Результаты первого этапа летных испытаний вертолета – летающей лаборатории Ми-171А2

УДК 629.735.45.015

РЕЗУЛЬТАТЫ ПЕРВОГО ЭТАПА ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ ВЕРТОЛЕТА - ЛЕТАЮЩЕЙ ЛАБОРАТОРИИ МИ-171А2

В.А. ИВЧИН, К.Ю. САМСОНОВ

Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.

В настоящей работе представлены результаты первого этапа летных испытаний летающей лаборатории модернизированного вертолета Ми-171А2 на базе летающей лаборатории Ми-171А, оборудованного несущим винтом с новыми лопастями из композитных материалов и новым рулевым винтом.

Ключевые слова: Ми-171А2, результаты летных испытаний.

Введение

Во всем мире идет постоянная модернизация серийных вертолетов для улучшения их эксплуатационных характеристик. Для этого применяют новые разработки в области двигателе-строения, композитных материалов, оборудования и т.д. Российские вертолеты марки Ми-8, находящиеся в серийной эксплуатации уже более пятидесяти лет, постоянно совершенствуются. В современных условиях поставлена задача достижения более высоких летных характеристик вертолета за счет установки новых несущего и рулевого винтов, а также принципиально нового пилотажного комплекса оборудования.

В настоящей работе представлены результаты первого этапа летных испытаний летающей лаборатории (вертолет Ми-171) на ОАО "Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля".

Испытания агрегатов несущего винта с лопастями из полимерных композиционных материалов и Х-образного рулевого винта на летающей лаборатории Ми-171 № 14987 (рис. 1) проведены в рамках программы по модификации вертолета Ми-171А.

Необходимость использования новых конструктивных решений на вертолетах типа Ми-8 назрела уже давно, но фактически эта задача поставлена управляющей компанией ОАО "Вертолеты России" в 2009 г., а ТЗ на ОКР оформлено в марте 2011 г. Концепция программы модернизации вертолета Ми-171М предусматривает следующие изменения:

• внедрение в серийное производство лопастей несущего винта из композитных материалов;

• повышение аэродинамического качества вертолета;

• увеличение показателей ресурсов и сроков службы основных агрегатов вертолета Ми-171А2;

• увеличение экономической эффективности использования и поддержание устойчивого дохода от продаж вертолетов типа Ми-8/Ми-17.

Техническим заданием были определены следующие требования к летно-техническим характеристикам вертолета Ми-171А2 для повышения его конкурентоспособности:

Максимальная взлетная (посадочная) масса по категории А и В.............................13000 кг

Максимальная взлетная масса с грузом на внешней подвеске................................13500 кг

Нормальная взлетная (посадочная) масса..........................................................11100 кг

Количество пассажиров, перевозимых на энергопоглощающих креслах ...

Максимальная дальность полета с основными топливными баками...........

Максимальная дальность полета с дополнительными топливными баками

Крейсерская скорость полета с нормальной взлетной массой...................

Непревышаемая скорость полета......................................................

Статический потолок с нормальной взлетной массой..............................

Максимальная барометрическая высота полета....................................

не менее 260 км/ч не менее 280 км/ч ...не менее 4000 м

не менее 18

.......800 км

......1000 км

6000 м

В связи с большим объемом мероприятий по модернизации вертолета Ми-171А2 предварительные испытания по оценке уровня нагрузок в агрегатах несущей системы и Х-образного рулевого винта были запланированы на летающей лаборатории в 2 этапа: на 1-м этапе в серийной конфигурации планера, с двигателями ТВ3-117ВМ; на 2-м этапе: с новой килевой балкой, стабилизатором и усиленной хвостовой балкой, с двигателями ВК-2500ПС-03. Первый этап летных испытаний завершен в феврале 2013 г., второй будет осуществлен до конца 2013 г.

Авторы выражают благодарность В.А. Никифорову, И.Г. Пискову, С.Р. Замуле и А.И. Орлову за помощь в проведении данной работы и подготовке статьи.

