различных работ при экс-
плуатационных испытаниях).
Пусть для эталонного вертолета Л — принятый цикл регла-
ментных работ в летных часах; /регло — трудоемкость всех рег-
ламентных работ полного цикла в нормочасах; /0 — общее чис-
ло операций за цикл; /о' = /рсгло/й— удельная трудоемкость рег-
ламентных работ в нормочасах на летный час; io=!o/h — сред-
* Некоторые гады 25-часовых работ проводятся во время технических
осмотров.
ЭМ

нее числА операций по регламенту, приходящееся на один лет-
ный час; Л<рр=-^—-=-т средняя трудоемкость одной опера-
•о «о
ции в нормоцаеах (величина, характеризующая производитель-
ность работ),
Примем, чТо в среднем для эксплуатирующих вертолеты под-
разделений ALp«const. При выборе параметров нового верто-
лета, когда еще подробно неизвестны особенности его конструк-
ции, обычно предполагается, что основные его агрегаты будут в
основном подобны ранее построенным. Поэтому можно исходить
из того, что и характер, и цикл регламентных работ будут в ос-
новном подобны таким работам по эталонному вертолету (есте-
ственно, за таковой выбрать машину, на смену которой проекти-
руется новая). Возможные отличия можно учесть, оценив по-
агрегатно разницу в числе требуемых регламентных операций.
Например, на смену редуктору рулевого винта, у которого через
определенный срок должна производиться замена масла, может
прийти редуктор, у которого смазка не меняется весь срок служ-
бы. Очевидно, что в этом случае оценить сокращение числа опе-
раций не представляет большого труда.
Фактические трудоемкости отдельных операций могут сильно
отличаться друг от друга. Однако использование в данной ме-
тодике средней величины трудоемкости, приходящейся на одну
операцию, все же позволяет получить удовлетворительную точ-
ность расчета.
Для вновь проектируемого вертолета можно записать:
.. _Я (п
<р‘ In ~ in '
т. е. 4=4"*" 4=^4-А—
in io	io /о A /q "
( гак как /0/й=/’о и IJh = in). Тогда расходы на регламентные ра-
боты для нового вертолета, приходящиеся на 1 летный час, мож-
но записать следующим образом:
i ^-=3, Д	(4.48)
*0	«	/q п
где 3,/ — средняя стоимость нормочаса при проведении регла-
ментных работ.
Трудоемкость технических осмотров, предполетных и после-
полетных *, можно оценивать аналогичным образом. Удельную
трудоемкость осмотров, приходящуюся на 1 ч полета, для вновь
* Осмотры при различных стоянках, вызванных организационными при-
чинами, в данном случае не учитываются.
305

проектируемого вертолета можно выразить через удельную тру-
доемкость осмотров эталонного вертолета:
А, СМ = Л.СМ.11Р 4“ ^ОСМ.П1|>	'
f _____ Л СМ Я	2
,‘осм л ,	|
где /осм.пр — трудоемкость предполетного осмотра (в нормоча-
сах); /осм.пп — трудоемкость послеполетного осмотра (в нормо-
часах); Ё(Осм — суммарная трудоемкость технических осмотров,
приходящаяся на 1 полет (в нормочасах); /Осм — число опера-
ций при осмотрах, приходящихся на 1 полет.
Примем за среднюю продолжительность полета вертолета от-
ношение максимальной дальности к его крейсерской скорости *
(на высоте 500 м MCA, Оыл.иорм, Отопл.аорм, резерв топлива —
5%). Тогда удельная трудоемкость текущего технического об-
служивания (в нормочасах на 1 летный час) может быть выра-
жена как:

ОС Мф
/	_ У*Гп 1'^п V1 /
»ОСМ - ~	▼. ‘осм0-
£Л ‘осм0
Соответственно расходы на технические осмотры, приходящиеся
на 1 ч полета, определятся как
„	_ о- /	_ ч ^'•гУ'Ч'п
С> мж— °ягисм — On— f—
я	’осм,»
где З'п — средняя стоимость нормочаса техобслуживания.
ОСМф'
(4.49)
(4.50)
и
4.2.5. Расходы на горюче-смазочные материалы (ГСМ)
Считая эти расходы на час полета, можно записать
сгсмоги,1Л*м
Сгсм=-------------	1
где Сгсм — стоимость 1 кгс топлива; GTon.i — нормальный за-
пас топлива в кгс; кх — коэффициент, учитывающий расходы
на смазочные материалы (приближенно Ам=1,05).
(4.51)
4.2.6. Расходы на зарплату летных экипажей
В соответствии с требованиями нашей задачи будем считать,
что годовой налет определяется только летно-техническими воз-
• Для транспортных к пассажирских вертолетов.
306

можностйщ! вертолета. Поэтому для расчета используем в каче-
стве типойрй такую схему организации полетов, при которой пу-
тем введения сменных экипажей обеспечивается полное исполь-
зование летного потенциала вертолета.
Это означает, в частности, что если вертолет всепогодный, то
он летает круглосуточно, и для этого требуется несколько смен
летчиков, бортинженеров, штурманов и механиков.
Не будем усложнять расчет зарплаты летных экипажей вве-
дением ряда коэффициентов, учитывающих особенности условий
эксплуатации (географические районы и т. п.), как это обычно
принято, поскольку это мало повлияет на окончательные резуль-
таты анализа.
Зададимся годовой нормой налета для экипажа Н (летных
часов). Тогда потребное число экипажей определится как отно-
шение kuca/H. Обозначим среднюю стоимость одного календар-
ного часа (исходя из месячной зарплаты) через 3/, число чле-
нов экипажа через тзк. Тогда выражение Здт>кГкал —будет
представлять собой расходы на обычную («наземную») часть
зарплаты летных экипажей за весь срок службы вертолета
(здесь ТКал в часах). Обозначим через Зл" — среднюю стои-
мость часа летной работы. Тогда выражение 3.,mSK7B0J
будет представлять собой расходы на «летную» часть зарплаты
экипажей. Отсюда общая сумма зарплаты, выплачиваемая лет-
ному составу за календарный срок службы вертолета,
си1,.,=з!гк„+з1г,1чл)///=
=А«я'и»1Лал(31+
(4.52)
Здесь ^исв— Тпг„, Гм„ где Т11ОЛ и Ткал в часах; kacn—Тпол/Ткал,
где Тпол — в часах, а Т|(ал — в годах. Расходы на зарплату лет-
ному составу за час полета выразятся следующим образом:
С„р.л =	( 31 + ^сп31) =
^иси* кал
==-24-355ждк (31-|-^0,31).
(4-53)
Поскольку для нового вертолета может потребоваться экипаж
иной квалификации, чем для его предшественника, в выражении
для стоимостей в эти формулы следует ввести еще поправку
на требуемую классность экипажа. Однако на окончательные
результаты экономического расчета она может повлиять лишь
незначительно. Поэтому учитывать ее не будем.
307

4. 3. ОЦЕНКА КОСВЕННЫХ РАСХОДОВ. /
ОСНОВНЫЕ ЗАВИСИМОСТИ ДЛЯ ОЦЕНКИ
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ РАСХОДОВ
4.3.1.	Расходы на тренировочные полеты.
Аэродромные расходы и прочее
В практике экономических расчетов учитываются обычно
расходы на выполнение тренировочных и служебных полетов и
расходы на работу двигателей на земле, а также на оплату су-
точных при задержке экипажей в рейсах и т. п. В настоящее вре-
мя они принимаются в расчетах, проводимых в «Аэрофлоте»,
порядка 10% от амортизационных расходов, расходов на техни-
ческое обслуживание и ГСМ. Их удобно относить к косвенным
расходам. Сюда же обычно относят и другие виды «побочных»
расходов, в частности расходы на содержание аэродромов.
Очевидно, что для вертолетов, которым не нужны дорогие
взлетно-посадочные полосы, они должны быть много меньше,
чем у самолета. Ранее в расчетах, проводимых в «Аэрофлоте»,
эти расходы принимались практически такими же, т. е. 30% от
суммы прямых расходов (без амортизационных). Поскольку эти
виды расходов по существу не зависят от параметров вертолета,
их можно в нашем расчете не учитывать.
4.3.2.	Расходы на страхование
Отнесем к разряду косвенных и расходы на страхование.
В наших расчетах должна быть учтена различная степень тех-
нического риска, «закладываемая» в новый вертолет при проек-
тировании.
Очевидно, что использование проверенных схем и техничес-
ких решений дает основание уменьшить расходы на страхова-
ние и, наоборот, увеличить их, если в проекте предусмотрено
использовать новые технические решения, не проверенные мно-
голетней эксплуатацией на сотнях вертолетов-предшественниках.
Ясно, что такой подход к оценке расходов на страхование при-
меним к вертолетам данного типа, находящимся в начальной
стадии эксплуатации. При накоплении достаточного опыта экс-
плуатации и доводки конструкций, в которых использованы
принципиально новые технические решения, расходы на страхо-
вание должны быть соответственно снижены.
В практике зарубежных фирм расходы (годовые) на страхо-
вание для хорошо проверенных конструкций берутся в пределах
от 5 до 16% первоначальной стоимости вертолета (без учета
страхования жизни пассажиров и членов экипажа). В нашем
случае мы, естественно, должны исходить из того, что эксплуа-
тация сравниваемых вертолетов будет происходить в одинако-
вых условиях. Пусть годовые расходы на страхование вновь
проектируемого конструкторским бюро вертолета, по схеме и
308

типу агрегатов не имеющего принципиальных отличий от ранее
спроектированных и находящихся в широкой эксплуатации, со-
ставит q первоначальной стоимости вертолета, например, 1%.
В действительности, проектирование такой машины маловероят-
но. От нового вертолета требуются новые качества, которые
можно получить лишь путем введения в конструкцию техничес-
ких новшеств. Однако конструкторы при проектировании новой
машины стараются максимально использовать и старые реше-
ния, добиваясь оптимального общего решения при введении ми-
нимального числа новшеств и связанных с ними проблем. К чис-
лу таких новшеств сегодня относится переход от втулок несу-
щих винтов со стальными корпусами ко втулкам с титановыми,
от втулок обычного типа ко втулкам с эластомерными подшип-
никами. Другие примеры: переход от обычных шарнирных винтов
к «жестким», от редукторов с обычным эвольвеитным типом за-
цепления зубчатых колес к редукторам с комформальным типом
зацепления, от обычной механической системы управления к
электрической системе и т. д.
Обозначим число таких новых технических решений, которые
«вносятся» в тот или иной проект, через лтр- Тогда стоимость
годовых расходов на «страхование» вновь проектируемого вер-
толета можно выразить как
Ссгр.=Лт.рС.^,	(4.54)
где Свп — первоначальная стоимость вертолета; q — принятый
в эксплуатации процент расходов на страхование для вертолета
обычной конструкции; птр — число принципиально новых тех-
нических решений, введенных в ответственные элементы конст-
рукции вертолета. Расходы на страхование на I летный час
(4.55)
“исл л
4.3.3.	Основные формулы для оценки эксплуатационных расходов
на вертолеты
На основе проделанного анализа получен ряд зависимостей,
позволяющих оценить эксплуатационные расходы для вновь
создаваемого вертолета на ранних стадиях его проектирования.
Удельная стоимость изготовления n-го агрегата вертолета:
где
Стя —
4 ^-тт=^в^о.к | /	So	Ст0,
30 Про	t-k*	мя Мо ’
	'АН	f.
• *о <7„ (		
(4.2)
(4.20)
(4.9)
(4. 15)
.309

Стоимость изготовления п-го агрегата вертолета:
Ся=ОлСтя==—fa	) С»:
" " z0 (д, I г 30Пр0	“ Мо/
С„— k3
гп /Др V Г* / ^Л_
*о (дл I С® У So '
Стоимость изготовления всего вертолета:
С„ =УСЯ.
ял	я
(4. 17)
(4.56)
(4-57)
Расходы на реновацию на летный час:
лв=0,95(С|ида/;|.Лс117'к., + Схв/Р^т+Сгл.Р/Р?Л+ . .. + ся/РГ).
(4.35)
Расходы на капитальный ремонт (на час полета) для л-го
агрегата:
с*₽=аХАСт5₽/РГ.	(4.41)
Суммарные расходы на капитальный ремонт (на час по-
лета):
(4-58>
Расходы на регламентные работы (на час полета):
св„,- з; ^=>-.	(4.48)
Расходы на технические осмотры (на час полета):
с ____Д' /осм«	/	/л i
Сасмя—&	!	71 ‘«“о-	(4. OVJ
1 ocmO
Расходы на ГСМ (на час полета):
Расходы на зарплату летного состава (на час полета):
смрл=^ (з;+*:сяз;)	(4.5з>
Расходы на «страхование» (на час полета):
с„Рл = ^?СЯя.	(4.55)
*испл
Стоимость одного летного часа:
св=а4_сК,₽ + с1чм + сисм + сгсм+с,арл4-ССТр.	(4.59)

