вертикална наклонена скорост зад крилото навътре м/сек.По същия начин общата аеродинамична сила на главния ротор на хеликоптера може да бъде изразена чрез въздушния поток в секунда и наклонената скорост (индуцираната скорост на изходящия въздушен поток).

Въртящият се главен ротор помита повърхността, която може да си представим като носач, подобно на крилото на самолет (фиг. 8). Въздухът, протичащ през повърхността, изметнат от главния ротор, в резултат на взаимодействие с въртящите се лопатки, се изхвърля надолу с индуктивна скорост И.В случай на хоризонтален или наклонен полет, въздушните потоци се стичат към повърхността, изметната от главния ротор под определен ъгъл (наклонено издухване). Подобно на самолет, обемът въздух, участващ в създаването на общата аеродинамична сила на главния ротор, може да бъде представен като цилиндър, в който основната площ е равна на повърхността, пометена от главния ротор, а дължината е равна на скоростта на полета, изразена в м/сек.

Курсова работа по дизайн

лек хеликоптер

1 Разработване на тактико-технически изисквания. 2

2 Изчисляване на параметрите на хеликоптера. 6

2.1 Изчисляване на масата на полезния товар. 6

2.2 Изчисляване на параметрите на главния ротор на хеликоптера. 6

2.3 Относителна плътност на въздуха на статични и динамични тавани 8

2.4 Изчисляване на икономическата скорост в близост до земята и на динамичния таван. 8

2.5 Изчисляване на относителните стойности на максималните и икономически скорости на полета на ниво на динамичен таван. 10

2.6 Изчисляване на допустимите съотношения на коефициента на тягата към запълването на главния ротор за максимална скоростблизо до земята и за икономична скорост на динамичен таван. 10

2.7 Изчисляване на коефициентите на тяга на главния ротор в близост до земята и на динамичния таван 11

2.8 Изчисляване на пълнежа на главния ротор. 12

2.9 Определяне на относителното увеличение на тягата на главния ротор за компенсиране на аеродинамичното съпротивление на фюзелажа и хоризонталната опашка. 13

3 Изчисляване на мощността на задвижващата система на хеликоптера. 13

3.1 Изчисляване на мощността при виене на статичен таван. 13

3.2 Изчисляване на специфичната мощност при равнинен полет при максимална скорост. четиринадесет

3.3 Изчисляване на специфичната мощност при полет при динамичен таван с икономическа скорост.. 15

3.4 Изчисляване на специфичната мощност при полет близо до земята при икономическа скорост в случай на повреда на един двигател по време на излитане. 15

3.5 Изчисляване на специфични намалени мощности за различни полетни случаи 16

3.5.1 Изчисляване на специфичната намалена мощност при задържане на статичен таван 16

3.5.2 Изчисляване на специфичната намалена мощност при полет на ниво при максимална скорост. 16

3.5.3 Изчисляване на специфичната намалена мощност при полет при динамичен таван с икономическа скорост.. 17

3.5.4 Изчисляване на специфичната намалена мощност при полет близо до земята с икономическа скорост при отказ на един двигател. осемнадесет

3.5.5 Изчисляване на необходимата мощност на задвижващата система. 19

3.6 Избор на двигатели. 19

4 Изчисляване на масата на горивото. двадесет

4.1 Изчисляване на крейсерска скорост от второто приближение. двадесет

4.2 Изчисляване на специфичен разход на гориво. 22

4.3 Изчисляване на масата на горивото. 23

5 Определяне на масата на компонентите и възлите на хеликоптера. 24

5.1 Изчисляване на масата на лопатките на главния ротор. 24

5.2 Изчисляване на масата на главината на главния ротор. 24

5.3 Изчисляване на масата на системата за управление на бустера. 25

5.4 Изчисляване на масата на системата за ръчно управление. 25

5.5 Изчисляване на масата на основната скоростна кутия. 26

5.6 Изчисляване на масата на задвижващите агрегати на опашния ротор. 27

5.7 Изчисляване на масата и основните размери на опашния ротор. тридесет

5.8 Изчисляване на масата на задвижващата система на хеликоптера. 32

5.9 Изчисляване на масата на фюзелажа и оборудването на хеликоптера. 32

5.10 Изчисляване на излетното тегло на хеликоптера от второ приближение. 35

6 Описание на схемата на хеликоптера. 36

Литература.. 39

1 Разработване на тактико-технически изисквания

Проектираният обект е лек еднороторен хеликоптер с максимално излетно тегло 3500 кг. Избираме 3 прототипа по такъв начин, че максималното им излетно тегло да е в диапазона от 2800-4375 кг. Прототипите са леки хеликоптери: Ми-2, Еврокоптер ЕС 145, Ансат.

Таблица 1.1 показва техните тактически и технически характеристики, необходими за изчислението.

Таблица 1.1 - Тактико-технически характеристики на прототипите

Фигури 1.1, 1.2 и 1.3 показват прототипни диаграми.

Фигура 1.1 - Схема на хеликоптера Ми-2

Фигура 1.2 - Схема на хеликоптер Eurocopter EC 145

Фигура 1.3 - Схема на хеликоптера Ансат

От експлоатационни характеристикии схеми на прототипи, ние определяме средните стойности на количествата и получаваме изходните данни за проектирането на хеликоптера.

Таблица 1.2 - Изходни данни за проектиране на хеликоптер

2 Изчисляване на параметрите на хеликоптера

2.1 Изчисляване на масата на полезен товар

Формула (2.1.1) за определяне на масата на полезния товар:

където м mg - маса на полезен товар, kg; м eq - маса на екипажа, kg; Л- обхват на полета, км; м 01 - максимално излетно тегло на хеликоптера, кг.

Тегло на полезен товар:

2.2 Изчисляване на параметрите на главния ротор на хеликоптера

Радиус Р, m, главният ротор на хеликоптер с един ротор се изчислява по формулата (2.2.1):

, (2.2.1)

където м 01 - излетно тегло на хеликоптера, кг; ж- ускорение на свободно падане равно на 9,81 m/s 2 ; стр- специфично натоварване на площта, обхваната от главния ротор, p = 3,14.

Приемаме радиуса на главния ротор равен на Р= 7,2 м

Определете периферната скорост wРкраищата на лопатките от диаграмата, показана на фигура 3:

Фигура 3 - Диаграма на зависимостта на скоростта на върха на острието от скоростта на полета за постоянни стойности М 90 и μ

В Vmax= 258 км/ч wР = 220 м/сек.

Определете ъгловата скорост w, s -1 и честотата на въртене на главния ротор по формулите (2.2.2) и (2.2.3):

2.3 Относителна плътност на въздуха на статични и динамични тавани

Относителната плътност на въздуха на статични и динамични тавани се определя по формули (2.3.1) и (2.3.2), съответно:

2.4 Изчисляване на икономическата скорост в близост до земята и на динамичния таван

Определя се относителната площ С e еквивалентна вредна табела съгласно формулата (2.4.1):

където С E се определя от фигура 4.

Фигура 4 - Промяна в областта на еквивалентната вредна табела на различни транспортни хеликоптери

Приемам С E = 1,5

Изчислява се стойността на икономическата скорост близо до земята Vч, км/ч:

където аз- индукционен коефициент:

аз =1,02+0,0004Vmax = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

Изчислява се стойността на икономическата скорост на динамичния таван Vдина, км/ч:

2.5 Изчисляване на относителните стойности на максималните и икономически скорости на полет на ниво на динамичен таван

Изчисляването на относителните стойности на максималната и икономическата скорост на полета на ниво на динамичен таван се извършва съгласно формулите (2.5.1) и (2.5.2), съответно:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Изчисляване на допустимите съотношения на запълване на тягата към ротора за максимална скорост на земята и за икономическа скорост при динамичен таван

Тъй като формулата (2.6.1) за съотношението на допустимия коефициент на тяга към запълването на главния ротор за максимална скорост близо до земята има формата:

Формула (2.6.2) за съотношението на допустимия коефициент на тяга към запълването на главния ротор за икономическа скорост при динамичен таван:

2.7 Изчисляване на коефициентите на тяга на главния ротор близо до земята и при динамичен таван

Коефициентите на тяга на главния ротор в близост до земята и на динамичния таван се изчисляват по формули (2.7.1) и (2.7.2), съответно:

2.8 Изчисляване на пълнежа на ротора

Пълнене на ротора сизчислено за случаи на полет при максимални и икономически скорости:

Като приблизителна стойност на пълнене сротор, стойността се взема от условието (2.8.3):

приемам.