Объект испытаний

Объектом летных испытаний является серийный вертолет Ми-171А, имеющий конструктивные изменения в несущей системе и рулевом винте. На серийной пятилопастной втулке несущего винта установлены лопасти несущего винта вертолета Ми-38 из полимерных композиционных материалов (ПКМ) с аэродинамическими профилями ЦАГИ в комбинации с традиционным вертолетным профилем NACA-230. Лопасти несущего винта вертолета Ми-38 имеют большую крутку по сравнению с серийными лопастями. Лопасти крепятся к серийной втулке через специальные переходники. На три лопасти наклеены тензодатчики для замера нагрузок. В процессе испытаний также проводились контрольные замеры углов отгиба закрылков лопастей.

На летающей лаборатории установлен модифицированный автомат перекоса с тканевыми и металлофторопластовыми подшипниками с уменьшенным количеством точек смазки, которые позволяют существенно повысить эксплуатационные характеристики вертолета с точки зрения затрат времени и средств на техническое обслуживание вертолета.

Для повышения комфорта перевозимых пассажиров, а также снижения вибрационных нагрузок на конструкцию вертолета, на летающую лабораторию установлен надвтулочный гаситель вибраций с комплектом штатных и доработанных маятников, предназначенных для увеличения его ресурса.

Впервые для вертолетов типа Ми-8 установлен Х-образный четырехлопастной рулевой винт, который ранее устанавливался на вертолеты Ми-28 и Ми-35М. Эта модификация позволяет увеличить эффективность путевого управления вертолетом и увеличить запасы управления в путевом канале для реализации увеличенной мощности двигателей ВК-2500ПС-03, планируемых к установке на вертолете Ми-171М. Это же обстоятельство приводит к установке доработанного усиленного хвостового редуктора с удлиненным штоком для установки Х-образного рулевого винта, а также к доработке системы путевого управления для увеличения максимального шага лопастей рулевого винта до 24°.

Содержание летных испытаний

Программа летных испытаний предусматривала большой объем исследований, связанный как с оценкой летно-технических характеристик вертолета, так и с определением изменения нагрузок на несущую систему и рулевой винт в связи с конструктивными доработками вертолета Ми-171А. Для этого в летных испытаниях поэтапно были выполнены следующие работы:

• определение тяги несущего и рулевого винтов на земле и в полете;

• полеты на режимах висения, перемещения у земли с малыми скоростями;

• горизонтальные полеты до максимально возможной скорости для определения нагрузок на агрегатах вертолета;

• полеты для определения скороподъемности, времени набора высоты и практического потолка вертолета;

• полеты для определения влияния углов отгиба хвостовых (триммерных) пластин лопастей несущего винта на потребную мощность, балансировку и нагрузки на агрегатах вертолета;

• определение собственных частот и резонансных диаграмм несущего и рулевого винтов;

• определение собственных частот рукавов гасителя вибрации;

• проверка запасов до изгибно-крутильного флаттера лопастей несущего винта;

• специальные полеты с пятью конфигурациями маятников виброгасителя для оценки вибросостояния вертолета и уровня нагрузок в конструкции виброгасителя и выбора оптимального варианта маятников ВГУ.

Для получения объективных данных по эффективности выполненных конструктивных доработок несущей системы указанный объем испытаний проводился параллельно с двумя комплектами лопастей несущего винта: с серийными, металлическими лопастями вертолета Ми-171А и с опытными лопастями несущего винта вертолета Ми-38, изготовленными из композиционных материалов.