ВЫБОР ОПТИМАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ
ВЕРТОЛЕТОВ ПО КРИТЕРИЮ
МИНИМАЛЬНОЙ СТОИМОСТИ
Представленные в предыдущей главе формулы
позволяют проследить за изменениями стоимости как отдельных
агрегатов, так и вертолета в целом в зависимости от взлетного
веса, диаметра несущего винта и числа лопастей для вертолетов
различных схем и различных весовых категорий.
Произведем расчеты эксплуатационных расходов для неко-
торых вариантов одного из рассматриваемых в гл. 2 вертолетов
(см. табл. 2.11). Анализируя результаты этих расчетов, поста-
раемся выяснить, в какой степени оптимум, найденный по кри-
терию минимального веса, может соответствовать оптимуму, оп-
ределенному по критерию минимальной стоимости работы вер-
толета.
5.	1. ЗАВИСИМОСТЬ РАСХОДОВ НА РЕНОВАЦИЮ
ОТ ПАРАМЕТРОВ ВЕРТОЛЕТА
5.1.1.	Расходы на реновацию лопастей
В общую формулу стоимости п-го агрегата (4.17) подставим
выражение для веса лопастей (2.8) при А^Ао:
(5.1)
где 2СЛя — суммарная стоимость комплекта лопастей несущего
винта.
Согласно изложенному в гл. 2 эта зависимость будет справед-
лива только для определенных типов конструкций лопастей с уд-
линением, меняющимся в относительно узком диапазоне — А =
= 16 ... 20, и для значений хорды в пределах 6 = 0,4 ... 1 м.
В этом диапазоне ограничения по максимально допустимым ве-
личинам у и свеса лопастей можно не принимать в расчет.
зц

Несмотря на такие узкие рамки, формула (5.1) позволяет
достаточно надежно оценить стоимость комплектов лопастей
большинства существующих типов, поскольку их весовые харак-
теристики находятся внутри этих пределов, которые можно счи-
тать «освоенными» современными конструкторами (выход же
за эти пределы при проектировании лопастей может быть свя-
зан с необходимостью решения каких-то новых проблем). На
этом основании мы и воспользовались для расчета стоимости
лопастей приближенной формулой (2.8).
Для иллюстрации данной методики стоимостного анализа
можно было бы в принципе брать любые весовые формулы. Точ-
ность собственно стоимостного расчета от этого не изменится.
Ниже будет показано, что сделанные допущения, которые потре-
бовались для того, чтобы не усложнять стоимостный расчет, не
повлияют на окончательный результат. Исходя из этих допуще-
ний суммарные расходы на реновацию комплекта лопастей (за
час полета) можно выразить как
или
Яп	рО.Т
яп
о. 95^пЛ^Хглл>л^;7Стл,
пР?л
(5.2)
(5.3)
Определив последовательно все входящие сюда коэффициен-
ты, можно затем, варьируя значениями гл, b и /?, оценить вели-
чину расходов на реновацию комплекта лопастей для каждого
рассматриваемого варианта вертолета.
Проведем сначала расчет расходов на реновацию комплекта
лопастей по формуле (5.3) только для одного исходного вари-
анта (например, для одновинтового вертолета из табл. 2.11),
принимая за эталонный комплект лопастей серийного вертолета
соответствующего класса. Затем заменим эталон. За таковой
теперь примем лопасти несущего винта исходного варианта вер-
толета и произведем варьирование указанными величинами. Это
удобно, так как избавляет от необходимости определения ряда
промежуточных величин, поскольку в этом случае fe3=l и
До/Дп=1.
Ясно, что при оценке расходов на реновацию решение задачи
зависит во многом от правильности оценки коэффициента, учи-
тывающего особенности конструкции, fe0„, а определение этого
коэффициента сводится в основном к отысканию соответствую-
щих величин «плотностей» деталей в агрегате zn/Gn. На рис. 4.9
была представлена зависимость величины zn/Gn от веса планера
для некоторых вертолетов фирмы Боинг-Вертол. На рис. 5.1 при-
ведены аналогичные зависимости для отдельных узлов планеров
вертолетов этой же фирмы. Рассмотрение этих графиков поз-
312

воляет сделать вывод, вообще говоря, и так очевидный, что
«плотность» деталей понижается с увеличением размера изде-
лия. Если бы удалось найти подобные зависимости для всех ос-
новных агрегатов, в том числе для лопастей, то мы бы получили
возможность количественной оценки стоимости новой машины.
Подход к решению этой задачи применительно к лопастям мо-
жет быть, например, следующим.
Рис. 5. I. Зависимость отношения znjGn от веса элементов фю-
зеляжа:
/—нервюра; 2— панель; 3—шпангоуты; /—бимсы; 5—переборки
Лопасти несущего винта многих современных вертолетов
представляют собой типичный образец авиационной каркасной
конструкции, в которой определенный для данного типа набор
элементов многократно повторяется. Число таких «повторов»
пропорционально параметрам, характеризующим размеры кон-
струкции. Например, для лопастей, состоящих из лонжерона и
каркасных отсеков, таким параметром является ее радиус. С из-
менением хорды и толщины профиля число деталей практически
не меняется. Поскольку мы приняли, что вес лопасти пропор-
ционален произведению хорды на радиус в степени 1,7, то сред-
нюю «плотность» ее деталей можно приближенно выразить как
^лоп	__«л Г)—0,7	. г
ая	i> '	t ’
где глоп — число деталей в лопасти; тл — коэффициент пропор-
циональности, который мы будем считать постоянным для дан-
313

ного типа конструкции, В действительности подобная зависи-
мость должна быть более сложной, поскольку каждому значе-
нию величины соответствуют свои оптимальные размеры от-
секов. При небольшом изменении радиуса величина гл может
вообще не измениться. Однако при варьировании параметрами
лопасти в достаточно широком диапазоне это уточнение несуще-
ственно.
Зная реальные соотношения между средней «плотностью»
конструкции и радиусом для некоторых существующих лопас-
тей, можно, используя соответствующие логарифмические зави-
симости, определить коэффициенты пропорциональности тл для
различных типов конструкций. Логарифмируя выражение (5.4),
имеем
Ig ^1= 1g ^-0,7 lg/?.
В логарифмической системе координат эта зависимость пред-
ставляет собой прямую вида U=A—kX.
Для того чтобы построить график такой зависимости для
какого-либо типа конструкции, достаточно иметь координаты для
одной точки.
На рис. 5.2 представлены некоторые из таких зависимостей.
Используя их, имеем
^OJC
«лОя,До
м?°я’Ч0„.д’ ’
(5.5)
Подставляя выражение для Аок (5.5) в формулу (5.3), полу-
чим
95лэ*^п*Стд.Д$
Р°-Тд2
ЛП1Г0 Г Лп
(5.6)
Если тип конструкции и материалы при выборе параметров не
варьируются, то в этой формуле
0, &5*д>илСт^Сд.ЛэЛд
яглоп0 ^Ля Дл
= const.
Обозначив ее через k'a, получим
2ал—kaRnz,n.
(5.7)
Или, поскольку при выборе параметров вертолета при постоян-
ном взлетном весе каждому значению R соответствует опреде-
ленная величина о из-за необходимости выполнения условия
/„0 = const, то

(5.8)
314

Таким образом, мы получили зависимости часовых расходов на
реновацию лопастей несущего винта от их числа и радиуса. Но
из формулы (5.7) следует, что от величины хорды лопасти эти
расходы не зависят. Между тем увеличение хорды должно при-
вести к увеличению расходов на материалы, к увеличению про-
тяженности клеевых, заклепочных или другого типа «швов», к
Рис. 5.2. Зависимость «плотности» конструкции лопастей
несущего винта от их радиуса;
Тип /—лонжерон—стальная трубка, хомлеяой наконечник—стальной:
каркас — дуралюминовмй с металлическими сотами: тип //—лонже-
рон прессованный из алюминиевых сплавов, комлевой наконечник—
стальной, каркас—дуралюмнновый с металлическими сотами; тип
///—лонжерон—стальная труба, комлевой наконечник — титановый,
каркас—стеклопластиковый
увеличению обрабатываемой поверхности лонжерона и связан-
ному со всем этим какому-то увеличению стоимости лопасти.
В предыдущей главе было показано, что в используемой нами
методике экономической оценки предусматривается учет возра-
стания стоимости агрегата из-за увеличения его размеров (при
сохранении числа деталей) произведением его удельной стоимо-
сти на приращение веса. Но при сделанных допущениях полу-
чается, что во сколько раз расходы на реновацию одной лопасти
возрастут из-за увеличения ее веса, во столько же раз они
уменьшатся из-за уменьшающейся по той же причине «плотно-
сти» ее конструкции. Иными словами, формулы (5.7) и (5.8)
справедливы для случая, когда сравниваются расходы на лопа-
сти с близкими по величине хордами. Поскольку же анализ дол-
жен проводиться при изменении параметров лопасти в достаточ-
315

но широком диапазоне, воспользуемся формулой (4.56),
учитывающей увеличение трудоемкости при увеличении поверх-
ности обрабатываемых деталей. Тогда
0,95k,,Mk3CT(fjjп । 5я'5о
а^п ~	•
"л
где применительно к конструкции лопастей: »/5в/50==»/НпЬп!^0Ь0.
После преобразования эта формула примет следующий вид:
V —	г»! ,25 l0,25	/Е
___j	'•*’ Ьп '	5,9
ИЛИ	*
,	k*
где
Можно представить эту зависимость иначе:
2ч=я^ч/й’*/£*	(5Н)
При необходимости оценки экономической целесообразности
применения того или иного типа конструкции лопасти или ма-
териала необходимо повторить несколько раз расчеты, варьируя
величинами k3 и т„ во всем диапазоне рассматриваемых диа-
метров несущих винтов.
Если же тип конструкции и материалы определены из ка-
ких-либо соображений не экономического характера (например,
конкретными возможностями производства), первая часть зада-
чи по выбору параметров, связанная с оценкой стоимости лопас-
тей, сводится к отысканию зависимости между диаметром несу-
щего винта и величиной, характеризующей относительные рас-
ходы на реновацию его лопастей. Под этим подразумевается
отношение расходов на реновацию комплекта лопастей данного
размера к соответствующим расходам на комплект лопастей,
принятых за эталон:
(512)
Принимая за эталонную лопасть исходного вертолета (см.
табл. 2.11), будем иметь
В связи с общей постановкой задачи о нахождении соответ-
ствия между весовым и экономическим оптимумом при выборе
параметров интересно уже на этом этапе расчета сравнить ха-
зк>

рактер изменения веса и стоимости лопастей в зависимости от
изменения взлетного веса, диаметра несущего винта, числа ло-
пастей и соответственно величины их хорды. Для этого анало-
гично величине, характеризующей относительные расходы на
реновацию, запишем выражение для относительного веса ло-
пастей
J °л„ гл. *0 \*0 !
(5- 14)
Из сопоставления двух последних формул следует, что при из-
менении размеров радиуса и хорды вес лопасти изменяется бы-
стрее ее стоимости. Однако вспомним, что все эти зависимости
справедливы лишь для случая, когда удлинение нс превышает
максимальное, неутяжеляющее лопасть, поскольку в них входит
приближенное выражение для 2бл. В более общем случае сог-
ласно выражению (2.8) нужно ввести поправку
7,= [l+ax^(X-V]
(см. гл. 3). При этом выражение (5.14) для относительной ве-
совой характеристики лопастей примет вид
У.О.=ГТ	(5.15)
jfad -Ч *0 \«0 /
Как в этом случае изменится выражение для 2лл? Нетруд-
но, проделав все необходимые преобразования, убедиться в том,
что оно останется неизменным. Весовая поправка войдет в вы-
ражение (5.13) — в числитель и знаменатель в одинаковой сте-
пени.
На рис. 5.3 представлены зависимости (5.13) и (5.15) в гра-
фической форме. Видно, что при X>(Z«y)max вес лопасти воз-
растает с увеличением радиуса несущего винта значительно бы-
стрее, чем относительные расходы на реновацию. При исполь-
зовании более общей весовой формулы (2.12), справедливой при
X=var в широком диапазоне, зависимость для расходов на ре-
новацию лопастей по-прежнему не изменится.
В этом случае относительный вес лопастей
(гГ(гГ|'+“>(к-У1=
\П0 / х лл /
(5. 16)
Это выражение справедливо при выполнении условий (2.15) и
(2.122).
Для выявления зависимости величины 2ал от радиуса не-
сущего винта совсем не обязательно искать предварительно за-
317

висимости типа zaoa/Ga=f(R). Как показано в предыдущей гла-
ве, для этого достаточно было бы знать закономерность типа
^non-l(R). Однако во многих случаях при экономических рас-
четах числовыми значениями «плотностей» деталей пользоваться
Рис. 5.3. Пример зависимости между относительными
весовыми и стоимостными характеристиками лопасти
и радиусом несущего винта:
-------------------Й7л.----хб’; ---
удобнее. Помимо этого, величина гЛоп/Слоц позволяет непосред-
ственно сравнивать стоимостные уровни подобных агрегатов (не-
которая аналогия с весовой отдачей). Поэтому при рассмотрении
расходов на реновацию и для некоторых других основных агре-
гатов будем по возможности использовать эту характеристику.
5.1.2.	Расходы на реновацию втулки несущего винта
В гл. 2 было показано, что вес втулки определяется в основ-
ном центробежными силами лопастей. С возрастанием центро-
бежных сил возникает необходимость увеличивать характерные
размеры поперечных сечений сочленений рукавов втулки, в ча-
стности из-за того, что требуется установка подшипников с уве-
личенной опорной поверхностью корпусов, имеющих большую
несущую способность. Это, естественно, связано с введением в
конструкцию новых деталей (см. гл. 4). В связи с увеличением
размеров подшипников увеличивается количество роликов, иго-
лок, появляются новые элементы в системе уплотнений, а так-
318