дължина на акорда би удължаване ллопатките на ротора ще бъдат равни на:

2.9 Определяне на относителното увеличение на тягата на главния ротор за компенсиране на аеродинамичното съпротивление на фюзелажа и хоризонталната опашка

Относителното увеличение на тягата на главния ротор за компенсиране на аеродинамичното съпротивление на фюзелажа и хоризонталната опашка се приема като .

3 Изчисляване на мощността на задвижващата система на хеликоптера

3.1 Изчисляване на мощността при задържане на статичен таван

Специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор в режим на виене върху статистическия таван, се изчислява по формулата (3.1.1)

където Н Х st - необходимата мощност, W;

Характеристика на дросела, която зависи от височината на статичния таван и се изчислява по формула (3.1.2)

м 0 - тегло при излитане, кг;

ж- ускорение на свободно падане, m/s 2 ;

стр- специфично натоварване на площта, обхваната от главния ротор, N/m 2 ;

D st - относителна плътност на въздуха на височината на статичния таван;

з 0 - относителна ефективност главният ротор в режим на задържане ( з 0 =0.75);

Относително увеличение на тягата на главния ротор за балансиране на аеродинамичното съпротивление на фюзелажа:

3.2 Изчисляване на специфичната мощност при равнинен полет при максимална скорост

Специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор при равнинен полет при максимална скорост, се изчислява по формула (3.2.1)

където е периферната скорост на краищата на лопатките;

Относителна еквивалентна вредна плоча;

Коефициентът на индукция, определен по формулата (3.2.2)

3.3 Изчисляване на специфичната мощност при полет при динамичен таван с икономическа скорост

Специфичната мощност за задвижване на главния ротор на динамичен таван е:

където е относителната плътност на въздуха на динамичния таван;

Икономична скорост на хеликоптера при динамичен таван;

3.4 Изчисляване на специфичната мощност при полет близо до земята при икономическа скорост в случай на повреда на един двигател по време на излитане

Специфичната мощност, необходима за продължаване на излитането при икономична скорост в случай на повреда на един двигател, се изчислява по формула (3.4.1)

къде е икономическата скорост близо до земята;

3.5 Изчисляване на специфични намалени мощности за различни случаи на полети

3.5.1 Изчисляване на специфичната намалена мощност при задържане на статичен таван

Изчисляването на специфичната намалена мощност при задържане върху статичен таван се извършва по формулата (3.5.1.1)

къде е специфичната характеристика на дросела:

х 0 - коефициент на използване на мощността на задвижващата система в режим на висене. Тъй като масата на проектирания хеликоптер е 3,5 тона, ;

3.5.2 Изчисляване на специфичната намалена мощност при полет на ниво при максимална скорост

Изчисляването на специфичната намалена мощност при полета на ниво при максимална скорост се извършва по формулата (3.5.2.1)

където е коефициентът на използване на мощността при максимална скорост на полет,

Характеристики на дросела на двигателите в зависимост от скоростта на полета:

3.5.3 Изчисляване на специфичната намалена мощност при полет при динамичен таван с икономическа скорост

Изчисляването на специфичната намалена мощност при полет на динамичен таван с икономическа скорост се извършва по формулата (3.5.3.1)

където е коефициентът на използване на мощността при икономическата скорост на полета,

и - нива на дроселиране на двигателя в зависимост от височината на динамичния таван Хи скорост на полета V dyn според следните характеристики на дросела:

3.5.4 Изчисляване на специфичната намалена мощност при полет близо до земята при икономическа скорост с един отказ на двигателя

Изчисляването на специфичната намалена мощност при полет близо до земята с икономическа скорост в случай на повреда на един двигател се извършва по формулата (3.5.4.1)

където е коефициентът на използване на мощността при икономическата скорост на полета;

Степента на дроселиране на двигателя при аварийна работа;

Брой двигатели на хеликоптер;

Степента на дроселиране на двигателя при полет близо до земята при икономична скорост:

3.5.5 Изчисляване на необходимата мощност на задвижващата система

За да се изчисли необходимата мощност на задвижващата система, стойността на специфичната намалена мощност се избира от условието (3.5.5.1)

Необходима мощност нзадвижващата система на хеликоптера ще бъде равна на:

къде е излетното тегло на хеликоптера;

ж= 9,81 m 2 /s - ускорение при свободно падане;

3.6 Избор на двигатели

Приемете две газотурбинни двигатели GTD-1000T с общ капацитет 2 × 735,51 kW. Условието е изпълнено.

4 Изчисляване на масата на горивото

4.1 Изчисляване на крейсерска скорост от второ приближение

Приемаме стойността на крейсерската скорост от първо приближение.

Тъй като изчисляваме коефициента на индукция по формулата (4.1.1):

Определяме специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор по време на полет в крейсерски режим по формулата (4.1.2):

където е максималната стойност на специфичната намалена мощност на задвижващата система,

Коефициент на промяна на мощността в зависимост от скоростта на полета, изчислен по формулата:

Изчисляваме крейсерската скорост на второто приближение:

Определяме относителното отклонение на крейсерските скорости на първото и второто приближение:

Тъй като прецизираме крейсерската скорост на първото приближение, тя се приема равна на изчислената скорост на второто приближение. След това повтаряме изчислението по формули (4.1.1) - (4.1.5):

Приемаме.

4.2 Изчисляване на специфичен разход на гориво

Специфичният разход на гориво се изчислява по формулата (4.2.1):

където е коефициентът на изменение на специфичния разход на гориво в зависимост от режима на работа на двигателите,

Коефициентът на изменение на специфичния разход на гориво в зависимост от скоростта на полета, който се определя по формулата (4.2.2):

Специфичен разход на гориво в режим на излитане, ;

Коефициент на промяна в специфичния разход на гориво в зависимост от температурата,

Коефициент на изменение на специфичния разход на гориво в зависимост от височината на полета, ;

4.3 Изчисляване на масата на горивото

Масата на горивото, консумирано за полета, ще бъде равна на:

, (4.3.1)

където е специфичната мощност, консумирана при крейсерска скорост;

Крейсерска скорост;

Специфичен разход на гориво;

Л- обхват на полета;

5 Определяне на масата на компонентите и възлите на хеликоптера

5.1 Изчисляване на масата на лопатките на ротора

Масата на лопатките на главния ротор се определя по формулата (5.1.1):

където Р- радиус на ротора;

с- пълнене на главния ротор;

5.2 Изчисляване на масата на главината на главния ротор

Масата на главината на главния ротор се изчислява по формулата (5.2.1):

където е коефициентът на тегло на втулките от съвременни конструкции, ;

Коефициентът на влияние на броя на лопатките върху масата на втулката, който се изчислява по формулата (5.2.2):

Центробежната сила, действаща върху лопатките, която се изчислява по формулата (5.2.3):

5.3 Изчисляване на масата на системата за управление на бустера

Системата за управление на усилвателя включва подвижна плоча, хидравлични усилватели и хидравлична система за управление на главния ротор. Изчисляването на масата на системата за управление на усилвателя се извършва по формулата (5.3.1):

където б- акорд на острие;

Коефициентът на тежест на системата за управление на бустера, който може да се приеме за равен на 13,2 kg/m 3 ;

5.4 Изчисляване на масата на системата за ръчно управление

Изчисляването на масата на системата за ръчно управление се извършва по формулата (5.4.1):

където е коефициентът на тегло на системата за ръчно управление, взет за еднороторни хеликоптери, равен на 25 kg/m;

5.5 Изчисляване на масата на основната скоростна кутия

Масата на основната скоростна кутия зависи от въртящия момент на вала на главния ротор и се изчислява по формулата (5.5.1):

където е коефициент на тежест, чиято средна стойност е 0,0748 kg / (Nm) 0,8.

