Изчисляване на подемната сила на хеликоптера. Курсова работа по дизайн. Изчисляване на масата на задвижващата система на хеликоптер

Въведение

Проектирането на хеликоптери е сложен процес, който се развива във времето, разделен на взаимосвързани етапи на проектаи етапи. Създаден самолеттрябва да задоволи Технически изискванияи отговарят на технико-икономическите характеристики, посочени в заданието за проектиране. Техническо заданиесъдържа първоначалното описание на хеликоптера и неговите летателно-технически характеристики, осигуряващи висока икономическа ефективности конкурентоспособност на проектираното превозно средство, а именно: товароносимост, скорост на полета, обхват, статичен и динамичен таван, експлоатационен живот, издръжливост и цена.

Техническото задание се изяснява на етапа на предпроектно проучване, по време на което се извършва патентно търсене и анализ на съществуващите технически решения, изследователска и развойна дейност. Основната задача на предпроектните изследвания е търсенето и експерименталната проверка на нови принципи за функциониране на проектирания обект и неговите елементи.

На етапа на предварителния проект се избира аеродинамичен дизайн, оформя се външният вид на хеликоптера и се изчисляват основните параметри, за да се осигури постигането на зададените характеристики на полет. Тези параметри включват: теглото на хеликоптера, мощността на задвижващата система, размерите на главния и опашния ротор, теглото на горивото, теглото на инструментите и специалното оборудване. Резултатите от изчисленията се използват при разработването на схемата на хеликоптера и изготвянето на центриращ лист за определяне на позицията на центъра на масата.

Проектирането на отделни вертолетни единици и компоненти, като се вземат предвид избраните технически решения, се извършва на етапа на разработка технически проект. В този случай параметрите на проектираните единици трябва да отговарят на съответните стойности идеен проект. Някои параметри могат да бъдат прецизирани с цел оптимизиране на дизайна. При технически дизайнИзвършват се аеродинамична якост и кинематични изчисления на компонентите, избор на конструктивни материали и конструктивни схеми.

На етапа на подробен проект се изготвят работни и монтажни чертежи на хеликоптера, спецификации, списъци за избор и други материали. техническа документацияв съответствие с приетите стандарти

Тази статия представя методология за изчисляване на параметрите на хеликоптер на етапа на предварителния проект, която се използва за изпълнение на курсов проект по дисциплината "Проектиране на хеликоптер".

1. Първо приближение за изчисляване на излетното тегло на хеликоптера

където е масата на полезния товар, kg;

Тегло на екипажа, кг.

Обхват на полета

килограма.

2. Изчисляване на параметрите главен роторхеликоптер

2.1 Радиус Р, m, на главния ротор на еднороторен хеликоптер се изчислява по формулата:

,

където е излетното тегло на хеликоптера, kg;

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

стр- специфично натоварване върху площта, пометена от главния ротор,

стр =3,14.

Специфична стойност на натоварване стрзоната, обмитана от винта, се избира съгласно препоръките, представени в работа /1/: където стр = 280

м.

Вземаме радиуса на ротора равен на Р = 7.9

Ъглова скорост w, s -1, въртенето на главния ротор е ограничено от стойността на периферната скорост w Ркраища на лопатките, което зависи от излетното тегло на хеликоптера и възлиза на w Р = 232 m/s.

s -1 .

об/мин

2.2 Относителни плътности на въздуха върху статични и динамични тавани

2.3 Изчисляване на икономична скорост на земята и на динамичен таван

Относителната площ на еквивалентната вредна плоча се определя:

Където С ъъъ = 2.5

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

,

Където аз

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

,

Където аз= 1.09...1.10 - коефициент на индукция.

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

,

Където Vmax=250 км/ч и V звън=182,298 км/ч - скорост на полета;

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

2.5 Изчисляване на допустимите съотношения на коефициента на тягата към пълненето на ротора за максимална скоростблизо до земята и за икономична скорост на динамичен таван:

2.6 Коефициенти на тягата на главния ротор при земята и при динамичния таван:

,

,

,

.

2.7 Изчисляване на пълненето на ротора:

Пълнене на главния ротор сизчислено за случаи на полет при максимални и икономични скорости:

;

.

Като изчислена стойност на запълване сглавният ротор се приема за най-голямата стойност на с VmaxИ с V звън :

Приемаме

Дължина на акорда bи относително удължение ллопатките на ротора ще бъдат равни на:

Където z l е броят на лопатките на главния ротор (z l = 3)

м,

.

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

,

където S f е площта на хоризонталната проекция на фюзелажа;

S th - зоната на хоризонталната опашка.

S th =1,5 m 2.

3. Изчисляване на мощността на задвижващата система на вертолета.

3.1 Изчисляване на мощността при окачване на статичен таван:

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

,

Където N H ул- необходима мощност, W;

м 0 - тегло при излитане, kg;

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

стр- специфично натоварване върху площта, изметена от главния ротор, N/m 2 ;

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

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

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

.