же стандартные и нестандартные крепежные детали, число ко-
торых тоже обусловлено увеличением площади поперечных сече-
ний корпусов шарниров, составляющих рукава втулки. Увели-
чивается и само число подшипников *. Площади же поперечных
сечений, как было показано в гл. 2, пропорциональны центро-
бежной силе Ыл. С увеличением длины сочленения рукавов чис-
ло деталей меняется относительно мало (однако при увеличении
числа лопастей и связанном с этим появлении дополнительных
разъемов и других усложнении число деталей возрастает). На-
пример, втулка среднего вертолета Ми-8 состоит из 2640 дета-
лей; подобная втулка для тяжелого вертолета Ми-6 насчитыва-
ет порядка 7500 деталей.
На основании сказанного можно записать:
zntm zjn^N,.,
(5- 17)
где тВт — коэффициент, характеризующий тип втулки. Посколь-
ку вес втулки согласно выражению (2.31)
можно записать
(5.18)
Для того чтобы определить величину Шщ, поступим анало-
гично тому, как было сделано в предыдущем подразделе при
оценке т„: зная «плотности» деталей втулок некоторых сущест-
вующих вертолетов и показатель степени величины центробеж-
ной силы в выражении для zBT/Gaj, построим в логарифмичес-
ком масштабе зависимости типа (5.18). На рис. 5.4 приведены
примеры таких зависимостей. Подставив теперь выражение
(5.18) в (4.17), получим
О.,.Ст.,Л,.-	(5. 19)
\Лл /	*0
Тогда расходы на реновацию втулки
(£)’	zH0.„Q,„.Nv	(5.20)
квт "пт \Дл /	*0
При необходимости решения задачи выбора оптимального
материала для втулки производится серия расчетов, в которых
варьируется величина k».
Варьируя величиной /пвт, можно решить задачу выбора оп-
тимального типа втулки по минимальной стоимости. Если тип
* Масштабный фактор сказывается и на увеличении числа деталей меха-
низмов втулки, непосредственно не связанных с величиной Л'л, например,
в центробежном ограничителе свеса лопастей.
319

конструкции и материалы определены, тогда задача сводится к
отысканию зависимости между радиусом несущего винта и от-
носительными расходами на реновацию его втулки. Для выбран-
ного тина втулки и выбранных материалов величина
/До\г0втвСт«=const.
Р»’г *0 \Ля J
Обозначив ее через получим
Рис. 5. 4. Зависимость «плотности» деталей в конструк-
ции втулок несущего винта от центробежной силы ло-
пастей:
Тип /—трехшармирная с гидродемпферами; тип Я—трехшарнир-
пая с фрикционными демпферами
Приняв за новый эталон втулку несущего винта исходного ва-
рианта вертолета (см. табл. 2.11), можно записать выражение
для относительных расходов на реновацию втулки как
Относительный вес втулки •
(5. 22)
(5.23)
Как можно видеть из сопоставления выражений (5.23) и
(5.22), с увеличением центробежной силы величина относитель-
ных расходов на реновацию втулки возрастает, но несколько
320

медленнее, чем ее вес. Для того чтобы учесть увеличение стои-
мости, связанное с увеличением площади обрабатываемой по-
верхности деталей (без соответствующего увеличения их числа),
введем поправку v Sn,'5o (см. гл. 4). Приведем пример. Специ-
альные гайки с системой уплотнений горизонтальных и верти-
кальных шарниров вертолетов Ми-8 практически подобны по
Рис. 5.5. Пример зависимости между относительными ве-
совыми и стоимостными характеристиками втулки несущего
винта и его радиусом:
ачг
конструкции соответствующим узлам втулки вертолета Ми-6.
Они имеют одинаковое число деталей и одинаковый коэффици-
ент k3 (изготавливаются из одних и тех же материалов на од-
них и тех же производственных участках). При разнице в весе
в 4,5 ... 5 раз они отличаются по стоимости только в 1,7 ...
4 __________
... 2 раза, что пропорционально отношению » <$гми-б, ^гМи-з-
Для втулок

где е„ и go — относительная длина рукава втулки от оси вра-
щения в процентах от радиуса несущего винта; dn и <4 — услов-
11	833
321

ные диаметры рукавов втулки (характерный размер). Согласно
выражению (2.10)
dn=d 1 Л\л; dt=d I Л\,.
Полагая, имеем	что для одного типа сравниваемых втулок £„ = &>, V «...
тогда	а.т=^Л1,1И/?0,15;	(5.24) -	/<’» V’28 / N'n V-125 /Л \о,25 -Г	лГ Г •	(5 25> \ ле /	\ До /	' АО /
На рис. 5.5 приведен пример зависимости величин авт и (?вт
от радиуса несущего винта при разных числах лопастей.
5.1.3.	Расходы на реновацию главного редуктора
Основными данными, которыми располагают конструкторы
главного редуктора в начале его проектирования, являются пе-
редаваемая мощность и частота вращения несущего винта (п^, „)
и входного вала (nj). Эти характеристики определяют число сту-
пеней редукции.
Рассуждая аналогично тому, как это делалось в предыдущем
подразделе, приходим к выводу, что для х-й ступени число де-
5--------------------
талей z< = /n< у (Жкр)(-(поскольку число деталей увеличивается
пропорционально диаметрам валов и зубчатых колес). Количе-
ство деталей для всего редуктора
—	3 ————	3 	3 х———
ггл.р = Ш1 * “Ь ^11	"*“ • • • 4~^*Х (•Мкр)/-|“
3	--
+ --- + 'ПД» (/Икр)л,	(5.26)
где п — число ступеней редукции.
Если принять за п-ю выходную ступень несущего винта, то
= тп	= т,3/(Л1кр),.в,
(^кр)х rtH „	1	. .. .	(•‘^кр)к.в
так как ------------------- — * = —, то (41^,),=-----------£—.
(Мкр)н.в ni
Тогда
2 ггл.р=	(т,	+•. • + «/ у3/ 1/<‘ +...

(5. 27)
322

Для современных редукторов в среднем
ii~n.i-.ilni ~2,6_2.8.
Тогда общее передаточное отношение редуктора от 1-й до л-й
ступени ( = 6* = <i'n ... ii ... In» (<,)” «2,7". Соответственно
«2,7"-',	»2,7"-J, 1*_!»2,7, <n*« 1, т. е. для каждого типа
редуктора при выбранном числе ступеней редукции величина
(т,	1//’+. • • + "«/]/	у 1/i'Z-i + l)~coi.st.
Обозначив ее через ттл р, можем записать для главного редук-
тора одновинтового вертолета
(5.28)
Для общего случая
ггл.р== ^rx.p^mwr >	(5.29)
«Плотность» деталей в главном редукторе
2 гг.1.₽/'<?гл.р=(а^)-0'467.	(5.30)
Для одновинтового вертолета
(Л^и036;	(5. 3d
Зная фактические данные по «плотности» некоторых кон-
кретных редукторов, можно, применяя метод, используемый в
предыдущих подразделах, построить зависимости величины
^-ггл.р/^гл.р ОТ (^кр)н.я-
Подобные зависимости для некоторых известных типов вер-
толетных редукторов приведены на рис. 5.6. Подставив выраже-
ние (5.30) в (4.17), получим
з ———
V С„_, = Л, /М*g"A,fP O„.p. Стг„.рЛ.иН1.. (5.32)
Лшш	'Ля/ *о
Для одновинтового вертолета
с««р \дя ] Т @тл-г»Ст„.Рф. (• • *»)
Соответственно расходы на реновацию главного редуктора
-££±.-0.95	;7^О„.,.Ст„,,..
"гл.]>	*гл.р v'n /
(5. 34)
11*	323

В общем случае
ам.Гя=0,95—- (—	-------—---------Огл.р.СТгл.р,- (6.J6)
ггл.р Х'Л*'	о
Варьируя величинами Лэ и тглр, можно выбрать оптимальные
Рис. 5.6. Зависимость «плотности» деталей в главных редукторах
от крутящего момента на выходном валу:
I— трехступенчатый планетарный редуктор (два планетарных ряда; один
вход, выходы на нееугций ввит, хвостовой винт, вентилятор. агрегаты, муфта
свободного хода): 11—четырехступенчатый редуктор с замкнутой планетарной
передачей (два планетарных ряда, два входа; выходы на несущий винт, хвос-
товой винт и вентилятор; муфта свободного хода); ///—четырехступенчатый
редуктор с замкнутой планетарной передачей (два планетарных ряда, два
входа, уравнительный механизм, выходы на несущий винт, вентилятор и аг-
регаты, муфты свободного хода)
Для выбранного типа главного редуктора и выбранных мате
риалов
0,95 ро.Г" | yj —^-Огл.роСтгл.р, = const.
Обозначив эту величину через А”*’’ • имеем
®гл.р
__Ьгл,р 3/~П-
— «а у а.Иср.
(5.36)
Приняв затем за новый эталон главный редуктор исходного ва-
рианта одновинтового вертолета, запишем выражение для от-
носительных расходов на реновацию главного редуктора:
~ аГ»^П _	1	<Л<кр)н.»я
"•₽~ «гл.р. “ И	(л,кр)н.в.
(5. 37)
324

Относительный вес главного редуктора
О„.р=VWk₽U)°<	(5.38)
Применительно к главному редуктору поправка, учитывающая
изменение стоимости при изменении суммарной площади обра-
батываемых поверхностей деталей (при сохранении их числа),
будет иметь следующее выражение:
/$,/$о= / dn (mxdn4- m2nCT(l)/</0 («Л + "Члст.),
где d — характерный размер редуктора (диаметр картера);
fhi и ni2 — коэффициенты пропорциональности.
Рис. 5.7. Пример зависимо-
сти между относительными
весовыми и стоимостными
характеристиками главного
редуктора и радиусом несу-
щего винта
Для определенного типа редуктора т2/гСт/т|<^~ const, тогда
4 ,/К= 1 / у-РпЛ | /~W|-j|-P»V/JgAjCp)".	(5 39)
J So I тг,,.Ра^ |	(°Ajcp)o
Для редукторов одновинтовой схемы
"	(5. 40)
Выражения (5.36) и (5.37) с этой поправкой примут следую-
щий вид:
«гЛ.р==*"’₽(аЛ1ср)0'5;	(5.41)
«M.?=((A1c₽W(Alcp)o)O’S.	(5-42)
Пример зависимостей (5.38) и (5.42) от радиуса несущего вин-
та приведен на рис. 5.7.
325

5.1.4.	Реновация промежуточного и хвостового редукторов
Рассуждая аналогично предыдущему (см. подразд. 5.1.3),
можно получить выражение для числа деталей промежуточного
редуктора:
з..------
гир.;> = tflnp.p Т (Д4кр)>1[в.
Соответственно
^Up.P' ^.ф.р— ^Пр,р(^4^К];)эКВ	•	(5.43)
Для одноступенчатых промежуточных редукторов, состоящих
из одной пары шестерен (без вентиляторной системы охлажде-
ния), с одним входным и одним выходным валом т* «127
(большинство построенных вертолетов имеют промежуточный
редуктор такого типа).
Аналогично предыдущему можно получить и выражения для
величии Спр.р, Дпр.р и Дцр.р:
ь /До	3_
“Р-Р * I 7 )	» (А'1Кр)»кп ^«р.ро^пр.р Ст(|р.р()1
\Дя/ г0
ла5*э*“Р-р /До \2 mni -р V (Л,«р>жв п с
а«р.р — Ч.Уо от	-----—-—— </|Р.р0Ст„р.Р11,
кпр.р	/	*0
где
^пр.р _ q gg *»*"р-р / До_\2 тпр р^ир.р,Ст1>р.р, .
’ ’ Р°рт.р \Д- >
Дцр.р=у/" ( ^кр)»к»л/(^кр’»«»•
(5. 44)
(5.45)
(5.46)
Эти выражения справедливы, если рассчитываемый и эталон-
ный редукторы близки по размерам. Для более общего случая
введение поправки г Sn So видоизменяет предыдущие выраже-
ния следующим образом:
Для сравнения
Д«р.р ^а 1 (^кр)вкв’
Д<|р,р= I (;^Кр)»КВ//|^Кр)э1а<,-
^ир.р= [(Д^«р)ммя/(^кр)э«Во]0,8-
(5.47)
(5.48)
(5.49)
Аналогично через Л!нр хвостового винта выражаются величины
Схв.р, Охв.р И йхв.р (Хв р=66,5 для обычных, одноступенчатых
редукторов без принудительного охлаждения).
326

5.1.5.	Реновация трансмиссионных валов
Для каждой секции трансмиссионного вала с опорами число
3„	
деталей пропорционально V (-'Чкр)ра;Ц). Число секций пропорцио-
нально характерному размеру вертолета (радиусу несущего
винта для одновинтового вертолета, расстоянию между несу-
щими винтами для двухвинтовых машин):
^сек.«зл = ^'«1л 'Л:р~ ^/^ср>	(5. 50)
где /ср — средняя длина секции; Ьвля — общая длина валов.
Тогда
(5.51)
‘ср
где /п»ал=12 для трансмиссионных валов обычного типа («до-
критических»). Далее, проделав ряд преобразований, аналогич-
ных тем, которые проводились в предыдущих подразделах, по-
лучим
Сюл=*,(^-)2 ^О^СтЛа.	(5.52)
(5‘53)
«я
где lCp~ 1,2 ... 2,2 м (при частоте вращения ниже критичес-
кой) и
0,95*, (W OMJ4Ct0.
Р£г0
Для более общего случая вводится, как и для других агрегатов,
поправка » SnISe. Применительно к трансмиссионным валам
4/ $валя~_	/	Г (^кр)р»эря
Г	у	у (ЛМрйр,
С этой поправкой выражения (5.52) и (5.53) видоизменяются
следующим образом:
с„-Л. fib-Y "^с..,.СтХ,. !£=^(мЖ*; (5. «♦)
\Д«./	*0	*«Гл
,/	4.25
„ .«иал (ь»аля) . Л.« \0,415	,е ten
<*.« = *«	---7—-----(Л'Кр)ра>Р--
'сГя	"
Относительные расходы на реновацию в этом случае
^=аМлвМ.эл.=(^я/£ъ)’,М(Л!кр^ч>.)р0;4“.	(5.56)
327