Преимущества главных изменений типовой конструкции вертолета Ми-171 в части лопастей несущего винта и рулевого винта

Основные направления модификации вертолета Ми-171А были определены большим опытом ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля", накопленным в результате летных испытаний и эксплуатации в серийном производстве внедряемых агрегатов. Так лопасти несущего винта из композиционных материалов с новой компоновкой были испытаны ранее на вертолетах Ми-28, Ми-38 и Ми-35М и доказали преимущества перед металлическими лопастями. Поэтому в первую очередь было предложено заменить лопасти несущего винта вертолета на лопасти винта вертолета Ми-38 из композитных материалов. Основные преимущества этих лопастей следующие:

• силовые элементы не подвержены коррозии, что обеспечивает увеличение календарного срока службы;

• обладают низкой чувствительностью к механическим повреждениям в силу слоистой структуры материала, обеспечивающей "мягкий" и длительный характер развития трещин, что обеспечивает значительное повышение надежности лопастей при наличии эксплуатационных дефектов;

• существенно больший ресурс (10000 ч вместо 2000 ч), что обеспечивает снижение эксплуатационных расходов;

• увеличение КПД на висении и в горизонтальном полете, что обеспечивает, соответственно, прирост тяги несущего винта и уменьшение расходов топлива вертолета;

• увеличение крейсерской скорости полета на 20 км/ч - 30 км/ч.

Следующим по значимости изменением является установка Х-образного 4-хлопастного рулевого винта, который в настоящее время эксплуатируется на вертолетах Ми-28 и Ми-35 и по сравнению с серийным 3-хлопастным карданным рулевым винтом имеет следующие преимущества:

• лопасти изготавливаются их полимерных композиционных материалов с преимуществами, перечисленными выше;

• втулка рулевого винта имеет 2 точки смазки по сравнению с 8-ю на серийном;

• масса Х-образного рулевого винта на 24 кг меньше.

Летно-технические характеристики вертолета

Одним из основных свойств вертолета является его способность висения, поэтому при проведении летных испытаний на летающей лаборатории было определение тяговых характеристик вертолета. Испытания проводились по методике, разработанной на ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля". В результате таких испытаний строились графики изменения массы вертолета в зависимости от мощности двигателей и высоты висения над землей. На рис. 2 представлен пример таких зависимостей.

Таблица 1

М,кг

16500

♦ ПКМ взл  ПКМ hoi

• Серия в д Серия н

ЭДдвиг, лс Мвзл, кг

h = 20м

ПКМ Серийные

Ном. 3400 13150 12400

Взл. 4000 14500 13800

Рис. 2

В табл. 1 представлены сравнительные данные по величине максимальной взлетной массы вертолета для двух вариантов лопастей (серийных и из композитных материалов) для двух величин мощности силовой установки. Из данных (табл. 1) видно, что взлетная масса вертолета при висении вне зоны влияния земли в МСА с лопастями из ПКМ выше взлетной массы вертолета с серийными лопастями несущего винта: на номинальном режиме работы двигателей на ~ 750 кг, на взлетном - на ~ 700 кг.

Далее в летных испытаниях были получены зависимости потребной для горизонтального полета мощности от скорости полета. На рис. 3 представлена зависимость мощности двигателей и оборотов НВ от скорости полета по прибору V^ для вертолета с лопастями НВ из ПКМ и серийными. Как видно из представленных материалов, истинная максимальная скорость в фактических условиях (Н = 400 м, tHB = +5°С 4- -10°С, пнв = 94 % 4 96 %) для вертолета с лопастями несущего винта из ПКМ составляет V = 293 км/ч для Мвзл =11100 кг и V = 268 км/ч для Мвзл = 13000 кг, а для вертолета с серийными лопастями V = 287 км/ч для Мвзл = 11100 кг.

Важное значение для эксплуатационных характеристик вертолетов имеет расход топлива. Летные испытания показали (рис. 4, 5), что минимальные часовые и километровые расходы топлива вертолета в фактических условиях с М^л = 11100 кг, лопастями НВ из ПКМ и серийными ЛНВ у земли практически совпадают и составляют Q = 470 кг/ч и q = 2,8 кг/км, соответственно.

Для вертолета также важна такая эксплуатационная характеристика, как максимальная высота полета. В летных испытаниях было получено сравнение практического потолка вертолета при полетной массе Мвзл = 11100 кг, Хцт = 120 мм для двух комплектов лопастей при близких атмосферных условиях.

