4.0. Оценка лётных качеств вертолёта с двигателем на преобразователе.

Внутри термодинамического цикла преобразователя, тепловым насосом перерабатывается некоторая мощность, однако эта мощность передаётся подготавливаемому рабочему телу в пределах функционирования регенератора теплоты. Из атмосферы потребляется нужное количество теплоты, которое, за вычетом затрат на привод теплового насоса, и преобразуется в полезную механическую работу.

Можно основной нагреватель тепловой машины соединить с внешним радиатором потоком тосола, тогда внешний радиатор может быть установлен как в струе несущего винта, так и в любом другом месте вертолёта.

Габариты и массу внешнего радиатора можно оценить по аналогам.

Автомобильный радиатор охлаждения ВАЗа имеет массу до 5 кг и при перепаде температур от тосола (от 86 до 104^оС) к окружающей среде до 50^оС передаёт окружающей среде 100 квт теплоты. 20 радиаторов будут иметь массу до 100 кг и передавать (получать из атмосферы) до 2 000 квт теплоты при перепаде температур более 36^оС. Площадь радиатора составит 5 кв. метров. Скорость обдува потребуется более 20 км/час.

При увеличении скорости обдува до 200 км/час можно сократить площадь радиатора в десять раз, или уменьшить падение температуры.

Тосол должен переносить теплоту в основной нагреватель, где тепловых потерь в 1^оС при передаче тепла рабочему телу можно достичь, затратив 120 кг массы на создание теплообменника.

На изготовление радиатора регенератора и теплообменников теплового насоса необходимо зарезервировать ещё до 200 кг массы.

Дополнительными элементами силовой установки можно признать турбину привода теплового насоса и тепловой насос. Им нет эквивалента в схемах действующих силовых установок вертолёта. По оценке, масса этих устройств может достигать 500 кг.

Другие элементы имеют аналоги - электрогенератор (стартер), хранилище рабочего тела – топливные ёмкости, основная турбина и редуктор турбины.

Итого: дополнительная масса составляет 920 кг.

Расход топлива современными вертолётами с одним несущим винтом составляет до 500 г. топлива на 1 квт мощности двигателя, в час. При мощности 2 000 квт часовой расход топлива составляет не менее 1 тонны в час.

Дополнительная масса силовой установки соизмерима с массой топлива, потребляемой эксплуатируемой силовой установкой в течение часа полёта.

Следует ожидать, что увеличение массы проектируемой установки, мощностью

2 000 квт на 1 тонну не снизит лётных качеств вертолёта.

Примечание.

Рассмотрим полученные результаты оценки дополнительной нагрузки на массу вертолёта, применительно к вертолёту Ми-54.

Вертолёт Ми-54 оборудован двумя двигателями, суммарной мощностью 1600 л.с. (1184 квт).

Взлётный вес 4700 кг, полезная нагрузка 1700 кг, запас топлива на 700 км полёта - 1500кг.

Учитывая проведённый выше расчёт и используя линейную интерполяцию массо-габаритных характеристик дополнительного оборудования, следует ожидать увеличение массы вертолёта на 920 * 1600 / 2200 = 670 кг.

Вывод.

После модернизации вертолёта на бестопливные силовые агрегаты, следует ожидать увеличения полезной нагрузки вертолёта на 800 кг, до 2.5 тонн. Плюс к этому, следует ожидать сокращение массы основной силовой турбины (ещё около 500 кг), поскольку давление рабочего тела преобразователя в соплах турбины больше, чем в топливосжигающих турбинах (а температура меньше).

При линейной апроксимации параметров добавочных агрегатов, вертолёт МИ-26Т, имеющий два агрегата по 11 400 л.с. и топлива на борту до 18 тонн , будучи модернизированным, увеличит собственную массу на 9.2 тонны. Полезная нагрузка может возрасти на 8 тонн и достигнет 25 тонн. (Не считая резерва, заложенного в снижении массы основной турбины, около 3 тонн).

С увеличением полезной нагрузки увеличится и автономность полёта. При ресурсе агрегата вертолёта с наименьшей надёжностью в 1000 часов, дальность беспосадочного полёта может быть более 80тыс. км. В настоящее время стоимость топлива для Ми-26Т для одного часа полёта – около 90тыс. рублей.