Для сравнения относительный вес валов
Л*кр. /ра»р
(5.57)
5.1.6.	Расходы на реновацию рулевого винта
Очевидно, что все основные выражения расходов на ренова-
цию для втулки и лопасти рулевого винта будут аналогичны со-
ответствующим выражениям для лопастей и втулки несущего
винта. Разница лишь в коэффициентах /лВт и тя. Так, для руле-
вых винтов, имеющих лопасти с прессованным лонжероном и с
сотовой конструкцией каркаса и втулку с осевым и горизонталь-
ными шарнирами, можно принять
'7,«р.Лр.-=3’78 и т.тР..= Н,4,
5.1.7.	Расходы на реновацию двигателей
Современные турбовальные вертолетные двигатели в весовом
балансе вертолета занимают относительно скромное место. Од-
нако одновременно это один из самых дорогих его агрегатов,
стоимость которого в значительной степени определяет стои-
мость летного часа.
Число деталей для каждой ступени его компрессора и турбин
зависит в основном от диаметров дисков их рабочих колес. Про-
порционально диаметру двигателя, определяемому диаметром
дисков рабочих колес, изменяется число элементов камер сгора-
ния. Поэтому число деталей можно выразить в общем виде сле-
дующим образом:
где £>р.к — средний диаметр дисков рабочих колес компрессора;
пСт — общее число ступеней компрессора и турбин; mnv — коэф-
фициент, характеризующий тип двигателя. Диаметры же дисков
рабочих колес определяются в основном потребными для полу-
чения заданной мощности расходами воздуха:
Чж=/(гта=/(у^с).
Число ступеней пропорционально степени повышения давления
Лк- Поскольку А^л.с=/ (лк’®), можно считать приближенно (для
определенного типа двигателя)
Составляющая у показателя степени величины Ул.с учитывает
влияние, которое оказывают на общий результат такие факторы
как изменение диаметров валов двигателя [АДдвиг=/(Лл.с/Поб)].
и некоторые другие. Для упрощения расчетов примем, что чис-
328

ло деталей элементов системы охлаждения, маслосистемы, креп-
ления двигателя, противопожарной системы и системы запуска,
системы регулирования подачи топлива и некоторых других дви-
гательных агрегатов для двигателей одного типа меняется про-
порционально мощности. Такое довольно грубое допущение мож-
но сделать, в частности, из-за того, что группа этих деталей ко-
личественно много меньше группы деталей, зависящих от диа-
Рис. 5.8. Зависимость «плотности» деталей в конструкции силовой
установки вертолета от мощности (приведенной к условиям
MCA, // = 500 м) для турбовального двигателя (10-ступенчатый
осевой компрессор, поворотные лопатки входного направляющего
аппарата; двухступенчатая свободная турбина, кольцевая камера
сгорания)
метров дисков рабочих колес и числа ступеней. На основании
сказанного примем
гя|Г^тХ'’.	(5-58)
В соответствии с ранее изложенным, выражение для «плотнос-
ти» деталей в двигателе запишем в следующем виде:
2aar e 2tt jV-o.2==mo^-M	(5.59)
Улв.уст
Эта зависимость выражена графически на рис. 5.8. Проде-
лаем, как и в предыдущих подразделах, все обычные преобразо-
вания, начиная с подстановки выражения (5.59) в (4.17). В ре-
зультате получим следующие выражения для величин ддв, Сдв
и адв (при установке на вертолет определенного числа двигате-
лей — лДв):
У С„=	|5.60)
\Дл/ гь
»,.= (),9.5-А	(5.61)
329

Для двигателей подобной конструкции, выполненных на од-
ном уровне точности из соответственно одинаковых материалов,
строящихся в одно время и на одних и тех же производственных
участках
*•”-0.95 ^5 (г)’ — О«Ст^-еоп«1.
'кп '.Дл/	*0
При этом
А/°*8
Ч<1 '•’ДН* ’ ИрИВ*
(5.62)
Введем в расчет обычную поправку на изменение стоимости из-
готовления агрегата из-за изменения площади обрабатываемой
Рис. 5.9. Пример зависимо-
сти между относительными
весовыми и стоимостными
характеристиками силовой
установки и радиусом несу-
щего винта:
поверхности некоторых деталей (преимущественно «обязатель-
ных») при сохранении их числа. Применительно к двигателю
4	= ? /
|/ S.,	»"	+
где /дв — длина двигателя; величины m — коэффициенты про-
порциональности; величины Дд — наружные диаметры (сред-
ние) двигателя. Так как величина для современных вер-
толетных двигателей одного класса меняется с изменением раз-
мерности мало, то
(5.63)
Но 1)д=/(£>р.к). Тогда для двигателей одного типа
* ^л/^О ^ИрнВд' При»,
И
у а н	)1'к.
(5.64)
330

Соответственно
--( ^НрМВд/ ИрИВо) •	(5.65)
Для сравнения относительный вес двигателя
^с.у~ •^при1»|,''^Гпривф-	(5. 66)
На рис. 5.9 зависимости (5.65) и (5.66) представлены в графи
ческой форме.
5.1.8.	Расходы на реновацию каркасных конструкций
Для всех основных конструкций вертолета каркасного типа
(фюзеляжа, капотов, оперения, крыла) при определении числа
деталей будем исходить из кажущегося очевидным положения:
на единицу площади наружной поверхности в среднем прихо-
дится (для каждого типа и для каждого размера конструкции)
постоянное число элементов:
&Z/&S та const.
(5.67)
Статистические данные это в основном подтверждают. Но, в та-
ком случае число деталей фюзеляжа (вместе с капотами и опе-
рением) можно выразить следующим образом:
2ф = Щф5ф.	(5.68)
Поскольку в общем случае
/*> г •х“»0.25/я
то
где	тф=тф,^ф.
Для одновинтового вертолета
гф/Оф-т^'12/^®/?0’16.
Воспользовавшись зависимостью (2.152), можно, выразив из нее
R через 5ф, приближенно принять для фюзеляжа одновинтового
вертолета
. (5ф)“0,<м
Оф~"’ф (Оюл)0,25
331

Графическое изображение этой зависимости представлено на
рис. 5.10. Тогда
Сф=И^)2^0ф/:т.$ф,	(5.69)
аф=*?$ф,	(5.70)
где
Л-0,95 Дь. (&.)’ =l0fcCT.=co»st.
НФ \Ля/
где согласно (4.29)
Рис. 5. 10. Зависимость «плотности» деталей фюзеляжа (с капотами, опе-
рением и грузовым полом) одновинтового вертолета от его наружной по-
верхности
Введение поправки на разность обрабатываемых площадей (в
данном случае у ^фя/5Ф(1| преобразует выражение (5.70)
следующим образом:

(5.71)
Относительная реновация для фюзеляжей одного типа
аф=(5фя/5фо)1,25.	(5.72)
Для сравнения — относительный вес фюзеляжа

(5.73)
332

На рис. 5.11 эти зависимости выражены графически. Подобным
образом можно получить аналогичные зависимости для других
каркасных конструкций вертолета.
Рис. 5.41. Пример зависимо-
сти между относительными
весовыми и стоимостными
характеристиками фюзеляжа
и радиусом несущего винта:
5.1.9.	Расходы на реновацию системы управления
В гл. 2 система управления для удобства весовых расчетов
была разделена на две части: на бустерное управление, к кото-
рому были отнесены гидроусилители с гидросистемой несущего
винта и автомат перекоса с забустерными тягами и рычагами,
и на ручное управление. Удобно использовать это разделение
также и при расчетах стоимостных характеристик системы уп-
равления.
С точки зрения оценки количества деталей бустерное управ-
ление отличается от других ранее рассмотренных агрегатов тем,
что в конструкции его элементов «обязательные» детали состав-
ляют значительную часть. Их количество при изменении основ-
ных параметров вертолета практически не меняется или меняет-
ся незначительно *. Так, например, для автомата перекоса обыч-
ного для отечественных вертолетов типа (для вертолетов сред-
ней весовой категории) число деталей этой группы составляет
около четверти их общего количества. Число деталей, зависящих
только от числа лопастей несущего винта, составляет еще чет-
верть. На долю деталей, число которых зависит от диаметра
вала несущего винта, приходится порядка 40%. И, наконец, на
долю деталей, определяемых шарнирными моментами лопастей—
всего только 10%, в то время как вес автомата перекоса, как
было показано в гл. 2, в основном определяется шарнирными
моментами.
• При определении зависимостей «плотности» деталей от параметров вер-
толета для ранее рассмотренных агрегатов более точно было бы использовать
зависимости типа z„/Gn =mp4-|-4, где А—число «обязательных» деталей.
Но поскольку в рассмотренных случаях А<$:тул, то использовалось выраже-
ние гя/Оп^ту".
333

Общее число деталей для автомата перекоса можно выразить
как
г».п~ ~Ь 4" Д^’а.щц"	(*'• 74)
Здесь:	1. Дга.в1 = Л».п + Лз.пгл,
где Да.п — число «обязательных» деталей группы 1, не зависящее
от параметров вертолета; Ла.п —число «обязательных» деталей
группы И, приходящихся на одну лопасть. Соотношение этих чи-
сел МОЖНО принять Ла.п/Да.п ~0,16.
Тогда AzaJI|== Д' п(1 -f- 0,16г.,). В расчетах можно принимать
д;.««150... 160; _____________
2. Дга.Пн = т' „ |/ (Мкр)н.ая— число деталей, определяемое
размерами вала несущего винта, т. е. зависящее от крутящего
момента, где „ «5,5 ... 6,0;
3. Л<га11т1г = т’ z.PR — число деталей, зависящее от величины
11	a.j) л	’
шарнирных моментов | ща.„=0,75 ... 0,8|. Тогда выражение для
стоимости автомата перекоса можно выразить следующим об-
разом:
Г _ А /До \2 [ла.п (14-0,16Za)+^;4-GM«p)a.N +
+	„г. Л2/?-]
-----Оа.-.СТа.п,.	(5.75)
*0
Введем теперь обычную поправку, учитывающую изменение
площади обрабатываемых поверхностей.
Если за характерный размер принять внешний диаметр кор-
пуса автомата перекоса </ап, то высота его корпуса составит
примерно 0,8 ... 0,85</а п.
При одинаковом разносе осевых шарниров втулок несущих
винтов внешний диаметр «рогов» и тарелки автомата перекоса
и ее высоту можно выразить с помощью постоянных коэффици-
ентов через величину dan. Тогда можно записать
Для одинакового типа конструкций
\/~Sa — 1 /	_ 1*/
•' So L rfs.n, |	(/Икр)н.11,
(5. 76!
334

После введения этой поправки выражение (5.75) примет вид
с . /Ло V [<п (1 + °' 16<Ч> + та.« V	v
ГО	*
xG.,..Cr,.„.|/	•	I5-77)
Соответственно расходы на реновацию автомата перекоса выра-
зятся как
[Л.,п(! +°.,6г.1я)4- т'а п’(ЛЦ'Л+'»',Л^«]х
хуЛл/ир^,.,,.
/До.)2	const
₽».11Л	Д"'	»'(^кр)н.в.
(для агрегатов одного типа, выполненных из одинаковых мате-
риалов в равных производственных условиях).
Для гидроусилителей (гидробустеров) число деталей с изме-
нением параметров вертолета практически не меняется. Поэто-
му стоимости бустеров одного типа зависят в основном от вели-
чины обрабатываемых поверхностей их элементов. Эта поправ-
ка может быть представлена выражением
где d(, — наружный диаметр бустера. Для подобных по конст-
рукции бустеров
При этом
или
где
/А?
bj,Rn,
(5.80)
(5.81)
Gft,CT0
у
= const
(для бустеров одного типа, выполненных из одинаковых мате-
риалов в равных производственных условиях).
,335

У гидросистемы несущего винта число деталей также практи-
чески не меняется при изменении параметров вертолета. Поправ-
ка на разность обрабатываемых площадей, входящих в эту сис-
тему деталей, для всех основных элементов гидросистемы:
у/ Sn!S^=y/ V
где di — характерный размер элемента (например, наружный
диаметр гидронасоса). Для подобных конструкций
V	|/ -^Г	(5- 82)
'	'	*л,*0*0
(Nn и Лго — мощности гидронасосов). При введении указанной
поправки стоимость гидросистемы несущего винта
где
Сг.сл —г'п^л-
(5. 83)
^Г.С---
GJ
Gr. Стг,
ГЛ®	г.г®
Соответственно расходы на реновацию бустеров и гидросистемы
можно выразить следующим образом:
«г.сЛ=^^'Т^:	(5.84)
ь*	it*
где	^=0.95-^: £'=0Д5-£-.
нв„
п	п
Расходы на реновацию для всей бустерной части системы
управления вертолетом
2 ав.су = а«.» + ав + аг.с =	[.4а.п(1+0,16гЛя) +
^a.n	Ща.П'З'Лд^л^л]	(‘4'fкр)н.вя “Ь
+ yf 2ЛдЙл/?я+ kTa / 2ЛпЬ\Нп.	(5. 85)
Относительные расходы на реновацию (при соблюдении подобия
конструкций) для автомата перекоса
[Ла.м (1 + °-,6лЛ,) + "*«•« У_ (Л,кр)и.»я +"га.пг-’л/’л/?п] У (‘Икр)н.»я
[Ла.п (1+	+ ma.n У	0Икр)н.»,
(5. 86)
ззь

Для гидроусилителей
(5.87)