Максималният въртящ момент на вала на главния ротор се определя чрез намалената мощност на задвижващата система ни скорост на винта w:

където е коефициентът на използване на мощността на задвижващата система, чиято стойност се взема в зависимост от излетното тегло на хеликоптера. От тогава;

5.6 Изчисляване на теглото на задвижващите агрегати на опашния ротор

Тягата на опашния ротор се изчислява:

къде е въртящият момент на вала на ротора;

Разстоянието между осите на главното и опашното витло.

Разстоянието Лмежду осите на главния и опашния винт е равен на сумата от техните радиуси и хлабина дмежду краищата на техните остриета:

където е празнина, взета равна на 0,15 ... 0,2 m;

радиус на опашния ротор. От тогава

Консумираната мощност за завъртане на опашния ротор се изчислява по формулата (5.6.3):

където е относителната ефективност на опашния ротор, която може да се приеме равна на 0,6 ... 0,65.

Въртящият момент, предаван от кормилния вал, е:

където е честотата на въртене на кормилния вал, която се намира по формулата (5.6.5):

Въртящият момент, предаван от трансмисионния вал при обороти в минута е:

Тегло мв трансмисионния вал:

където е коефициентът на тежест за трансмисионния вал, който е равен на 0,0318 kg / (Nm) 0,67;

Масата на междинната скоростна кутия се определя по формулата (5.6.9):

където е коефициентът на тежест за междинната скоростна кутия, равен на 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Тегло на опашното зъбно колело, което върти опашния ротор:

където е коефициентът на тежест за опашното зъбно колело, чиято стойност е 0,105 kg / (Nm) 0,8;

5.7 Изчисляване на масата и основните размери на опашния ротор

Масата и основните размери на опашния ротор се изчисляват в зависимост от неговата тяга.

Съотношението на тягата на опашния ротор е:

Запълването на лопатките на опашния ротор се изчислява по същия начин, както при главния ротор:

където е допустимата стойност на съотношението на коефициента на тягата към запълването на опашния ротор,

Дължината на хордата и относителното удължение на лопатките на опашния ротор се изчисляват по формули (5.7.3) и (5.7.4):

къде е броят на лопатките на ротора,

Масата на лопатките на опашния ротор се изчислява по емпиричната формула (5.7.5):

Стойността на центробежната сила, действаща върху лопатките на опашния ротор и възприемана от пантите на главината, се изчислява по формулата (5.7.6):

Масата на главината на опашния ротор се изчислява по същата формула като за главния ротор:

където е центробежната сила, действаща върху лопатката на опашния ротор;

Коефициент на тегло за ръкава, който е равен на 0,0527 kg/kN 1,35;

Коефициент на тежест в зависимост от броя на лопатките и се изчислява по формула (5.7.8):

5.8 Изчисляване на масата на задвижващата система на хеликоптера

Специфичната маса на задвижващата система на хеликоптера се изчислява по емпиричната формула (5.8.1):

, (5.8.1)

където н- мощност на задвижващата система;

Масата на задвижващата система ще бъде равна на:

5.9 Изчисляване на масата на фюзелажа и оборудването на хеликоптера

Масата на фюзелажа на хеликоптера се изчислява по формулата (5.9.1):

къде е площта на измитата повърхност на фюзелажа:

Таблица 5.8.1

Излетно тегло от първо приближение;

Коефициент, равен на 1,1;

Тегло на горивната система:

където е масата на горивото, използвано за полета;

Коефициентът на тежест, взет за горивната система, е равен на 0,09;

Масата на колесника на хеликоптера е:

където е коефициент на тежест в зависимост от дизайна на шасито. Тъй като проектираният хеликоптер има прибиращ се колесник,

Теглото на електрическото оборудване на хеликоптера се изчислява по формулата (5.9.5):

където е разстоянието между осите на главния и опашния винт;

Брой лопатки на ротора;

Р- радиус на ротора;

Относително удължаване на лопатките на ротора;

и - коефициенти на тежест за електрически проводници и друго електрическо оборудване,

Маса на друго хеликоптерно оборудване:

където е коефициент на тежест, чиято стойност е 1.

5.10 Изчисляване на излетната маса на хеликоптера от второ приближение

Масата на празен хеликоптер е равна на сумата от масите на основните единици:

Тегло на излитане на хеликоптера от второ приближение:

Определяме относителното отклонение на масите от първото и второто приближение:

Относителното отклонение на масите от първото и второто приближение удовлетворява условието. Това означава, че изчислението на параметрите на хеликоптера е правилно.

6 Описание на схемата на хеликоптера

Проектираният хеликоптер е направен по еднороторна схема с опашен ротор, два газотурбинни двигателя и плъзгащ колесник.

Полумонокок фюзелаж. Носещите силови елементи на фюзелажа са изработени от алуминиеви сплави и имат антикорозионно покритие. Предната част на фюзелажа с капака на кабината и капаците на гондолата на двигателя са изработени от композитен материал на основата на фибростъкло. Кокпитът е с две врати, прозорците са оборудвани със система против заледяване и чистачки. Лявата и дясната врата на товарно-пътническата кабина и допълнителен люк в задната част на фюзелажа осигуряват удобството при товарене на болни и ранени хора на носилки, както и на обемисти товари. Шасито за плъзгане е изработено от плътно огънати метални тръби. Пружините са покрити с обтекатели. Опашната опора не позволява на опашния ротор да докосне площадката за кацане. Лопатките на главния и опашния ротор са изработени от композитни материали на базата на фибростъкло и могат да бъдат оборудвани със система против заледяване. Главината на главния ротор с четири лопатки е без шарнири, изработена е от две пресичащи се греди от фибростъкло, всяка от които е прикрепена към две лопатки. Главина на опашния ротор с две лопатки с обща хоризонтална панта. Резервоарите за гориво с общ капацитет 850 литра са разположени в пода на фюзелажа. Системата за управление на хеликоптера е електрически дистанционна без механично окабеляване, с четирикратно цифрово резервиране и двойно резервно независимо електрическо захранване. Съвременното летателно и навигационно оборудване осигурява полети при прости и трудни метеорологични условия, както и полети по VFR и IFR правила. Параметрите на хеликоптерните системи се контролират с помощта на борда информационна система BISK-A контрол. Хеликоптерът е оборудван със система за предупреждение и аларма.

Хеликоптерът може да бъде оборудван със система за водно кацане, както и със системи за гасене на пожар и химическо пръскане.

Електроцентралата представлява два газотурбинни двигателя GTD-1000T с обща мощност 2 × 735,51 kW. Двигателите са монтирани на фюзелажа в отделни гондоли. Въздухозаборниците са странични, снабдени с устройства за защита от прах. Страничните панели на гондолите са шарнирни, за да образуват обслужващи платформи. Валовете на двигателя излизат под ъгъл спрямо централната скоростна кутия и кутията за аксесоари. Изпускателните дюзи на двигателите са отклонени навън под ъгъл 24". За защита от пясък са монтирани филтри, които предотвратяват 90% от проникването на частици с диаметър над 20 микрона в двигателя.

Трансмисията се състои от моторни скоростни кутии, междинни скоростни кутии, ъглови скоростни кутии, основна скоростна кутия, вал и спомагателна скоростна кутия. електроцентрала, вал и ъглова предавка на волана. Трансмисионната система използва титаниеви сплави.

Електрическата система се състои от две изолирани вериги, едната от които се захранва от алтернатор, който генерира напрежение 115-120V, а втората верига се захранва от DC генератор с напрежение 28V. Генераторите се задвижват от скоростната кутия на главния ротор.