На рис. 6 представлены зависимости вертикальной скорости, времени набора высоты, скорости полета и мощности двигателей по высоте полета для вертолета с лопастями НВ из ПКМ и серийными. В табл. 2 представлены значения практического потолка в фактических условиях. Из полученных данных следует, что вертолет с лопастями из композитных материалов имеет практический потолок на 600 м выше, чем с серийными лопастями.

16000

15500

15000

14500

Рис. 3

Рис. 4

Рис. 6

Рис. 5

Таблица 2

ЛНВ Н, м г °С tнв, С Кдв, л.с. Мпол, кг Пнв, % Упр, км/ч

ПКМ 6800 -39 2500 10700 95,3 82

Серийные 6200 -32 2800 10700 96,8 92

Нагрузки в агрегатах вертолета

Одним из важных показателей для ресурса лопастей несущих винтов вертолета является резонансная диаграмма. На летающей лаборатории особое значение имела эта характеристика для лопастей Х-образного рулевого винта, впервые установленного на вертолете типа Ми-8. Экспериментальные значения частот собственных колебаний лопасти Х-образного рулевого винта в плоскостях тяги и вращения представлены на рис. 7, 8. Полученные в летных испытаниях данные показывают, что значения частот собственных колебаний по различным формам близки к расчетным, за исключением колебаний лопасти в плоскости тяги по форме 3-го шарнирного тона, которые на (300 - 400) колебаний в мин меньше расчетных величин.

Также были получены и резонансные диаграммы для лопастей несущего винта, которые представлены на рис. 9. Экспериментальные значения частот колебаний лопасти несущего винта в плоскостях тяги и вращения по различным формам, полученные в наземных гонках, хорошо совпадали с расчетными величинами. Собственные частоты лопасти по формам 2-го, 3-го и 4-го тонов в плоскости тяги в диапазоне рабочих оборотов несущего винта 192 ±5 об/мин близки к частотам возбуждения соответственно 4юнв, 7юнв и 10юнв.

Рис. 7 Рис. 8 Рис. 9

Замеренные в летных испытаниях нагрузки на втулке несущего винта в полетах с лопастями из композитных материалов незначительно отличались от нагрузок, зарегистрированных в полетах с серийными (металлическими) лопастями и не превышали допустимых для данных испытаний величин. Переменные нагрузки в забустерной части управления, замеренные в летных испытаниях, в полетах с лопастями из композитных материалов на высотах 150 м - 400 м были выше переменных нагрузок, зарегистрированных в полетах с серийными лопастями на этих же высотах. На большинстве режимов эта разница составляла в среднем 20 - 30 %, доходя на малых скоростях V^ = 60 - 70 км/ч в цепях общего и циклического управления до двукратной величины.

Изменение центровки вертолета и его взлетной массы приводило к незначительным изменениям величин переменных и постоянных нагрузок в системе управления.

Изменение высоты полета приводило к изменениям постоянных нагрузок в цепях общего и циклического шага, начиная с 3000 - 4000 м: в цепи общего шага - на 30 - 80 кгс на каждую 1000 м, в цепях циклического шага - до 19-35 кгсхм на каждую 1000 м.

В процессе летных испытаний производилась оценка величины тяги РВ, определенной по изгибающим моментам в горизонтальной плоскости на хвостовой балке, в наземной гонке и на режиме висения при изменении высоты висения от 3 м до 50 м в диапазоне шагов рулевого винта от -5° до +14,5°: тяга РВ изменялась от -120 кгс до 1121 кгс и представлена на рис. 10. По сравнению с серийным трехлопастным рулевым винтом тяга Х-образного винта на максимальных обследованных углах установки 13° - 14,5° увеличилась с 930 - 1050 кгс до 1033 - 1121 кгс.

В процессе наземных и летных испытаний на всех режимах работы двигателей, в том числе и в горизонтальном полете до скоростей V^, = 306 - 317 км/ч (до 317 км/ч - со снижением), в спектрах нагрузок Рош, Мпоп, Мпрод отсутствуют частоты, близкие к 3юнв, признаков изгибно-крутильного флаттера лопастей несущего винта не обнаружено.