Для гидросистемы несущего винта
4*0*° *
(5.88)
Для сравнения соответствующие относительные весовые харак-
теристики этих элементов
Q^z^Rjz^..	(5.89)
Из сопоставления последнего выражения с выражениями (5.86),
(5.87) и (5.88) следует, что при варьировании параметрами
вертолета стоимость бустерной части системы управления изме-
няется по сравнению с соответствующим изменением ее веса
значительно медленнее.
Что касается стоимости ручной части управления, то можно
без большой ошибки принять ее неизменяющейся, поскольку
число деталей этой системы при варьировании параметрами
практически не меняется (для вертолетов одной схемы), так как
расстояния до винтов для всех вариантов меняются мало. При
сравнении стоимостей ручного управления вариантов вертолетов
различных схем можно приближенно считать их пропорциональ-
ными длине цепей управления [по формуле (4.17)], считая
2р.уя/гр.уо=	ГДС L* и Lo — общая длина цепей управле-
ния до гидроусилителей).
5.1.10.	Расходы на реновацию шасси
Очевидно, что при варьировании параметрами вертолета, при
постоянном взлетном весе стоимость шасси не изменится, так
как число деталей и размеры конструкции при этом также не ме-
няются. При увеличении взлетного веса (или при переходе к
другой схеме) прямо пропорционально возрастает и вес. Однако
число деталей при этом будет увеличиваться значительно мед-
леннее, чем вес. Можно считать, что при выбранном типе шасси
число деталей будет увеличиваться лишь из-за увеличения числа
деталей колес, поскольку число деталей в амортизаторах и под-
косах останется почти неизменным. Одним из требований, предъ-
являемых к вертолету определенного класса, является обяза-
тельное выполнение условия, в соответствии с которым величина
давления на грунт не должна превышать заданную величину.
Задача решается либо увеличением диаметра колес, либо увели-
12	833
337

чением их числа. Предельно допустимое давление на грунт мож-
но выразить как
где — коэффициент, учитывающий долю взлетного веса, при-
ходящуюся на одно колесо шасси; — площадь пневматика,
соприкасающаяся с грунтом, Д$< = 2&кЯк<£а- Здесь RK — радиус
колеса; Ь„ — ширина пневматика (bK=f(RK)); а — угол между
вертикалью и линией, соединяющей центр колеса с крайней точ-
кой поверхности соприкосновения пневматика с грунтом, кото-
рый зависит от избыточного давления в пневматике. Отсюда
Полагая, что изменение числа деталей колеса
пропорционально его радиусу, можно записать 2мл=*тмл)/0тя.
Тогда общее число деталей шасси
“Ь ^к^кол 1 ^аэл1
(5.90)
где Лш — постоянная для данного типа конструкции шасси ве-
личина, характеризующая число «обязательных» деталей; пк—
число колес.
Для трехстоечной схемы шасси тяжелых и средних вертоле-
тов с пирамидальной конструкцией основных стоек (с двухка-
мерными амортизационными стойками), с носовой стойкой со
сдвоенными колесами и бесколесной хвостовой опорой
Лш~800 ... 870; тиол = 6 ... 6,5.
Стоимость шасси при этом можно записать как
(5.91)
Расходы на реновацию шасси
(5.92)
(5. 93)
Введем, как и для других агрегатов, поправку у S„/So. При со-
хранении характеристик амортизации шасси постоянными для
всех вариантов можно считать изменение наружного диаметра
цилиндра амортизационной стойки пропорциональным измене-
нию величины | ОЮ1,а. Принимая изменение всех других разме-
338

ров пропорциональными этой величине, можно записать для
шасси
Соответственно формулы (5.91), (5.93) примут вид
]/з^: <5-94'
а*№= *— (Ал т пк„тк^„3 дп) j/O>s.,n.	(5.95 )
v ° ш,
Относительные расходы на реновацию шасси
%,=Рш + «К/тК0..	/ (Аи + Лк.т,(сД ‘<4^I. (5. 96)
Для сравнения относительная весовая характеристика шасси
G,u — G„,n'OB^.	(5.97)
Из сопоставления функций (5.96) и (5.97) следует, что рас-
ходы на реновацию шасси изменяются при увеличении взлетного
веса вертолета много медленней, чем вес.
5.1.11.	Расходы на реновацию топливной системы
Для однотипных топливных систем вертолетов одного класса
можно считать, что на каждый основной топливный бак в сред-
нем приходится одинаковое число деталей.
При обычном размещении баков под полом грузовой кабины
их число можно приближенно оценить по следующей формуле:
Лт.б~ Стоил Уг0ПЛ^Ш||^ф^||>	(5.98)
где п'Т.б~ число баков под полом кабины (с округлением в сто-
рону увеличения до целого числа); Сгоил — основной запас топ-
лива, без части топлива в расходном и внешних баках (если они
есть), в кгс; уТопл — удельный вес топлива; tlun — шаг шпан-
гоутов фюзеляжа в районе расположения топливных баков;
Вф — средняя ширина кабины фюзеляжа (по полу); Нп — вы-
сота пола фюзеляжа. Величины fmn. ®ф и На определяются из
предварительной компоновки вертолета. Общее число баков
п6= п6 + п6, где «б— число расходных (обычно один) и внеш-
12*
339

них баков. Тогда число деталей топливной системы можно вы-
разить как
г,е-тглЯв=т,.с	,	(5.99)
\Утолл*им**ф*> п	/
где 0Тоол — полный запас топлива; О1Опл — топливо в расход-
ных и наружных баках.
Для случая, когда наружных баков нет и имеется один рас-
ходный бак, рассчитанный на запас топлива G"~0, Ютопл,
гт.с="»т.с (0.90тои/уТаплВфЛ/в +1),	(5. 100)
где nit,с » 400.
Подставляя затем, как обычно, выражение для zT.c в формулу
(4.17), получим для топливных систем (полагая ДО=ДП):
f G 1011л
CTtt— ^а^т.е
\ G
+я;)_2^_сто.
/
(5.101)
Для однотипных систем
kac—kt-^- ттсСт0=const
г0
«т.с / ®топл ^топл । _  |
с —ка I-----------------•
\ Утопл^ф^ш1>77п	/
(5. 102)
Поскольку величины и /шп для рассматриваемого класса
машин постоянные, а величина На может изменяться незначи-
тельно, обычную поправку на разноразмерное™ обрабатываемых
поверхностей можно не вводить. Расходы на реновацию топлив-
ной системы
I (г ____ Сг*	\
аг.с = 0,95 —— I	+пе).	(5.103)
я	^иси^аал ' Y топл^ф/и	/
Для систем без дополнительных баков, с одним расходным
0,9С?ТСцЛ
УтоЦЛ UIU 1,
(5. 104)
где
kaC~kaC, АиспТ'кал.
Выражение для относительных расходов на реновацию для этого
случая при варьировании параметрами вертолета будет иметь
следующий вид:
б.ЭСяшЛд 4- Уп>ПЛв®фя77пв^
шпл
0'9<7топЛв + Утоод,^ф0^^и,^и|Пе
(5.105)
Для сравнения относительный вес топливной системы
^Т.С = ^ТООЛд.' ^топл,-
310

5.1.12.	Расходы на реновацию оборудования
При варьировании параметрами вертолета стоимость основ-
ной части оборудования не меняется. Пилотажно-навигационное
и приборное оборудование, радиооборудование, оборудование ка-
бины экипажа и грузовой кабины, в том числе и система конди-
ционирования, для всех вариантов будут одинаковыми. Очевид-
но, что и стоимость части электрооборудования, «обслуживаю-
щей» потребителей электроэнергии из перечисленных выше
систем, также практически меняться не будет. Влиять непосред-
ственно на выбор параметров вертолета по стоимостным крите-
риям может в принципе лишь часть электросистемы, питающая
током антиобледенительную систему лопастей несущего винта.
Можно принять, что переменная часть числа деталей электро-
системы пропорциональна числу лопастей и числу электросекций
лопасти. В зависимости от этого меняется, в частности, число
контакторов и некоторых других элементов. По мере увеличе-
ния потребной мощности электросистемы могут происходить из-
менения числа деталей генераторов переменного тока. Однако по
сравнению с общим числом деталей в электросистеме эти из-
менения незначительны (для электросистем и конструкций, вхо-
дящих в них агрегатов, одного типа).
Поэтому приближенно можно считать, что с изменением па-
раметров вертолета, проектируемого под определенное задание,
стоимость его оборудования остается постоянней.
5. 1. 13. Расходы на реновацию конструкции вертолета
в целом
Используя предложенный метод расчета стоимостных харак-
теристик вертолета, можно получить все необходимые данные
по реновации для основных агрегатов исходного варианта верто-
лета. Затем по соотношению этих данных между собой можно
найти соотношение между найденными выше зависимостями от-
носительных расходов на реновацию для отдельных агрегатов.
На рис. 5.12 приведены в качестве примера результаты по-
добного расчета, при котором стоимости исходного вертолета
определялись на базе одного из серийных вертолетов, принятого
за эталон.
Относительные расходы на реновацию агрегатов определя-
лись в приведенных единицах. За таковую в расчете принима-
лись расходы на реновацию комплекта восьмилопастного несу-
щего винта эталонного вертолета. По графикам на рис. 5.13
можно судить о характере зависимости расходов на суммарную
реновацию всех агрегатов одновинтового вертолета от диаметра
его несущего винта для различных чисел лопастей, но при посто-
янном числе двигателей. Однако делать какие-либо выводы об
341

«я.
приО. ед
п ч
1,8
г,6
/,4
12
1,0
0,6
0.6
0,1
0,2
Рис. 5.12. Зависимость расходов на реновацию основных агрегатов вер-
толета от диаметра несущего винта:
-----для г,=5; —--для г_=6; —.—.—.для г_=7; — .—..для г,-8.
—0-0— «ля га-9
Рис. 5.43. Зависимость расходов на реновацию кон-
струкции вертолета от диаметра несущего винта
342

оптимальном диаметре несущего винта по минимуму расходов
на реновацию было бы на этом этапе работы преждевременно.
Себестоимость изготовления какого-либо варианта вертолета,
приходящаяся на час полета, может быть более высокой, а се-
бестоимость единицы выполняемой им работы более низкой, чем
у другого.
Ясно также, что при изменении типа конструкции и материа-
лов соотношение между расходами на реновацию отдельных аг-
регатов и соответственно диаметр несущего винта, при котором
обеспечивается минимальная стоимость конструкции, могли бы
быть совершенно иными. Большое влияние на результат оказы-
вают величины общетехнических ресурсов. Правильной оценке
этих характеристик следует уделять особое внимание. Особое
внимание в таких расчетах следует обратить также на правиль-
ность оценки величины коэффициентов т. Нужно иметь в виду,
что для каждого нового типа конструкции требуется установить
свою закономерность изменения числа деталей при изменении
параметров вертолета.
В данной главе не ставилась задача проведения столь же
обстоятельного анализа закономерностей изменения числа дета-
лей в агрегатах, каким является, например, весовой анализ,
проведенный в гл. 2. Здесь на примере некоторых приближен-
ных методов оценки «плотностей» деталей в агрегатах был при-
веден лишь один из возможных подходов к решению этой проб-
лемы. Для существующих современных вертолетов эти методы
дают вполне удовлетворительную сходимость результатов рас-
четных и реальных величин стоимостей. Однако вертолетные кон-
струкции совершенствуются и появляются конструкции с прин-
ципиально новыми решениями, которые требуют специального
анализа характера изменения «плотности» деталей: при прак-
тическом проектировании, используя приведенные выше форму-
лы, необходимо в этих случаях вносить в расчет соответствую-
щие поправки. Очевидно, что расчет расходов на реновацию раз-
личных вариантов вертолета на этом не должен заканчиваться:
необходимо еще повторить весь цикл для нескольких взлетных
весов так, как это делалось при выборе параметров по весово-
му критерию.
5.2.	ЗАВИСИМОСТЬ ПРЯМЫХ И КОСВЕННЫХ
РАСХОДОВ ОТ ПАРАМЕТРОВ ВЕРТОЛЕТА
Расходы на реновацию, как уже говорилось, являются весь-
ма важной статьей расходов. Их доля в стоимости летного часа
может составить несколько десятков процентов. Вместе с рас-
ходами на капитальные ремонты они составляют главную часть
прямых эксплуатационных расходов.
343

5.2.1.	Изменение расходов на капитальные ремонты
Очевидно, что характер изменения расходов на капитальный
ремонт вертолета в зависимости от выбора его параметров будет
в основном подобен характеру изменения расходов на ренова-
цию. Это следует из сопоставления выражений
Сд=Ло к^,Ст0Оя и Сл ₽ = 4ojcA»Ctq ₽ОЯ.
Между ними различие лишь в величинах коэффициентов /гэ и ka
(ka — ka—0,36 —в величинах Сто и Сто‘₽ — удельной стои-
мости изготовления конструкции и удельной стоимости капи-
тального ремонта (Сто ₽ = и.ряСт0, где £„.„^0,2... 0,4).
Поэтому при оценке изменений этого вида расходов можно
воспользоваться относительными стоимостными зависимостями,
приведенными в предыдущем разделе (без учета поправок на
размеры типа г 5я/50.
При подсчете доли эксплуатационных расходов, связанных с
капитальными ремонтами, приходящейся на час полета ,
можно также пользоваться аналогичными зависимостями для
расходов на реновацию, приведенными в гл. 4. Но здесь помимо
отличий в величинах коэффициентов ka и ka, Ст0 и ! ор сле-
дует учитывать также разницу между величинами общетехни-
ческого и межремонтного ресурсов, входящими в эти зависимос-
ти. Для агрегатов динамической системы (за исключением ло-
пастей) Рот«3 ... 4Рмр.
Для лопастей несущего и рулевого винтов обычно Р“т = Рмр
(т. е. эти агрегаты капитальному ремонту не подлежат). Для
фюзеляжа, капотов, крыла, оперения, шасси (без пневматиков),
для которых Р°'г = &исп7’кал, капитальные ремонты производятся
одновременно с капитальными ремонтами агрегатов динамиче-
ской системы. Для этих агрегатов число капитальных ремонтов
’	_	__( ^нсг7кал _< \
кр~\ рм₽ / ’
где Рмр«1000 ... 1500 ч для современных вертолетов. Общее
выражение для стоимости капитальных ремонтов для какого-ли-
бо агрегата, приходящейся на час полета, можно видоизменить
следующим образом:
где
U4
рк.р___
-----------Б55
гп
(Лк.р ~Ь !)•
(5. 106)