Управлението е дублирано, с твърдо и кабелно окабеляване и хидравлични усилватели, задвижвани от основната и резервната хидравлични системи. Четириканалният автопилот AP-34B осигурява стабилизирането на хеликоптера по време на полет по отношение на въртене, курс, наклон и височина. Основен хидравлична системаосигурява захранване на всички хидравлични агрегати, а резервно - само хидравлични усилватели.

Системата за отопление и вентилация осигурява подаването на топъл или студен въздух към кабините на екипажа и пътниците, системата против обледяване предпазва лопатките на главния и опашния ротор, предните прозорци на кабината на екипажа и въздухозаборниците на двигателя от обледяване.

Комуникационното оборудване включва командна ВЧ лента - "Юрок", интерком SPU-34.

Библиография

1. Дизайн на хеликоптер / В.С. Кривцов, L.I. Лосев, Я.С. Карпов. - Учебник. - Харков: Нац. аерокосмически un-t „Khark. авиация ин-т", 2003. - 344 с.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. people.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

Изтегли: Нямате достъп до изтегляне на файлове от нашия сървър.

ФИЗИКА НА РОТОРА

Страхотна кола - хеликоптер! Забележителните качества го правят незаменим в хиляди случаи. Само хеликоптер е способен да излита и каца вертикално, да виси неподвижно във въздуха, да се движи настрани и дори да опашка първо.

Защо толкова прекрасни възможности? Каква е физиката на неговия полет? Нека се опитаме да отговорим накратко на тези въпроси.

Перката на хеликоптера създава повдигане. Перките на витлото са със същите муцуни. Инсталирани под определен ъгъл спрямо хоризонта, те се държат като крило в потока на входящия въздух: налягането възниква под долната равнина на лопатките, а над него се разрежда. Колкото по-голяма е тази разлика, толкова по-голяма е повдигащата сила. Когато подемната сила надвиши теглото на хеликоптера, той излита, ако се случи обратното, хеликоптерът се спуска.

Ако вдигането на крилото на самолет се случва само когато самолетът се движи, то на „крилото“ на хеликоптера се появява дори когато хеликоптерът стои неподвижно: „крилото“ се движи. Това е основното.

Но след това хеликоптерът набра височина. Сега той трябва да лети напред. Как да го направим? Винтът създава тяга само нагоре! Нека да разгледаме този момент в пилотската кабина. Той избута лоста за управление от себе си. Хеликоптерът леко се наведе на носа си и полетя напред. Защо?

Стик за управление е свързан с гениално устройство - автоматично прехвърляне. Този механизъм, изключително удобен за управление на хеликоптери, е изобретен от академик Б. Н. Юриев в студентските му години. Устройството му е доста сложно и целта е следната: да даде възможност на пилота да променя по желание ъгъла на наклон на лопатките към хоризонта.

Лесно е да се разбере, че по време на хоризонтален полет на хеликоптер, бутането от неговите лопатки се движи спрямо околния въздух с различна скорост. Това острие, което върви напред, се движи към въздушния поток, а връщайки се назад - по течението. Следователно скоростта на острието, а с него и повдигащата сила, ще бъдат по-високи, когато острието се движи напред. Перката ще се стреми да обърне хеликоптера настрани.

За да предотвратят това, неструнторите свързаха лопатките към оста подвижно, на панти. След това острието върви напред с по-голямо повдигаща силазапочна да се извисява, да се размахва. Но това движение вече не се предаваше на хеликоптера, той летеше спокойно. Благодарение на размахващото движение на острието, неговата повдигаща сила остава постоянна през целия оборот.

Това обаче не реши проблема с придвижването напред. В крайна сметка трябва да промените посоката на силата на тягата на витлото, да накарате хеликоптера да се движи хоризонтално. Това направи възможно изработването на шайба. Той непрекъснато променя ъгъла на всяка перка на витлото, така че най-голямото повдигане се случва приблизително в задния сектор на неговото въртене. Получената сила на тягата на главния ротор се накланя и хеликоптерът, също накланящ се, започва да се движи напред.

Такъв надежден и удобен апарат за управление на хеликоптера не беше създаден веднага. Не се появи веднага и устройство за контрол на посоката на полета.

Разбира се, знаете, че хеликоптерът няма кормило. Да, той не се нуждае от винтокрыл. Той се заменя с малко витло, монтирано на опашката. Пилотът щеше да се опита да го изключи - хеликоптерът щеше да се обърне сам. Да, той се обърна така, че да започне да се върти все по-бързо в посока, противоположна на въртенето на главния ротор. Това е следствие от реактивния момент, който възниква при въртене на ротора. Опашният ротор не позволява на опашката на хеликоптера да се обърне под влияние на реактивния момент, той го балансира. И ако е необходимо, пилотът ще увеличи или намали тягата на опашния ротор. Тогава хеликоптерът ще се обърне в правилната посока.

Понякога те напълно се справят без опашен ротор, като инсталират два ротора на хеликоптери, които се въртят един към друг. Реактивните моменти в този случай, разбира се, са унищожени.

Така летят „въздушен високопроходим автомобил” и неуморен работник – хеликоптер.

ВЪВЕДЕНИЕ

Проектирането на хеликоптер е сложен процес, който се развива във времето, разделен на взаимосвързани етапи на проектиранеи етапи. Създаденият самолет трябва да се срещне Технически изискванияи отговарят на технико-икономическите характеристики, посочени в техническото задание за проекта. Техническа задачасъдържа първоначалното описание на хеликоптера и неговите летателни характеристики, осигуряващи високо икономическа ефективности конкурентоспособност на проектираната машина, а именно: товароносимост, скорост на полета, обхват, статичен и динамичен таван, ресурс, издръжливост и цена.

Техническото задание се уточнява на етапа на предпроектно проучване, по време на което се извършва патентно търсене, анализ на съществуващи технически решения, научноизследователска и развойна дейност. Основната задача на предпроектното проучване е търсенето и експерименталната проверка на нови принципи на функциониране на проектирания обект и неговите елементи.

На етапа на предварителен проект се избира аеродинамична схема, оформя се външният вид на хеликоптера и се извършва изчисляването на основните параметри, за да се осигури постигането на зададената летателна характеристика. Тези параметри включват: масата на хеликоптера, мощността на задвижващата система, размерите на главния и опашния ротор, масата на горивото, масата на инструментите и специалното оборудване. Резултатите от изчисленията се използват при разработването на схемата за оформление на хеликоптера и изготвянето на баланса за определяне на позицията на центъра на масата.

Проектирането на отделни възли и компоненти на хеликоптера, като се вземат предвид избраните технически решения, се извършва на етапа на разработка технически проект. В същото време параметрите на проектираните единици трябва да отговарят на съответните стойности проектопроект. Някои от параметрите могат да бъдат прецизирани, за да се оптимизира дизайна. В технически дизайнИзвършват се аеродинамична якост и кинематични изчисления на възлите, както и избор на конструктивни материали и конструктивни схеми.

На етапа на работен проект, изпълнението на работни и монтажни чертежи на хеликоптера, спецификации, комплектовъчни списъци и др. техническа документацияв съответствие с приетите стандарти

Настоящата статия представя методика за изчисляване на параметрите на хеликоптер на етапа на идеен проект, която се използва за изпълнение на курсов проект по дисциплината "Проектиране на хеликоптер".

1. Изчисляване на излетното тегло на хеликоптер от първо приближение

където е масата на полезния товар, kg;

Тегло на екипажа, кг.

Обхват на полета

2. Изчисляване на параметрите на главния ротор на хеликоптер

2.1 Радиус Р, m, еднороторен хеликоптер основен роторизчислено по формулата:

където е излетното тегло на хеликоптера, кг;

ж - ускорение на свободно падане, равно на 9,81 m/s 2;

стр - специфично натоварване на площта, поета от главния ротор,

=3,14.

Специфична стойност на натоварване стрза пометената от винта площ се избира според препоръките, представени в работата /1/: където стр= 280

Приемаме радиуса на главния ротор равен на Р= 7.9

Ъглова скорост , s -1, въртенето на главния ротор е ограничено от обиколната скорост Ркраищата на лопатките, което зависи от теглото при излитане на хеликоптера и възлиза на Р= 232 м/сек.