Замеренный уровень вибраций вертолета с частотой 5сонв = 16 Гц с опытными лопастями практически идентичен уровню вибраций этого же вертолета с серийными лопастями, при установленном в обоих случаях гасителе вибраций. Уровень вертикальных вибраций с частотой 5юнв в кабине пилотов в полетах с ВГУ на крейсерской скорости полета для Мвзл =11,1ти13т (230 км/ч и 215 км/ч, соответственно) составлял 0,05 - 0,15 мм, что соответствует требованиям 171А.00.ТУ - 0,14 мм. При увеличении скорости полета до 300 км/ч уровень вибраций по 5сонв уменьшался (рис. 11). Результаты проведенных испытаний также могут быть использованы для оценки соответствия экспериментального вертолета в части вибраций с частотой 16 Гц требованиям ГОСТ 23718-93. Гармонический состав вертикальных и поперечных вибраций на полу КП и ГК представлен на рис. 12.

1оХ-образный РВ

Ау_КП,g

о Мвзл.=11,1т_Хцт-ср. _исх.монтаж О Мвзл.=11,1т_Хцт-ср._исх.монтаж ВГУ, длинные ТПЛ п Мвзл.=11,1т_Хцт-ср._без маятников ВГУ Д Мвзл=11,1т_Хцт-ср._шпильки ВГУ затянуты

♦ Мвзл.=11,35т_Хцт-задн._шпильки ВГУ затянуты

• Мвзл.=13т_Хцт-ср._исх. монтаж ВГУ 1Мвзл.=13т_Хцт-ср_1шильки ВГУ затянуты !Мвзл.=13т_Хцт-задн._шпильки ВГУ затянуты

- Мвзл.=13т_Хцт-передн._шпильки ВГУ затянуты

100

150 200

Vnp, км/ч

250 300 35С

Рис. 10

Рис. 11

Рис. 12

0,1

0

50

Выводы

1. Летно-технические и прочностные характеристики, полученные в настоящих испытаниях на летающей лаборатории, подтверждают, а в некоторых случаях превышают предъявляемые требования технического задания на вертолет Ми-171А2.

2. Замеренный уровень вибраций в кабине экипажа вертолета с виброгасителем на крейсерской скорости составил 0,05 - 0,15 мм, что соответствует российским нормам по условиям комфорта (ГОСТ 23718-93) и техническим требованиям 171А.00.ТУ - 0,14 мм.

3. В летных испытаниях вертолета - летающей лаборатории получен материал, позволяющий изготовить типовую конструкцию вертолета Ми-171А2 для проведения дополнительных сертификационных испытаний.

4. По экономической эффективности вертолет Ми-171 - летающая лаборатория, и, следовательно, вертолет Ми-171А2 превосходят вертолеты типа Ми-8/17 и их зарубежные аналоги.

RESULTS OF THE FIRST MI-171A2 FLYING LABORATORY TEST PHASE

Ivchin V.A., Samsonov K.Y.

The present publication describes the results of the first stage of the flying laboratory (Mi-171 helicopter) flight tests performed at Mil Moscow Helicopter Plant, JSC facilities. Main rotor components with blades made of polymer composite materials and X-type tail rotor were tested on the Mi-171 № 14987, flying laboratory, under Mi-171A Helicopter Retrofit Program.

Key words: Mi-171A2, flight tests.

Сведения об авторах

Ивчин Валерий Андреевич, 1951 г.р., окончил МАИ (1974), кандидат технических наук, начальник отдела аэродинамики и динамики вертолета ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля", автор более 60 научных работ, область научных интересов - аэродинамика и динамика несущих винтов, динамика вертолета, математическое моделирование вертолета на пилотажных стендах, экспериментальные исследования аэродинамики винтов вертолета.

Самсонов Константин Юрьевич, 1982 г.р., окончил МАИ (2006), ведущий инженер по летным испытаниям вертолетов летно-испытательного комплекса ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля", автор 7 научных работ, область научных интересов - летные испытания вертолетов, динамика вертолета, летные исследования, обработка и анализ полученных результатов.