Для сравнения напомним обшее выражение для расходов на
реновацию л-го агрегата (без поправки на размерность)
__________ О.Э5*,Л,.|(б70Ст0
ил___ро.т
5.2.2.	Изменение расходов на регламентные работы
Стоимость части эксплуатационных расходов, связанных с
проведением регламентных работ, выражается формулой (4.48).
Число же операций за цикл регламентных работ при варьирова-
нии параметрами вертолета будет зависеть (при сохранении по-
добия конструкций) от изменения числа агрегатов: лопастей
несущего и рулевого винтов, числа двигателей и др. От измене-
ния размеров агрегатов величина Срегля будет меняться незна-
чительно (рассматриваются вертолеты одного класса, проекти-
руемые под одно задание).
Для рассматриваемого случая число устанавливаемых одно-
типных агрегатов, в том числе и двигателей, при варьировании
параметрами не меняется. Исключение составляет количество
лопастей несущего винта и связанное с этим усложнение конст-
рукции его втулки и автомата перекоса. Для данного конкретно-
го случая число операций при обслуживании лопастей несущего
винта можно записать как
где Ло— число операций при обслуживании лопастей несущего
винта исходного варианта вертолета. Аналогично для втулки не-
сущего винта и автомата перекоса
Интересно отметить, что число регламентных операций при ра-
ботах по обслуживанию классического несущего винта с трех-
шарнирной втулкой и автомата перекоса достигает до 30% от
общего числа операций при проведении всех видов регламент-
ных работ по вертолету в целом.
5.2.3.	Изменение расходов на текущее техническое
обслуживание
Очевидно, что характер изменений стоимости работ по теку-
щему обслуживанию вертолета (предполетные и послеполетные
осмотры и т. п.) должен быть в принципе аналогичен характеру
изменения регламентных работ при тех же условиях.
345

Эксплуатационные расходы на технические осмотры и теку-
щие работы (на час полета) подсчитываются по формуле
г —Q'/ . . ч' ,пс"п1'к>'п	4
^оСМ---'J/FOC М-П ~	~	> *OCMt-
*ОСМ0''Л
При варьировании параметрами вертолета отношение т’кРл/2.я
будет меняться незначительно. Отношение же /КМп:/<х», зависит
в основном от изменения числа устанавливаемых на вертолет
агрегатов одного вида (в рассматриваемом примере от приме-
нения числа лопастей несущего винта):
^оемд — ^осм0 “г ДД,смп’
Г ПР	Д/	4-/л +/"•" );
ГД“	“ • ос Мд--VOCMfl ‘ *осм0 'осм^/*
<10
^си,, /осмо, /оси» — число операций при текущих технических
осмотрах втулки и лопастей несущего винта и автомата пере-
коса.
Для одновинтовых вертолетов с пятилопастными несущими
винтами классической схемы (с трехшарнирной втулкой) число
операций при обслуживании лопастей, втулки и автомата пере-
коса достигает 25 ... 30% от общего числа операций.
5.2.4.	Изменение расходов на горюче-смазочные материалы
Доля расходов на ГСМ, приходящаяся на 1 ч полета, опре-
деляется формулой (4.51).
Запас топлива согласно выражению (2.162)
/ ;   «,	(£*)r.ii	и Z я
Следовательно,
(“ГСМ (^ГСМ^Г«11. г.п
1 ак как А^гцeJV(Апр«|») max*
ТО
СгСМ ~ СгсМ^гоил^м А^г.п I.‘'АГ.|р„в)тах	(5. 107)
5.2.5.	Расходы на зарплату экипажей и косвенные расходы
Очевидно, что для определенного типа компоновки вертолета,
при изменении его параметров расходы на содержание летных
экипажей не изменяются.
Подсчет этих расходов следует производить, как было пока-
зано в гл. 4, по формуле (4.53). Для рассматриваемого случая
(Зд+^свЗд) щ,кв=const.
п
346

При использовании определенного числа новых технических ре-
шений в конструкции вертолета при изменении его параметров
расходы на страхование не должны меняться, поэтому можно за-
писать в соответствии с формулой (4.55):
CcrpM=ztT)>C^=c°nst.
Как отмечалось в гл. 4, доля других косвенных расходов
обычно оценивается постоянным процентом от прямых эксплуа-
тационных расходов: косвенные расходы могут достигать 30%
от суммы прямых расходов без реновации и расходов на капи-
тальные ремонты.
Расходы на тренировочные и служебные полеты и прочее
принимаются порядка 10% от амортизационных расходов (рено-
вация + расходы на капитальные ремонты), расходов на техни-
ческое обслуживание и ГСМ.
Как уже говорилось, эти статьи расходов при проведении
параметрического анализа учитывать не обязательно.
5.2.6.	Изменение стоимости летного часа вертолета
в зависимости от изменения его параметров
Выявив характер изменений стоимостных характеристик вер-
толета, получаем возможность подвести предварительные итоги
Рис. 5. 14. Зависимость прямых и косвенных расходов от диа-
метра несущего вита (условные обозначения см. на рис. 5. 12)
347

мости для всех видов прямых и косвенных эксплуатационных
расходов, приходящихся на летный час, от диаметра несущего
винта. На рис. 5.15 приводятся суммарные зависимости, кото-
рые представляют собой характер изменения себестоимости лет-
ного часа при изменении диаметра несущего винта, числа его
лопастей и мощности силовой установки. Из последнего графика
видно, что с увеличением диаметра несущего винта для вертоле-
тов с одинаковым взлетным весом себестоимость летного часа

Рис. 5.15. Зависимость себестоимости летного часа от
диаметра несущего винта (условные обозначения см.
на рис. 5. 12)
сначала падает, затем снова возрастает. В зоне больших диамет-
ров наименьшая себестоимость летного часа оказывается у вер-
толетов с наименьшим числом лопастей, в зоне малых диамет-
ров — у вертолетов с наибольшим числом. Минимальная себе-
стоимость летного часа соответствует зоне больших диаметров.
Однако оптимум выражен относительно слабо. Это объясняется
для данного конкретного примера тем, что при увеличении диа-
метра несущего винта значительное снижение расходов на рено-
вацию силовой установки и втулки несущего винта и соответст-
вующее уменьшение расходов на капитальные ремонты этих аг-
регатов, а также на ГСМ сопровождается одновременным по-
вышением расходов на реновацию лопастей несущего винта и
расходов по некоторым другим статьям. Ясно, однако, что при
другом соотношении цен на материалы и ГСМ, а также при ис-
пользовании принципиально новых технических решений, карти-
на может быть иной.
Если бы, например, цена на топливо возросла в несколько
раз и одновременно Р»т и Р"р₽ были бы уменьшены в два
раза, то минимум себестоимости летного часа был бы выражен
значительно более отчетливо и соответствующий ему диаметр
несущего винта сместился бы еще более вправо. Заметим, что
минимальная себестоимость летного часа еще не полностью оп-
ределяет экономическую эффективность вертолета и поэтому не
348

может быть критерием для выбора его параметров. Исключение
могут составить вертолеты, которые предназначены главным об-
разом для длительных полетов патрульного типа в ограниченной
зоне, например вертолеты для патрулирования автострад.
5.3.	ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ВЕРТОЛЕТОВ
РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
ПО СТОИМОСТНЫМ КРИТЕРИЯМ
5.3.1.	Выбор оптимальных параметров транспортного вертолета,
по минимальной себестоимости 1 тс«км
Как уже отмечалось, основным критерием экономичности
транспортных работ, выполняемых вертолетом, является себе-
стоимость 1 тс-км, определяемая через отношение себестоимос-
ти летного часа к производительности. Под производительно-
стью понимается произведение полезной нагрузки 6’п0Л на ско-
рость по расписанию вертолета ор.
В некоторых методиках экономических расчетов вертолета
эта величина называется летной производительностью. Для уче-
та ограничений по календарю там вводится новое понятие ка-
лендарная производительность. Поскольку при проведении нами
экономического анализа все основные календарные ограничения
учитывались, мы в дальнейшем будем пользоваться только поня-
тием летной производительности: П = биолцр-, где vp — скорость
по расписанию.
На рис. 5.16 в качестве примера приведен график производи-
тельности для одного из рассмотренных в гл. 2 вариантов одно-
винтового вертолета. Здесь пр — средняя скорость полета от мо-
мента запуска двигателей на старте до момента их остановки
в пункте назначения
®₽=Мр.
где tp — время полета по расписанию,
/р=-тэ-{-т14*т144"тн4_то1_1_Т1(р	(5.108)
(тз —время работы двигателя на земле (обычно 2—3 мин);
тв — время висения (обычно I—2 мин); тм — время на выпол-
нение маневров (до 5 мин); тн — время набора заданной высо-
ты полета //; тсн — время снижения; тКр — время полета с
крейсерской скоростью).
Проследим теперь, как будет меняться при изменении диа-
метра несущего винта и числа его лопастей себестоимость
1 тс*км:
Сгевм = С,ж/5аПя,
где £з — коэффициент, характеризующий среднюю загрузку вер-
толета (в гл. 4 при оценке величины годового налета прииима-
349

лось ga=0,75). Удобно производить анализ, оперируя относи-
тельной величиной стоимости I тс-км:
С
Стс«м„ ~ с»яИо	С"л
“ ^гс-км, <%П-	Пя
Здесь С„о и По— себестоимость летного часа и производитель-
ность исходного варианта вертолета, где
(5. 109)
С„ =-Ss, а П.=^.
"» Ч " П0
На рис. 5.17 и 5.18 приведены примеры зависимостей величины
Стс-км от диаметра несущего винта. Аналогичные зависимости,
Ряс. 5.16. Пример зависимости максимальной производи-
тельности от дальности полета
пользуясь рассмотренным методом, можно получить и для вари-
антов одновинтового вертолета с другими взлетными весами и
для вертолетов других схем, предназначенных для выполнения
самых различных заданий, отличающихся по дальности, грузо-
подъемности, габаритам грузовой кабины, условиям взлета, по-
толкам и т. п.
Данная методика позволяет в случае необходимости вклю-
чить в параметрический анализ для варьирования любую дру-
гую характеристику. Уже говорилось о возможности варьирова-
350

Рис. 5. 17. Относительная себестоимость 1 тс км
одновинтового транспортного вертолета в зависи-
мости от диаметра несущего винта

Рис. 5. 18 Относительная себестоимость 1 тс-км од-
новинтового транспортного вертолета в зависимости
от диаметра несущего винта

ния типами конструкции и материалами. Метод позволяет так-
же исследовать влияние иа себестоимость 1 тс-км транспортных
винтокрылых машин такого важного параметра, как крейсерская
скорость. На первый взгляд целесообразность ее увеличения до
максимально возможного с технической точки зрения уровня
кажется и так очевидной, так как она обратно пропорциональна
себестоимости 1 тс-км, но как уже отмечалось выше, это бывает
связано с уменьшением годового налета, с уменьшением ресур-
сов из-за ограничений по уровню вибраций и т. д., т. е. с увели-
чением стоимости летного часа.
5.3.2.	Выбор оптимальных параметров пассажирского вертолета
по минимальной себестоимости одного пассажнро-километра
В практике современного вертолетостроения пассажирские
вертолеты создаются в основном на базе раннее построенных
транспортных вертолетов. Поэтому задача выбора параметров
для такой машины обычно заменяется задачей выбора наиболее
пригодного для переоборудования в пассажирский вариант
транспортного вертолета. Это объясняется относительно неболь-
шим пока объемом пассажирских перевозок на вертолетах.
Однако по мере развития пассажирского вертолетного движения
возникает вопрос о. разработке специальных пассажирских вер-
толетов.
В качестве основного экономического критерия для выбора
параметров такой машины целесообразно использовать мини-
мальную стоимость пассажнро-километра. Под этим понимается
отношение себестоимости летного часа к произведению числа
пассажирских мест на его скорость по расписанию (и на коэф-
фициент, учитывающий загрузку вертолета).
При получении задания на проектирование пассажирского
вертолета на определенное число мест выбор параметров поэто-
му стоимостному критерию производится аналогичным разоб-
ранному в предыдущем подразделе методом.
Характер изменения стоимостных характеристик основных
агрегатов пассажирского вертолета будет аналогичен изменению
соответствующих характеристик транспортного вертолета.
Разница будет лишь в увеличении доли (практически посто-
янной для всех вариантов) расходов на оборудование: интерьер
кабины, систему кондиционирования воздуха, отопление, осве-
щение и т. п.
5.3.3.	Выбор оптимальных параметров вертолета-крана
по минимальной себестоимости 1 тс веса монтируемой
конструкции
При проектировании летающих кранов, основным назначе-
нием которых является транспортировка крупногабаритных гру-
зов на внешней подвеске, методика выбора оптимальных пара-
352