C -1.

обороти в минута

2.2 Относителна плътност на въздуха на статични и динамични тавани

2.3 Изчисляване на икономическата скорост в близост до земята и на динамичния таван

Относителната площ на еквивалентната вредна плоча се определя:

Където С ъъъ= 2.5

Изчислява се стойността на икономическата скорост близо до земята V з, км/ч:

където аз = 1,09…1,10 - коефициент на индукция.

км/ч.

Изчислява се стойността на икономическата скорост на динамичния таван V дин, км/ч:

където аз = 1,09…1,10 - коефициент на индукция.

км/ч.

2.4 Изчисляват се относителните стойности на максималните и икономическите на динамичния таван хоризонтални скорости на полет:

където V макс=250 км/ч и V дин\u003d 182,298 км / ч - скорост на полет;

Р=232 m/s - периферна скорост на лопатките.

2.5 Изчисляване на допустимите съотношения на коефициента на тягата към запълването на главния ротор за максимална скорост в близост до земята и за икономическа скорост на динамичния таван:

в

2.6 Коефициенти на тяга на главния ротор близо до земята и при динамичния таван:

2.7 Изчисляване на пълненето на главния ротор:

Пълнене на ротора изчислено за случаи на полет при максимални и икономически скорости:

Като приблизителна стойност на пълнене ротор, най-голямата стойност се взема от Vmax И V дин:

Приемам

дължина на акорда б и удължаване лопатките на ротора ще бъдат равни на:

Където zl е броят на лопатките на ротора (zl = 3)

2.8 Относително увеличение на тягата на главния ротор за компенсиране на аеродинамичното съпротивление на фюзелажа и хоризонталната опашка:

където Sf е площта на хоризонталната проекция на фюзелажа;

S th - площта на хоризонталната опашка.

S f \u003d 10 m 2;

Сотидете \u003d 1,5 m 2.

3. Изчисляване на мощността на задвижващата система на хеликоптера.

3.1 Изчисляване на мощността при задържане на статичен таван:

Специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор в режим на задържане на статистически таван, се изчислява по формулата:

където н Х ул- необходима мощност, W;

м 0 - тегло при излитане, кг;

ж - ускорение на свободно падане, m/s 2;

стр - специфично натоварване на площта, изметната от главния ротор, N / m 2;

ул - относителна плътност на въздуха на височината на статичния таван;

0 - относителна ефективност главният ротор в режим на задържане ( 0 =0.75);

Относителното увеличение на тягата на главния ротор за балансиране на аеродинамичното съпротивление на фюзелажа и хоризонталната опашка:

3.2 Изчисляване на специфичната мощност при равнинен полет при максимална скорост

Специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор при равнинен полет при максимална скорост, се изчислява по формулата:

където е периферната скорост на краищата на лопатките;

Относителна еквивалентна вредна плоча;

аз ъъъ- коефициент на индукция, определен в зависимост от скоростта на полета по следните формули:

При км/ч,

При км/ч

3.3 Изчисляване на специфичната мощност при полет при динамичен таван с икономическа скорост

Специфичната мощност за задвижване на главния ротор на динамичен таван е:

където дин- относителна плътност на въздуха на динамичния таван,

V дин- икономична скорост на хеликоптера на динамичния таван,

3.4 Изчисляване на специфичната мощност при полет близо до земята при икономическа скорост в случай на повреда на един двигател по време на излитане

Специфичната мощност, необходима за продължаване на излитането с икономическа скорост в случай на повреда на един двигател, се изчислява по формулата:

къде е икономическата скорост близо до земята,

3.5 Изчисляване на специфични намалени мощности за различни случаи на полети

3.5.1 Специфичната намалена мощност при задържане на статичен таван е:

където е специфичната характеристика на дросела, която зависи от височината на статичния таван Х ули се изчислява по формулата:

0 - коефициент на използване на мощността на задвижващата система в режим на висене, чиято стойност зависи от теглото при излитане на хеликоптера м 0 :

В м 0 < 10 тонн

При 10 25 тона

В м 0 > 25 тона

3.5.2 Специфичната намалена мощност при равнинен полет при максимална скорост е:

където е коефициентът на използване на мощността при максимална скорост на полет,

Характеристики на дросела на двигателите в зависимост от въздушната скорост V макс :

3.5.3 Специфична намалена мощност при полет при динамичен таван с икономична скорост V дин е равно на:

където е коефициентът на използване на мощността при икономическата скорост на полета,

и - нива на дроселиране на двигателя в зависимост от височината на динамичния таван Хи скорост на полета V динспоред следните характеристики на дросела:

3.5.4 Специфичната намалена мощност при полет близо до земята с икономическа скорост в случай на отказ на един двигател при излитане е равна на:

където е коефициентът на използване на мощността при икономическата скорост на полета,

Степента на дроселиране на двигателя в авариен режим,

н =2 - брой двигатели на хеликоптер.

3.5.5 Изчисляване на необходимата мощност на задвижващата система

За да се изчисли необходимата мощност на задвижващата система, се избира максималната стойност на специфичната намалена мощност:

Необходима мощност н задвижващата система на хеликоптера ще бъде равна на:

където м 0 1 - тегло при излитане на хеликоптер,

ж = 9,81 m 2 / s - ускорение при свободно падане.

W,

3.6 Избор на двигатели

Приемаме два турбовалови двигателя VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) с обща мощност на всеки н\u003d 1,405 10 6 W

Двигателят VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) е предназначен за монтаж на хеликоптери от ново поколение, както и за подмяна на двигатели на съществуващи хеликоптери за подобряване на летателните им характеристики. Създаден е на базата на сериен сертифициран двигател TV3-117VMA и се произвежда във Федералното държавно унитарно предприятие „Завод на името на В.Я. Климов“.

4. Изчисляване на масата на горивото

За да се изчисли масата на горивото, което осигурява даден обхват на полета, е необходимо да се определи крейсерската скорост V кр. Изчисляването на крейсерската скорост се извършва по метода на последователните приближения в следната последователност:

а) се взема стойността на крейсерската скорост от първо приближение:

км/ч;

б) изчислява се коефициентът на индукция аз ъъъ:

При км/ч

При км/ч

в) специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор по време на полет в крейсерски режим, се определя:

където е максималната стойност на специфичната намалена мощност на задвижващата система,

Коефициент на изменение на мощността в зависимост от скоростта на полета V кр 1 , изчислено по формулата:

d) Крейсерската скорост на второто приближение се изчислява:

д) Относителното отклонение на скоростите на първото и второто приближение се определя:

Когато крейсерската скорост от първото приближение е прецизирана V кр 1 се приема равна на изчислената скорост на второто приближение. След това изчислението се повтаря от точка б) и завършва при условието .

Специфичният разход на гориво се изчислява по формулата:

където е коефициентът на изменение на специфичния разход на гориво в зависимост от режима на работа на двигателите,

Коефициент на изменение на специфичния разход на гориво в зависимост от скоростта на полета,

Специфичен разход на гориво в режим на излитане.

В случай на полет в круиз режим се приема следното:

При kW;

При kW.

кг/Wh,

Масата на горивото, изразходвано за полет м тще бъде равно на:

където е специфичната мощност, консумирана при крейсерска скорост,

Крейсерска скорост,

Л - обхват на полета.

5. Определяне на масата на компонентите и възлите на хеликоптера.

5.1 Масата на лопатките на главния ротор се определя по формулата:

където Р - радиус на ротора,

- пълнене на главния ротор,

килограма,

5.2 Масата на главината на главния ротор се изчислява по формулата:

където к вт- коефициент на тегло на втулки от модерен дизайн,

к л- коефициент на влияние на броя на лопатките върху масата на втулката.

Можете да вземете предвид:

кг/кН,

следователно в резултат на трансформациите получаваме:

За да се определи масата на главината на главния ротор, е необходимо да се изчисли центробежната сила, действаща върху лопатките н CB(в kN):

KN,

килограма.

5.3 Маса на системата за управление на бустера, който включва клапата, хидравличните усилватели, хидравличната система за управление на главния ротор се изчислява по формулата:

където б- акорд на острие,

к буу- коефициент на тегло на системата за управление на бустера, който може да се приеме за равен на 13,2 kg/m3.

Килограма.

5.4 Тегло на системата за ръчно управление:

където к RU- коефициент на тегло на системата за ръчно управление, взет за еднороторни хеликоптери, равен на 25 kg/m.

Килограма.

5.5 Масата на основната скоростна кутия зависи от въртящия момент на вала на главния ротор и се изчислява по формулата:

където к изд- коефициент на тегло, чиято средна стойност е 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Максималният въртящ момент на вала на главния ротор се определя чрез намалената мощност на задвижващата система ни скорост на винта :

където 0 - коефициент на използване на мощността на задвижващата система, чиято стойност се взема в зависимост от теглото при излитане на хеликоптера м 0 :

В м 0 < 10 тонн

При 10 25 тона

В м 0 > 25 тона

N m

Маса на главната скоростна кутия:

Килограма.

5.6 За да се определи масата на задвижващите агрегати на опашния ротор, се изчислява неговата тяга т rv :

където М nv- въртящ момент на вала на ротора,

Л rv- разстоянието между осите на главния и опашния винт.

Разстоянието между осите на главния и опашния винт е равно на сумата от техните радиуси и луфт между краищата на техните остриета:

където - междина, взета равна на 0,15 ... 0,2 m,

Радиусът на опашния ротор, който в зависимост от излетното тегло на хеликоптера е:

в t,

в t,

При т.

Мощност н rv, изразходван за въртене на опашния ротор, се изчислява по формулата:

където 0 - относителна ефективност на опашния ротор, която може да се приеме равна на 0,6 ... 0,65.

W,

Въртящ момент М rvпредавано от кормилния вал е равно на:

N m

където е честотата на въртене на кормилния вал,

с -1,

Въртящ момент, предаван от трансмисионния вал, N m, при скорост на въртене н в= 3000 оборота в минута равно на:

N m

Тегло м втрансмисионен вал:

къдеток в- коефициент на тежест за трансмисионния вал, който е равен на 0,0318 kg / (Nm) 0,67.

Тегло м и т.нмеждинна предавка е равна на:

където к и т.н- коефициент на тежест за междинната скоростна кутия, равен на 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Тегло на опашното зъбно колело, което върти опашния ротор:

където к xp- коефициент на тежест за опашното зъбно колело, чиято стойност е 0,105 kg/(Nm) 0,8

килограма.

5.7 Масата и основните размери на опашния ротор се изчисляват в зависимост от неговата тяга т rv .

Коефициент на тяга ° С rvопашният ротор е равен на:

Пълнеж на лопатките на опашния ротор rvизчислява се по същия начин, както за главния ротор:

където е допустимата стойност на съотношението на коефициента на тягата към запълването на опашния ротор.

дължина на акорда б rvи удължаване rvлопатките на опашния ротор се изчисляват по формулите:

където z rv- брой лопатки на опашния ротор.

Маса на лопатките на опашния ротор м LRизчислено по емпиричната формула:

Стойността на центробежната сила н cbrдействат върху лопатките на опашния ротор и се възприемат от пантите на главината,

Тегло на главината на опашния ротор м вторникизчислено по същата формула като за главния ротор:

където н CB- центробежна сила, действаща върху острието,

к вт- коефициент на тежест за ръкава, взет равен на 0,0527 kg/kN 1,35

к z- коефициент на тежест в зависимост от броя на остриетата и се изчислява по формулата:

5.8 Изчисляване на масата на задвижващата система на хеликоптера

Специфично тегло на задвижващата система на хеликоптера dvизчислено по емпиричната формула:

където н- мощност на задвижващата система.

Масата на задвижващата система ще бъде равна на:

килограма.

5.9 Изчисляване на масата на фюзелажа и оборудването на хеликоптера

Масата на фюзелажа на хеликоптера се изчислява по формулата:

където С ом- площта на измитата повърхност на фюзелажа, която се определя по формулата:

M 2,

м 0 - тегло при излитане от първо приближение,

к е- коефициент равен на 1,7.

килограма,

Тегло на горивната система:

където м т- масата на горивото, изразходвано за полет,

к ts- коефициент на тежест, взет за горивната система, равен на 0,09.

килограма,

Масата на колесника на хеликоптера е:

където к ш- коефициент на тежест в зависимост от дизайна на шасито:

За неприбиращ се колесник,

За прибиращ колесник.

килограма,

Масата на електрическото оборудване на хеликоптера се изчислява по формулата:

където Л rv- разстоянието между осите на главния и опашния винт,

z л- брой лопатки на ротора,

Р - радиус на ротора,

л- относително удължение на лопатките на главния ротор,

к и т.нИ к електронна поща- тегловни коефициенти за електрически проводници и друго електрическо оборудване, чиито стойности са равни на:

килограма,

Маса на друго хеликоптерно оборудване:

където к и т.н- коефициент на тежест, чиято стойност е равна на 2.

килограма.

5.10 Изчисляване на излетната маса на хеликоптера от второ приближение

Масата на празен хеликоптер е равна на сумата от масите на основните единици:

Излетно тегло на хеликоптера от второ приближение м 02 ще бъде равно на сумата:

където м т - маса на горивото,

м гр- маса на полезния товар,

м екв- маса на екипажа.

килограма,

6. Описание на схемата на хеликоптера

Проектираният хеликоптер е изпълнен по еднороторна схема с опашен ротор, два газотурбинни двигателя и двулагерни ски. Фюзелажът на рамковата конструкция на хеликоптера се състои от носовата и централната част, опашната и крайните греди. В носа има двуместна кабина за екипаж, състояща се от двама пилоти. Остъкляването на кабината осигурява добър преглед, десният и левият плъзгащи се блистери са оборудвани с механизми за аварийно освобождаване. В централната част има кабина с размери 6,8 х 2,05 х 1,7 м и централна плъзгаща се врата с размери 0,62 х 1,4 м с механизъм за аварийно пускане. Товарната кабина е предназначена за превоз на товари с тегло до 2 тона и е оборудвана със сгъваеми седалки за 12 пътника, както и възли за закрепване на 5 носилки. В пътническата версия в кабината са поставени 12 места, монтирани със стъпка от 0,5 м и проход от 0,25 м; а отзад има отвор за задната входна врата, състояща се от две крила.

Опашната стрела с нитова конструкция от тип греда-стрингер с работеща обшивка е снабдена с възли за закрепване на контролиран стабилизатор и опора на опашката.

Стабилизатор с размери 2,2 м и площ от 1,5 м 2 с профил NACA 0012 с еднолонгонова конструкция, с набор от ребра и обшивка от дурал и плат.

Двойна опора, ски, самоориентираща се предна опора, размери 500 х 185 мм, основна опора оформен тип с течно-газови двукамерни амортисьори, размери 865 х 280 мм. Опашната опора се състои от две подпори, амортисьор и опорна пета; ски писта 2м, ски база 3,5м.

Главен ротор с шарнирни лопатки, хидравлични амортисьори и махалови вибрации, монтирани с наклон напред от 4° 30". Лопатките са правоъгълни в план с хорда от 0,67 m и профили NACA 230 и геометричен усук 5%, връхът скоростта на лопатките е 200 m/s, лопатките са оборудвани с визуална алармена система за повреда на лонжерона и електротермично устройство против заледяване.

Опашният ротор с диаметър 1,44m е трилопатен, тласкащ, с втулка тип кардан и изцяло метални правоъгълни лопатки в план, с хорда 0,51m и профил NACA 230M.

Електроцентралата се състои от два турбовалови газотурбинни двигателя със свободна турбина VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) на Св. V.Ya.Klimov с обща мощност на всеки N = 1405 W, монтиран отгоре на фюзелажа и затворен от общ капак с отварящи се врати. Двигателят е с деветстепенен аксиален компресор, пръстеновидна горивна камера и двустепенна турбина.Двигателите са оборудвани с устройства за защита от прах.