метров в основном аналогична рассмотренной выше. Критери-
ем и в этом случае является минимальная себестоимость
1 тс-км. Однако если требуется разработать вертолет, главным
видом работы которого является монтаж различных сооружений,
то требуется использовать иные экономические критерии. На-
пример, для этой цели можно в ряде случаев производить выбор
параметров по минимальной себестоимости 1 тс веса монтируе-
мой с помощью вертолета конструкции. Очевидно, что типы мон-
тируемых конструкций могут сильно отличаться друг от друга
как по весу, так и по размерам, что скажется на производи-
тельности вертолета-крана. Для того чтобы можно было произ-
водить сравнение различных вариантов в равных условиях, тре-
буется ввести понятие эталонной монтажной конструкции. За
таковую можно принять какой-либо из наиболее типичных эле-
ментов, из которых монтируются заводские трубы, скрубберы,
перекрытия высотных зданий, башни и т. д., например цилинд-
рический элемент типа царги диаметром 4 м, высотой 7 м и ве-
сом 8 тс (из таких элементов с помощью летающего крана
Ми-ЮК в 1973 г. было смонтировано воздухоочистительное со-
оружение на крыше Синарского трубного завода, см. рис. 1.5).
Расчетный вес монтируемого элемента будет равен его собствен-
ному весу, помноженному на коэффициент, учитывающий разни-
цу во вредном сопротивлении при обдувке этой и эталонной кон-
струкции в потоке от несущего винта. В большинстве практичес-
ких случаев этот коэффициент равен единице или близок к ней.
Другие вопросы, которые возникают в связи с необходимо-
стью сравнения разных видов вертолетных краново-монтажных
работ — это вопросы удаленности от сооружаемого объекта
площадок, на которых должен базироваться вертолет-кран и
должны находиться элементы монтируемого сооружения; о вы-
соте этого объекта; о времени, необходимом для висения с гру-
зом, включая время на монтаж; о необходимой точности уста-
новки и т. п. Исходные данные этого типа (типовая операция)
определяются заказчиками вертолетов. Стоимость летного часа
для различных вариантов вертолета-крана можно определить
способом, аналогичным рассмотренному выше. Но при оценке
годового налета и расходов на некоторые виды технического об-
служивания следует исходить из условий этой типовой крановой
операции. Вместо используемого при оценке этих величин для
транспортных и пассажирских вертолетов отношения £/Укрейс,
характеризующего расходуемый летный ресурс за один полет,
следует в соответствующих формулах для годового налета и
стоимости технического обслуживания использовать величину
общего времени, затрачиваемого на висение (с грузом и без
груза) и подлеты от базовой площадки к месту строительства
и обратно, определяемым нормальным запасом топлива.
Затем оценивается производительность для каждого из этих
вариантов, которая определяется как отношение общего веса
353

монтируемой конструкции к общему летному времени, затрачен-
ному непосредственно на ее монтаж. Минимальному отношению
стоимости летного часа к крановой производительности (при за-
данной грузоподъемности) вертолета будет соответствовать оп-
тимальный диаметр несущего винта, число его лопастей и мощ-
ность силовой установки.
5.3.4.	Выбор оптимальных параметров сельскохозяйственного
вертолета по минимальной стоимости обработки одного гектара
сельскохозяйственных угодий
Для выбора оптимальных параметров по экономическому
критерию такой специализированной машины, какой является
сельскохозяйственный вертолет, можно также, пользуясь мето-
дом, разобранным выше, рассчитать себестоимость летного часа
для ряда вариантов, отличающихся схемой, величинами диамет-
ров несущих винтов, числом их лопастей, мощностью силовых
установок, взлетными весами (с учетом особенностей типовой
сельскохозяйственной операции). Производительность сельско-
хозяйственной машины естественно оценивать по времени, по-
требному для обработки одного гектара полей, садов, виноград-
ников. Разумеется, виды обработки могут быть самыми различ-
ными. Например, одна из наиболее перспективных задач — это
внесение минеральных удобрений на поля. Приспосабливать
обычные вертолеты для таких работ бывает не всегда выгодно.
При больших объемах работ такого рода возникает вопрос о
создании специализированного типа вертолета. Учитывая предъ-
являемые к такому вертолету требования, в том числе требова-
ния к скорости и высоте полета (с точки зрения эффективности
обработки полей), а также к производительности вертолетного
сельскохозяйственного оборудования, можно оценить количество
гектаров, обрабатываемых вертолетом за час полета, для всех
рассматриваемых вариантов (см. гл. 1). Разделив затем на эти
величины полученные ранее соответствующие величины себе-
стоимостей летного часа, получим себестоимости обработки 1 га
и, следовательно, сможем определить вариант вертолета с наи-
меньшей стоимостью обработки одного гектара. Аналогичным
образом решается проблема выбора оптимального варианта вер-
толета, используемого для борьбы с вредителями сельского
хозяйства, обработки виноградников и садов ядохимикатами.
Рассмотренный метод позволяет решить еще одну интересную
задачу. Используя эту методику, можно определить принципи-
альную возможность создания такого сельскохозяйственного вер-
толета, для которого при выполнении определенных видов ра-
бот себестоимость обработки I га будет ниже, чем при исполь-
зовании для этой цели наземных средств. Это может относиться
как к современному уровню развития авиационной техники, так
и к прогнозируемому в будущем. В этих расчетах, в частности.
351

может быть учтена и разность качества обработки 1 га с воз-
духа и с земли (известно, что благодаря более высокой эффек-
тивности обработки полей химикалиями с вертолета с этих пло-
щадей собирается повышенный урожай),
5.3.5.	Выбор оптимальных параметров специальных
и универсальных вертолетов
Возможно, что интенсивное развитие народного хозяйства
потребует создать помимо перечисленных еще и другие типы
специальных вертолетов, например, специализированные пожар-
ные вертолеты, вертолеты-танкеры, используемые для заправки
топливом наземной техники, работающей вдалеке от баз, специа-
лизированные вертолеты для обслуживания морских нефтепро-
мыслов и т. п.
Во всех этих случаях можно, пользуясь все тем же разобран-
ным выше методом, оценить с достаточной степенью точности
себестоимость летного часа различных вариантов любого из за-
даваемых вертолетов. В зависимости от выдвигаемых требова-
ний формируется понятие производительности для того или
иного специализированного вертолета.
Отношение себестоимости летного часа к этой производи-
тельности является тем критерием, который позволяет решить
задачу выбора оптимальных параметров для такой машины.
Следует, однако, заметить, что создание узкоспециализирован-
ных машин будет оправдано лишь при соблюдении следующих
условий: 1) объем выполняемых одним вертолетом работ обес-
печит ему достаточно полную загрузку в течение года; 2) общий
объем выполняемых работ будет достаточен для заказа значи-
тельной серии вертолетов данного типа; 3) производственные
мощности промышленности позволят без ущерба для других не
менее важных тем запустить специализированный тип вертолета
в серийное производство.
В противном случае требуется создать многоцелевые верто-
леты под два и более задания. Ясно, что такие машины при
выполнении отдельных заданий могут оказаться менее эффек-
тивными, чем специализированный вертолет (в том числе и с
точки зрения экономичности). Однако использование вертолета
одного универсального типа может оказаться более выгодным,
чем нескольких специализированных.
Каким образом следует выбирать параметры по экономичес-
кому критерию для такого вертолета? Ясно, что, если требова-
ния к выполнению операций делятся на основные и второсте-
пенные, выбор параметров производится описываемым выше
способом под основное задание. При равноценных заданиях за
основной критерий при выборе параметров предлагается принять
отношение себестоимости летного часа к средней плановой при-
были, получаемой от работы вертолета за летный час. Себестои-
355

мость летного часа определяется рассмотренным выше спосо-
бом.
Задаваясь в начале проектирования новой многоцелевой
машины максимально допустимой с точки зрения рентабельности
удельной себестоимостью выполнения той или иной работы, мож-
но, руководствуясь предлагаемой методикой, оценить, путем
каких усовершенствований конструкции и использования каких
материалов задача может быть решена успешно.
5.3.6.	Сравнение выбранных параметров по весовым
критериям и по критериям минимальной стоимости работы
Проведенный в предыдущих разделах анализ позволяет от-
ветить на вопрос, который поднимался в самом начале настоя-
щей работы; в какой степени весовое совершенство вертолета
отражает его совершенство экономическое. Выше было показа-
но, что если сопоставление экономических характеристик раз-
личных вариантов вертолетов, проектируемых под одинаковые
требования, проводить в равных условиях, имея в виду при этом:
а) одинаковый уровень средней заработной платы на заводах,
где планируется производство новых вертолетов; б) одинаковые
материалы и тип конструкции для подобных агрегатов; в) оди-
наковый план выпуска вертолетов; г) одинаковый уровень про-
изводительности, то результаты такого анализа будут зависеть
только от характера изменения величины knv. Указанные усло-
вия выполняются при выдерживании постоянными для всех рас-
сматриваемых вариантов основных коэффициентов экономичес-
кого расчета:
Л,=const, As=const, (XCM=const, /nn=const.
Результаты проделанных весовых и экономических расчетов
по изложенным выше методикам позволяют сделать следующие
выводы: 1) При соблюдении указанных условий оптимальные
параметры гражданских вертолетов, определенные по весовым
критериям, соответствуют оптимальным параметрам этих ма-
шин, определенным по стоимостным критериям, если коэффици-
ент, учитывающий особенности конструкции £ок=const (для
всех рассматриваемых вариантов). 2) При соблюдении указан-
ных условий, но при £OK=#=const, соответствие «весового» и «эко-
номического» способа решения основной задачи параметричес-
кого анализа возможно, но не обязательно. В этом случае
требуется для оценки степени соответствия проведение специ-
ального поверочного экономического расчета по предлагаемой
методике. 3) Если, помимо ^OKT^const не соблюдаются еще ка-
кие-либо обязательные условия (например, const), может
обнаружиться значительная степень несоответствия парамет-
ров, выбранных по минимальной стоимости выполняемой рабо-
ты и минимальному весу конструкции.
356

Первый случай в практике проектирования реальных аппа-
ратов мало вероятен. Трудно представить, как при варьирова-
нии в широком диапазоне параметрами можно одновременно
сохранить постоянство коэффициентов тп, определяемых типом
конструкции основных агрегатов и выдержать условие Аок=
= const, т. е. сохранять постоянным число деталей в каждом
агрегате.
Второй и третий случай являются обычными. На примерах,
приводимых в начале гл. 4, было показано, что при сопостав-
лении между собой вертолетов, для которых основные коэффи-
циенты не равны, более тяжелый вертолет может оказаться бо-
лее экономичным. Применительно к транспортному вертолету
это может означать, что более тяжелый аппарат может иметь
более низкую себестоимость летного часа и себестоимость
1 тс-км.
На рис. 5.19 и 5.20 сопоставляются некоторые результаты
расчетов, проведенных для выбора оптимальных параметров
транспортного одновинтового вертолета по стоимостным и весо-
вым критериям. Из этих графиков следует, что в данном кон-
кретном случае наблюдается практически полное совпадение
результатов этих расчетов для дальности 50 км и некоторое их
расхождение для дальности 800 км.
При более внимательном рассмотрении графиков выявляет-
ся, однако, что себестоимости 1 тс-км, соответствующие опти-
мальным диаметрам несущих винтов с различным числом лопа-
стей, отличаются незначительно.
Увеличение этой разницы до более значительных величин в
других случаях возможно. Ио в рассмотренном примере (Л0.к=#=
=#= const) она не могла быть слишком большой в силу уже упо-
минавшихся причин; нарастание расходов на лопасти несущего
винта и на ряд других агрегатов с увеличением диаметра ском-
пенсировалось в значительной степени одновременным падением
расходов на силовую установку и топливо.
Иначе говоря, поскольку при принятых в расчете средних
соотношениях между основными статьями расходов (для одного
взлетного веса и одной схемы вертолетов) себестоимость летного
часа изменяется по диаметру относительно слабо, и поскольку
крейсерская скорость полета для всех вариантов вертолета одной
схемы меняется также незначительно, то при постоянном числе
лопастей несущего винта минимальная себестоимость 1 тс-км
определяется по существу максимальной грузоподъемностью
вертолета, чем собственно и объясняется совпадение полученных
результатов.
Но, на это стоит обратить внимание еще раз, картина может
резко измениться, если помимо варьирования диаметрами и
числом лопастей несущего винта варьировать также схемами
вертолета, числом рулевых винтов, двигателей, редукторов,
трансмиссионных валов, хвостовых винтов и других агрегатов,
357

Рис. 5.19. Относительная себестои-
мость 1 тс-км и максимальная грузо-
подъемность одновинтового вертолета
в зависимости от диаметра несущего
винта
Рис. 5 20. Относительная себестои-
мость I тс-км и максимальная грузо-
подъемность одновинтового вертоле-
та в зависимости от диаметра несу-
щего винта
358