Трансмисията се състои от главна, междинна и опашка скоростни кутии, спирачни валове, главен ротор. Основната скоростна кутия VR-8A е тристепенна, осигурява предаване на мощност от двигателите към главния ротор, опашния ротор и вентилатора за охлаждане, охладителите на двигателното масло и основната скоростна кутия; общият капацитет на маслената система е 60 кг.

Управлението е дублирано, с твърдо и кабелно окабеляване и хидравлични усилватели, задвижвани от основната и резервната хидравлични системи. Четириканалният автопилот AP-34B осигурява стабилизирането на хеликоптера по време на полет по отношение на въртене, курс, наклон и височина. Основната хидравлична система осигурява захранване на всички хидравлични агрегати, а резервната - само хидравлични усилватели.

Системата за отопление и вентилация осигурява подаването на топъл или студен въздух към кабините на екипажа и пътниците, системата против обледяване предпазва лопатките на главния и опашния ротор, предните прозорци на кабината на екипажа и въздухозаборниците на двигателя от обледяване.

Оборудването за полети по прибори при трудни метеорологични условия през деня и нощта включва два изкуствени хоризонта, два индикатора за скорост NV, комбинирана система за курсове GMK-1A, автоматичен радиокомпас и радиовисотомер RV-3.

Комуникационното оборудване включва УКВ командни радиостанции R-860 и R-828, високочестотни радиостанции за комуникация R-842 и Karat, интерком на самолета SPU-7.

7. Изчисляване на баланса на хеликоптера

Таблица 1. Празен баланс на хеликоптер

Изчисляват се статичните моменти М cx иИ М су испрямо координатните оси:

Координатите на центъра на масата на целия хеликоптер се изчисляват по формулите :

Таблица 2. Центриращ списък с максимално натоварване

Таблица 3. Списък за центриране с 5% оставащо гориво и пълен търговски товар

Координати на центъра на масатапразен хеликоптер: x0 = -0,003; y0 = -1,4524;

Координати на центъра на масата с максимално натоварване: x0 =0,0293; y0 = -2,0135;

Координати на центъра на масата с 5% оставащо гориво и пълен полезен товартесен: x 0 \u003d -0,0678; y 0 = -1,7709.

Заключение

В този курсов проект бяха извършени изчисления на теглото при излитане на хеликоптера, масата на неговите компоненти и възли, както и оформлението на хеликоптера. По време на процеса на оформление беше изяснен балансът на хеликоптера, чието изчисляване се предшества от изготвяне на отчет за теглото на базата на изчисленията на теглото на агрегатите и електроцентралата, списъци на оборудване, оборудване, товари и др. Целта на проекта е да се определи оптималната комбинация от основните параметри на хеликоптера и неговите системи, които осигуряват изпълнението на посочените изисквания.

Хеликоптерът е ротационна машина, в която витлото създава подемна сила и тяга. Основният ротор се използва за поддържане и придвижване на хеликоптера във въздуха. При въртене в хоризонтална равнина главният ротор създава тяга (T), насочена нагоре, действа като повдигаща сила (Y). Когато тягата на главния ротор е по-голяма от теглото на хеликоптера (G), хеликоптерът ще се вдигне от земята без излитане и ще започне вертикално изкачване. Ако теглото на хеликоптера и тягата на главния ротор са равни, хеликоптерът ще виси неподвижно във въздуха. За вертикално спускане е достатъчно тягата на главния ротор да е малко по-малка от теглото на хеликоптера. Транслационното движение на хеликоптера (P) се осигурява чрез накланяне на равнината на въртене на главния ротор с помощта на системата за управление на ротора. Наклонът на равнината на въртене на витлото предизвиква съответен наклон на общата аеродинамична сила, докато неговата вертикална компонента ще държи хеликоптера във въздуха, а хоризонталната ще накара хеликоптера да се премести в съответната посока.

Фиг. 1. Схема на разпределението на силите

Дизайн на хеликоптер

Фюзелажът е основната част от конструкцията на хеликоптера, която служи за свързване на всичките му части в едно цяло, както и за настаняване на екипажа, пътниците, товарите и оборудването. Има опашка и крайни греди за поставяне на опашния ротор извън зоната на въртене на главния ротор и крилото (при някои хеликоптери крилото е монтирано с цел увеличаване на максималната скорост на полета поради частичното разтоварване на главния ротор (MI -24)). Електроцентрала (двигатели)е източник на механична енергия за задвижване на главните и опашните витла. Включва двигатели и системи, които осигуряват тяхната работа (гориво, масло, охладителна система, система за стартиране на двигателя и др.). Главният ротор (HB) се използва за поддържане и придвижване на хеликоптера във въздуха и се състои от лопатки и главина на главния ротор. Опашният ротор служи за балансиране на реактивния момент, който възниква при въртене на главния ротор, и за насочено управление на хеликоптера. Силата на тягата на опашния ротор създава момент спрямо центъра на тежестта на хеликоптера, балансирайки реактивния момент на главния ротор. За да завъртите хеликоптера, е достатъчно да промените стойността на тягата на опашния ротор. Опашният ротор също се състои от лопатки и втулки. Главният ротор се управлява от специално устройство, наречено наклонна плоча. Опашният ротор се управлява от педали. Устройствата за излитане и кацане служат като опора на хеликоптера при паркиране и осигуряват движението на хеликоптера по земята, излитането и кацането. За смекчаване на ударите и ударите, те са оборудвани с амортисьори. Устройствата за излитане и кацане могат да бъдат направени под формата на колесен колесник, плувки и ски

Фиг.2 Основните части на хеликоптера:

1 - фюзелаж; 2 - самолетни двигатели; 3 — ротор (носеща система); 4 - трансмисия; 5 — опашен ротор; 6 - крайна греда; 7 - стабилизатор; 8 — опашка; 9 - шаси

Принципът на създаване на подемна сила от витлото и системата за управление на витлото

Във вертикален полетОбщата аеродинамична сила на главния ротор се изразява като произведението на масата въздух, протичащ през повърхността, отнесена от главния ротор за една секунда, и скоростта на изходящата струя:

където πD 2/4 - площ, пометена от главния ротор;V—скорост на полета в Госпожица; ρ — плътност на въздуха;U-скорост на изходящата струя м/сек.

Всъщност силата на тягата на винта е равна на силата на реакция, когато въздушният поток се ускори

За да може хеликоптерът да се движи напред, е необходимо изкривяване на равнината на въртене на ротора, а промяната в равнината на въртене се постига не чрез накланяне на главината на главния ротор (въпреки че визуалният ефект може да бъде точно такъв), но чрез промяна на позицията на острието в различни части на квадрантите на описаната окръжност.

Основните лопатки на ротора, описващи пълен кръг около оста по време на нейното въртене, се обикалят от насрещния въздушен поток по различни начини. Пълният кръг е 360º. След това приемаме задната позиция на острието като 0º и след това на всеки 90º пълен оборот. Така че острието в диапазона от 0º до 180º е напредващото острие, а от 180º до 360º е отдалечаващо се. Принципът на такова име според мен е ясен. Напредващото се острие се движи към входящия въздушен поток и общата скорост на неговото движение спрямо този поток се увеличава, тъй като самият поток от своя страна се движи към него. В крайна сметка хеликоптерът лети напред. Съответно се увеличава и повдигащата сила.

Фиг. 3 Промяна в скоростите на свободния поток при въртене на витлото на хеликоптера МИ-1 (средни скорости на полета).

Отдръпващото се острие има обратна картина. Скоростта, с която това острие сякаш „бяга“ от него, се изважда от скоростта на насрещния поток. В резултат на това имаме по-малко повдигаща сила. Оказва се сериозна разлика в силите от дясната и лявата страна на винта, а оттам и очевидната преобръщащ момент. При това състояние на нещата хеликоптерът, когато се опитва да се придвижи напред, ще има тенденция да се преобърне. Такива неща се случиха по време на първия опит за създаване на винтокрыл.

За да не се случи това, дизайнерът използва един трик. Факт е, че лопатките на главния ротор са фиксирани към втулката (това е такъв масивен монтаж, монтиран на изходящия вал), но не твърдо. Те са свързани към него с помощта на специални панти (или устройства, подобни на тях). Пантите са три вида: хоризонтална, вертикална и аксиална.

Сега да видим какво ще се случи с острието, което е шарнирно закрепено към оста на въртене. И така, нашето острие се върти с постоянна скорост без външен контрол..

Ориз. 4 Сили, действащи върху лопатка, окачена на шарнирна главина на витлото.

От От 0º до 90º скоростта на потока около острието се увеличава, което означава, че повдигащата сила също се увеличава. Но! Сега острието е окачено на хоризонтална панта. В резултат на прекомерно повдигане, той, завъртайки се в хоризонтална панта, започва да се издига нагоре (експертите казват „прави люлка“). В същото време, поради увеличаване на съпротивлението (в края на краищата скоростта на потока се е увеличила), лопатката се отклонява назад, изоставайки от въртенето на оста на витлото. За това вертикалната топка-нир служи също толкова добре.

Въпреки това, при замахване се оказва, че въздухът спрямо острието също придобива известно движение надолу и по този начин ъгълът на атака спрямо насрещния поток намалява. Това означава, че растежът на излишното повдигане се забавя. Това забавяне се влияе допълнително от липсата на контролно действие. Това означава, че прикрепената към острието връзка на подвижната плоча запазва позицията си непроменена, а перката, люлееща се, е принудена да се завърти в аксиалната си панта, задържана от връзката и по този начин намалява ъгъла на монтаж или ъгъла на атака по отношение на насрещния поток. (Картината на случващото се на фигурата. Тук Y е повдигащата сила, X е силата на съпротивление, Vy е вертикалното движение на въздуха, α е ъгълът на атака.)

Фиг.5 Картина на промяната в скоростта и ъгъла на атака на насрещния поток при въртене на лопатката на главния ротор.

Към основния въпрос Излишното повдигане от 90º ще продължи да се увеличава, но с нарастващо забавяне поради горното. След 90º тази сила ще намалее, но поради присъствието си острието ще продължи да се движи нагоре, макар и по-бавно. Той ще достигне максималната си височина на люлеене вече няколко пъти над точката от 180º. Това е така, защото острието има определено тегло, а върху него действат и инерционни сили.

При по-нататъшно въртене острието се отдръпва и върху него действат същите процеси, но в обратна посока. Големината на повдигащата сила пада и центробежната сила, заедно със силата на тежестта, започват да я спускат надолу. Въпреки това, в същото време ъглите на атака за насрещния поток се увеличават (сега въздухът вече се движи нагоре спрямо острието), а ъгълът на монтаж на острието се увеличава поради неподвижността на прътите. наклонна плоча за хеликоптер . Всичко, което се случва, поддържа повдигането на отдръпващото се острие на необходимото ниво. Острието продължава да се спуска и достига минималната си височина на хода някъде след точката 0º, отново поради инерционните сили.

По този начин лопатките на хеликоптера, когато главният ротор се върти, сякаш „вълни“ или дори казват „трептене“. Въпреки това е малко вероятно да забележите това трептене, така да се каже, с просто око. Покачването на лопатките нагоре (както и отклонението им обратно във вертикалната панта) е много малко. Факт е, че центробежната сила има много силен стабилизиращ ефект върху лопатките. Повдигащата сила, например, е 10 пъти по-голяма от теглото на острието, а центробежната сила е 100 пъти. Именно центробежната сила превръща на пръв поглед „мека“ лопатка, огъваща се в неподвижно положение, в твърд, издръжлив и перфектно работещ елемент на главния ротор на хеликоптер хеликоптер.

Въпреки своята незначителност обаче, вертикалното отклонение на лопатките е налице, а главният ротор описва конус по време на въртене, въпреки че е много нежен. Основата на този конус е равнина на въртене на винта(Вижте снимка 1.)

За да придадете на хеликоптера транслационно движение, трябва да наклоните тази равнина, така че да се появи хоризонталният компонент на общата аеродинамична сила, тоест хоризонталната тяга на витлото. С други думи, трябва да наклоните целия въображаем конус на въртене на винта. Ако хеликоптерът трябва да се движи напред, тогава конусът трябва да бъде наклонен напред.

Въз основа на описанието на движението на перката по време на въртене на витлото, това означава, че перката в позиция 180º трябва да се спусне, а в позиция 0º (360º) трябва да се издигне. Тоест в точката 180º повдигащата сила трябва да намалее, а в точката 0º (360º) трябва да се увеличи. А това от своя страна може да стане чрез намаляване на ъгъла на монтаж на острието в точката 180º и увеличаването му в точката 0º (360º). Подобни неща трябва да се случат, когато хеликоптерът се движи в други посоки. Само в този случай, разбира се, ще настъпят подобни промени в позицията на лопатките в други ъглови точки.

Ясно е, че при междинни ъгли на въртене на витлото между посочените точки, ъглите на монтаж на перката трябва да заемат междинни позиции, тоест ъгълът на монтаж на перката се променя, докато се движи в кръг постепенно, циклично. наречен цикличен ъгъл на монтаж на острието ( циклична стъпка). Подчертавам това име, защото има и общ наклон на витлото (общ ъгъл на наклон). Сменя се едновременно на всички остриета с еднакво количество. Това обикновено се прави, за да се увеличи общото повдигане на главния ротор.

Такива действия се извършват хеликоптерна шайба . Той променя ъгъла на монтаж на лопатките на главния ротор (наклон на витлото), като ги върти в аксиалните панти с помощта на пръти, прикрепени към тях. Обикновено винаги има два канала за управление: стъпка и рол, както и канал за промяна на общата стъпка на главния ротор.

Наклон означава ъгловото положение на въздухоплавателното средство спрямо неговата напречна ос (нос нагоре и надолу), съответно akren спрямо надлъжната му ос (наклон наляво-дясно).

Структурно хеликоптерна шайба направи доста трудно, но е напълно възможно да се обясни структурата му, като се използва примерът на подобна единица на модел хеликоптер. Моделът на машината, разбира се, е по-прост от по-големия си брат, но принципът е абсолютно същият.

Ориз. 6 Модел на хеликоптер клапата

Това е хеликоптер с две остриета. Ъгловата позиция на всяко острие се контролира чрез прътите6. Тези пръти са свързани към така наречената вътрешна плоча2 (направена от бял метал). Върти се заедно с винта и в стационарно състояние е успоредна на равнината на въртене на винта. Но може да промени ъгловата си позиция (наклон), тъй като е фиксиран върху оста на винта чрез сачмен лагер3. Когато променя наклона си (ъглова позиция), той действа върху прътите6, които от своя страна действат върху лопатките, завъртайки ги в аксиални панти и по този начин променяйки цикличния наклон на витлото.

Вътрешна плоча в същото време това е вътрешното гнездо на лагера, чието външно гнездо е външната плоча на винта1. Той не се върти, но може да променя наклона си (ъглова позиция) под влияние на управление през канала за наклон4 и през канала на ролката5. Променяйки наклона си под влияние на управлението, външната чиния променя наклона на вътрешната чиния и в резултат на това наклона на равнината на въртене на главния ротор. В резултат на това хеликоптерът лети в правилната посока.

Общата стъпка на винта се променя чрез преместване на вътрешната пластина2 по оста на винта с помощта на механизъм7. В този случай ъгълът на монтаж се променя незабавно и на двете остриета.

За по-добро разбиране сложих още няколко илюстрации на главината на винта с наклонна плоча.

Ориз. 7 Винтова главина с наклонена плоча (схема).

Ориз. 8 Въртене на перката във вертикалната панта на главината на главния ротор.

Ориз. 9 Главина на главния ротор на хеликоптер МИ-8

У дома » Кредити » Онлайн калкулатор за повдигане на ротора. Изчисляване на витла. Определяне на масата на компонентите и възлите на хеликоптера