а также типами их материалов и конструкций. Изменение может
быть еще более серьезным, если значительно поменяется сред-
нее соотношение расходов по отдельным статьям *.
При варьировании схемами транспортных винтокрылых ап-
паратов особый интерес представляет зависимость между себе-
стоимостью тонне (сил)-километра и крейсерской скоростью
полета. При решении этой задачи, в соответствии с предлагае-
мой методикой, применительно к винтокрылу одновинтовой схе-
мы с одним несущим и двумя тянущими винтами (см. рис. 2.91),
характеристики которого были рассмотрены в разд. 2.6, были
получены, в частности, следующие результаты. Оптимальный
вариант такого винтокрыла имеет крейсерскую скорость 350 км/ч.
При этом его производительность оказывается на 12% выше,
чем у оптимального по весовому совершенству транспортного
вертолета, имеющего скорость 260 км/ч, и такой же, как у винто-
крыла, взлетный вес (на £ = 800 км). Экономический расчет вин-
токрыла показывает, что благодаря установке на этот аппарат
крыла, тянущих винтов, дополнительных редукторов с транс-
миссионными валами и более мощных двигателей, а также из-
за других конструктивных особенностей, себестоимость летного
часа для этой машины оказалась на 11,8% выше, чем у верто-
лета. Очевидно, что относительная себестоимость 1 тс-км винто-
крыла получается того же порядка, что и у вертолета. Однако
при меньших дальностях полета и особенно при работе с внеш-
ней подвеской по экономическим характеристикам вертолет
оказывается предпочтительнее.
Для того чтобы представить себе полную картину соотно-
шения весовых и стоимостных оптимумов для сравниваемых ва-
риантов винтокрылых аппаратов, нужно построить графики за-
висимостей типа показанных на рис. 5.19 и 5.20 для ряда взлет-
ных весов, затем определить по ним диапазон взлетных весов,
при которых возможно выполнение основного требования по
транспортировке заданного груза на заданное расстояние (без
превышения этих величин) и произвести для этих взлетных ве-
сов соответствующие перестроения графиков их весовых и эко-
номических характеристик. В качестве примера на рис. 5.21, в
его нижней части, представлены зависимости взлетных весов
одновинтового транспортного вертолета от диаметра несущего
винта с различным числом лопастей при постоянной платной
нагрузке (графики построены на основании рис. 2.78). Вполне
естественно, что оптимальным по весовому совершенству вари-
антам вертолета соответствуют на графиках наименьшие из воз-
можных взлетные веса — соответствующие им координатные
точки лежат на линии ограничения по платной нагрузке.
В верхней части рис. 5.21 представлены зависимости относи-
тельной себестоимости 1 тс-км от диаметра несущего винта для
• Например, значительно снизится или возрастет стоимость топлива.
359

Рис. 5.21. Зависимость взлетного ве-
са и относительная себестоимость
тонно-километра от диаметра несуще-
го винта (I и II случай отличаются
соотношением удельных стоимостей
материалов основных агрегатов:
^гл.ри”10 мгл.Р1; maii”10 мл1; 4Л,мп“
“Л»|; ^Фц-3,75 ЛФ1! 7'5Л,вт11-Л,вгР:
Оаод—полезная платная нагрузка
всего рассматриваемого диа-
пазона взлетных весов, при ко-
торых возможна транспорти-
ровка заданного груза.
Из сопоставления верхних
и нижних графиков следует,
в частности, что минимумы
себестоимости для вариантов
вертолета, отличающихся чис-
лом лопастей несущего винта,
не во всех случаях соответст-
вуют их максимумам весового
совершенства.
На рис. 5.22, представляю-
щим для тех же вариантов
вертолета (II случай) зависи-
мости относительной себестои-
мости 1 тс-км от взлетного
веса, это показано более на-
глядно. Видно, например, что
для вариантов с пятилопаст-
ным несущим винтом минимум
себестоимости 1 тс-км дости-
гается при значениях взлетно-
го веса, больших чем те, при
которых достигается их мак-
симальная весовая отдача.
Наивыгоднейшим вариан-
том с точки зрения экономич-
ности оказывается вертолет
с семилопастным несущим вин-
том со взлетным весом 46,2 тс,
в то время, как с точки зрения
весового совершенства наивы-
годнейшим оказывается ва-
риант с девятилопастным несу-
щим винтом со взлетным ве-
сом 45,7 тс, т. е. разница
в 0,5 тс (если не учитывать
ограничение по свесу лопасти,
то этот разрыв увеличится до
1 тс). Иными словами, расче-
ты подтверждают приводив-
шиеся выше утверждения о
возможности создания в неко-
торых условиях вертолета,
имеющего наилучшие из всех
возможных экономические по-
360

казатели, но при этом отнюдь не оптимального по весовому
совершенству. В какой степени эти результаты расчетов соот-
ветствуют известным фактическим данным?
Выше, в частности в начале гл. 4, уже приводился ряд при-
меров, подтверждающих сделанные выводы. Приведем еще один.
В 1974 г. совершил 1-й полет французский вертолет SA350. Как
следует из сообщений зарубежной авиационной прессы [28], ос-
Рис. 5.22. Относительная себестоимость 1 тс-км в зависимости от
взлетного веса
новная концепция, заложенная в эту машину,— создание верто-
лета с максимально высокими экономическими характеристика-
ми. Эта цель была достигнута применением ряда конструктив-
ных решений, которые позволили примерно в два раза сократить
общее число подшипников и зубчатых колес на вертолете, а так-
же использованием более тяжелых, но зато в несколько раз бо-
лее дешевых автомобильных агрегатов. Так, например, авиаци-
онный топливный насос весом 0,8 кге был заменен более тяже-
лым автомобильным весом 1,35 кге, но в восемь раз более деше-
вым. Несмотря на то, что при таком подходе вес конструкции
вертолета возрос, его экономичность оказалась на 30% выше,
чем экономичность любого другого из существующих в настоя-
щее время вертолетов.
361

Поскольку конструкторы вертолетов при создании новых ма-
шин во всех возможных случаях не могут быть уверены в том,
что выбранные ими основные параметры по критериям макси-
мального весового совершенства или максимальной производи-
тельности, или по какому-либо еще критерию эффективности
одновременно обеспечат и максимальную экономичность вновь
проектируемого винтокрылого аппарата, то на определенных
этапах проектирования новой машины (см. гл. 1) требуется обя-
зательная оценка правильности сделанного выбора и по эконо-
мическим критериям, для чего может быть использован рас-
смотренный в гл.4 и 5 метод.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Астахов М. Ф., Караваев А. В., Макаров С. Я. и др. Справочная кни-
га по расчету самолета на прочность М., Оборонгиз, 1954, 702 с.
2.	Бадягин А. А., Овруцкий Е. А. Проектирование пассажирских самоле-
тов с учетом экономики эксплуатации. М„ «Машиностроение;», 1964, 294 с.
3	Братухин И. П. Проектирование и конструкции вертолетов. М., Обо-
ронгиз, 1955, 360 с.
4.	Вильдгрубе Л. С. Учет влияния корпуса двухвинтового вертолета попе-
речной нли продольной схемы при определении оптимальной для режима ви-
сения компоновки лопастей несущих винтов. — «Ученые записки ЦАГИ», 1972,
т. III, №5, с. 88—95
5.	Вильдгрубе Л. С. Исследование летных свойств вертолетов. Проекти-
рование вертолетов, тематический сборник научных трудов МАИ, вып. 302,
М„ Изд. МАИ, 1974, с. 5-18.
6.	Гличев А. В. Экономическая эффективность технических систем. М.,
«Экономика», 1971, 270 с.
7.	Громов Н. Н., Мухордых Е. В., Овруцкий Е. А. и др. Экономика воз-
душного транспорта. М., «Транспорт». 1971, 246 с.
8.	Далин В. И. Конструкция вертолетов. М„ «Машиностроение», 1971,
270 с.
9.	Дмитриев И. С., Есаулов С. Ю. Системы управления одновинтовых вер-
толетов. М., «Машиностроение», 1969, 218 с.
10.	Масленников М. М., Бехли Ю. Г., Шальман Ю. Л. Газотурбинные дви-
гатели для вертолетов. М., «Машиностроение», 1969, 379 с.
II.	Миль М. Л., Некрасов А. В., Браверман A. G и др. Вертолеты. Расчет
и проектирование. Кн. 1, М., «Машиностроение», 1966, 454 с.
12.	Миль М. Л., Некрасов А. В.. Браверман А. С. и др. Вертолеты. Рас-
чет и проектирование. Кн. 2, М., «Машиностроение», 1967, 423 с.
13.	Михеев Р. А. Расчет вертолетов на прочность. М., МАИ им. С. Ор-
джоникидзе, 1972, 205 с.
14.	Михеев Р. А. Расчет вертолетов на прочность. М., МАИ им. С. Ор-
джоникидзе, 1974, 150 с.
15.	Овруцкий Е. А. Экономическая оценка транспортного самолета, М.,
Р. И. О. Аэрофлота, 1940, 144 с.
16.	Пейн П. Р. Динамика и аэродинамика вертолета, Оборонгиз, 1963,
491 с.
17.	Петручик В. П. Выбор оптимального типажа и основных параметров
вертолетов-кранов. Проектирование вертолетов, тематический сборник науч-
ных трудов МАИ, вып. 302, М., Изд. МАИ, 1974, с. 49—59.
18.	Саркисян С. А., Минаев Э. С. Экономическая оценка летательных ап-
паратов. М., «Машиностроение», 1972, 177 с.
363

19.	Шейнин В. М., Козловский В. И. Проблемы проектирования пасса-
жирских самолетов. М.. «Машиностроение», 1972, 308 с.
20.	Шейнин В. М. Весовая н транспортная эффективность пассажирских
самолетов. М., Оборонена, 1962, 363 с.
21.	Ben Tencer and J. Р. Costgrove. Heavy Lift Helicopter Program: An
Advanced Technology Solution to Transportation Problems. — «Journal of Air-
craft», 1972, N 11, p. 753-758.
22.	By the technical editor. A Look at Lynx. — «Flight», 1970, N 3222,
p. 908—910.
23.	Fenn. Aerospace Products Division. — «Vertiflite», 1968, N 12, p. 33.
24.	Hooper W. E. Some Technical Aspects of Boeing Helicopters. — «The
Aeronautical Journal of the Royal Aeronautical Society». 1969, April, N 700,
vol. 73, p. 347—354.
25-	— «L’Aeronautique et Г Astronautique», 1974, N 47, p. 24.
26.	Les helicopteres. —«Aviation Magazine», 1975, Juil, N 661, p. 43.
27.	Longer Life Sought for CH-46, CH-47. — «Aviation Week & Space
Technology», 1974, September, N 10, p. 43—46.
28.	Marchinski L. J. Design to Cost at Work for Helicopter Systems. The
30-th Annual National Forum of AHS, Preprint, N 810, p. 1—10.
29.	Peck W. B., Binder S. and Bieber R. D. High — Speed Gearing and
Shafting. Problem in Helicopter Design, — «SAE Journal», 1962, October,
p. 84—88.
30.	Plaks A., Metzger R. F., MacDonald H. 1„ Meier R. S. Improved Cost
Effectiveness of Helicopters Through a Two-Point Design Criterion. The 30-th
Annual National Forum of AHS. Preprint, N. 811, p. 1—10.
31.	Rowe N. E. Complexity and Progress in Transport Aircraft, — RAS,
N 11, p. 787—788
32.	Turboshaft Engine T64-MTU-7.
33.	Vertol: premiers details —sur le futur HLH de 1'US Army.— «Air
& Cosmos», 1972, N 441, p. 26.

ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие................................................... 3
1 КРИТЕРИИ ОЦЕНКИ ЭФФЕКТИВНОСТИ И ОПТИМИЗАЦИИ
ПАРАМЕТРОВ ВЕРТОЛЕТОВ
1.1.	Классификация критериев эффективности............. 5
1.2.	Функциональная эффективность .........	7
1.3.	Производственная эффективность....................27
1.4.	Эксплуатационная эффективность..................  29
<1.5. Экономическая эффективность эксплуатации вертолета ...	32
1.6.	Народнохозяйственная эффективность................34
1.7.	Области применения критериев разных уровней	......	35
ВЫБОР ОПТИМАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ И СХЕМЫ
*/ ТРАНСПОРТНОГО ВЕРТОЛЕТА ПО МАКСИМУМУ
« ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ
2.1.	Вводная часть.........................................41
2.2.	Весовой расчет. Формулы для определения веса основных агре-
гатов и систем вертолета и краткое их обоснование ....	43
2.3.	Некоторые ограничения, действующие при проектировании . .	120
2.4.	Определение данных, необходимых для расчета веса конструк-
ции вертолета и выбора параметров вертолета...............146
2.	5. Сравнение различных схем вертолетов и выбор оптимального
диаметра и числа лопастей несущего винта................. 164
2.6.	Сравнение вертолета и винтокрыла, предназначенных для транс-
портных перевозок........................................ 195
АНАЛИЗ ВЕСОВОЙ СТРУКТУРЫ И РАСЧЕТ
КОНСТРКТИВНО ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ВЕСА
<-* ЛОПАСТИ НЕСУЩЕГО ВИНТА
3.1. Некоторые закономерности, касающиеся веса лопасти .	.	. 226
365

Стр.
4 НЕКОТОРЫЕ МЕТОДЫ РАСЧЕТА СТОИМОСТИ
РАБОТЫ ВЕРТОЛЕТА
4.1. Стоимость производства вертолета.....................258
4. 2. Оценка прямых эксплуатационных	расходов.............288
4. 3. Оценка косвенных расходов. Основные зависимости для оценки
эксплуатационных расходов ............................. 303
5 ВЫБОР ОПТИМАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ ВЕРТОЛЕТОВ
ПО КРИТЕРИЮ МИНИМАЛЬНОЙ СТОИМОСТИ
5.1. Зависимость расходов на реновацию от параметров вертолета 311
5 2. Зависимость прямых и косвенных расходов от параметров вер-
толета .................................................343
5.3. Выбор параметров вертолетов различного назначения по стои-
мостным критериям......................................34!)
Список литературы.........................................363

Марат Николаевич Тищенко, Андрей Владимирович Некрасов.
Алексей Сергеевич Радин
ВЕРТОЛЕТЫ. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ
ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ
Редактор издательства Н. В. Корженевская	Художник М. М. Занегин
Технический редактор И. Н. Скотникова	Корректор В. Е. Блохина
Сдано в набор 25/V 1976 г. Подписано к печати 30/VIII 1976 г.	Т—16418
Формат 6ОХ9О'/|«	Бумага № 1
Печ. л. 23,0	Уч.-над. л. 22.66
Цена |р 68 к.	Тираж 6500 эка	Изд. зак. 596
Издательство «Машиностроение». 107885. Москва. Б-78, 1-й Басманный пер.. 3
Московская типография № 8 Союзполиграфпрома
при Государственном комитете Совета Министров СССР
по делам издательств, полиграфии и книжной торговли.
Хохловский пер., 7. Тип зак. 833