3.2 Изчисляване на плътността на мощността при хоризонтален полет при максимална скорост

Специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор в хоризонтален 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 плътността на мощността при полет на динамичен таван при икономична скорост

Специфичната мощност за задвижване на главен ротор върху динамичен таван е:

къде звън- относителна плътност на въздуха върху динамичния таван,

V звън- икономична скорост на хеликоптера на динамичен таван,

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

Специфичната мощност, необходима за продължаване на излитането при икономична скорост при отказ на един двигател, се изчислява по формулата:

къде е икономическата скорост на земята,

3.5 Изчисляване на специфични намалени мощности за различни случаи на полет

3.5.1 Специфичната намалена мощност при окачване на статичен таван е равна на:

,

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

,

х 0 - коефициент на използване на мощността на задвижващата система в режим на висене, чиято стойност зависи от излетното тегло на хеликоптера м 0:

При м 0 < 10 тонн

На 10 25 тона

При м 0 > 25 тона

3.5.2 Специфичната намалена мощност при хоризонтален полет при максимална скорост е равна на:

,

Където - коефициент на използване на мощността при максимална скорост на полета,

Дроселни характеристики на двигателите в зависимост от скоростта на полета Vmax :

3.5.3 Специфична намалена мощност при полет на динамичен таван при икономична скорост V звъне равно на:

,

И - степени на дроселиране на двигателя, в зависимост от височината на динамичния таван зи скоростта на полета V звънв съответствие със следните характеристики на дросела:

.

3.5.4 Специфичната намалена мощност при полет близо до земята при икономична скорост, когато единият двигател откаже при излитане, е равна на:

,

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

Степента на дроселиране на двигателя в авариен режим,

н=2 - брой хеликоптерни двигатели.

,

3.5.5 Изчисляване на необходимата мощност на задвижващата система

За изчисляване на необходимата мощност на задвижващата система се избира максималната стойност на специфичната намалена мощност:

Необходима мощност нзадвижващата система на хеликоптера ще бъде равна на:

,

Където м 01 - тегло при излитане на хеликоптер,

ж= 9,81 m 2 /s - ускорение на свободното падане.

3.6 Избор на двигатели

Приемаме два турбовални двигателя VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) обща мощност на всеки н=1.405∙10 6 W

Двигателят VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) е предназначен за инсталиране на хеликоптери от ново поколение, както и за подмяна на двигатели на съществуващи хеликоптери за подобряване на техните летателни характеристики. Създаден е на базата на серийно сертифициран двигател TV3-117VMA и се произвежда във Федералното държавно унитарно предприятие „Завод на името на V.Ya. 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. Крейсерската скорост се изчислява по метода на последователните приближения в следната последователност:

а) стойността на крейсерската скорост при първи заход се взема:

б) изчислява се коефициентът на индукция аз ъъъ :

При км/ч

При км/ч

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

,

където е максималната стойност на специфичната намалена мощност на системата за задвижване,

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

.

г) Изчислява се крейсерската скорост при втори подход:

.

д) Определя се относителното отклонение на скоростите на първото и второто приближение:

.

Когато се изясни крейсерската скорост на първо приближение V кр 1 се приема, че е равна на изчислената скорост от второто приближение. След това изчислението се повтаря от точка б) и завършва с 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 при излитане.

В случай на полет в крейсерски режим се приема следното:

;

при kW;

при kW.

kg/W∙час,

Масата на изразходваното гориво за полет м Tще бъде равно на:

където е специфичната мощност, консумирана при крейсерска скорост,

Крейсерска скорост,

Л- обхват на полета.

5. Определяне на масата на хеликоптерни компоненти и възли.

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

,

Където Р- радиус на ротора,

с- пълнене на главния ротор,

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

,

Където к вт- коефициент на тегло на втулките на модерни дизайни,

к л– коефициент на влияние на броя на лопатките върху масата на главината.

При изчислението можете да вземете:

kg/kN,

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 Централна банка(в kN):

,

kN,

5.3 Масата на системата за управление на усилвателя, която включва люлеещата се шайба, хидравличните усилватели и хидравличната система за управление на главния ротор, се изчислява по формулата:

,

Където b– хорда на острието,

к буу- тегловният коефициент на системата за управление на бустера, който може да се приеме равен на 13,2 kg/m 3 .

5.4 Тегло на системата за ръчно управление:

,

Където к RU- тегловният коефициент на системата за ръчно управление, приет за еднороторни хеликоптери, равен на 25 kg/m.

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

,

Където к редактиране– 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 витлото w :

,

Където х 0 - коефициент на използване на мощността на задвижващата система, чиято стойност се взема в зависимост от излетното тегло на хеликоптера м 0:

При м 0 < 10 тонн

На 10 25 тона

При м 0 > 25 тона

N∙m,

Тегло на основната скоростна кутия:

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

Където М nv– въртящ момент на вала на главния ротор,

Л ров– разстоянието между осите на главния и опашния ротор.

Разстоянието между осите на главния и опашния ротор е равно на сумата от техните радиуси и хлабина дмежду краищата на техните остриета:

,

Където д- празнина, взета равна на 0,15...0,2 m,

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

при t,

при t.

Н,

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

,

Където ч 0 – относителна ефективност на опашния ротор, която може да се приеме равна на 0,6…0,65.

W,

Въртящ момент М ровпредавана от кормилния вал е равна на:

N∙m,

къде е скоростта на кормилния вал,

s -1,

Въртящ момент, предаван от трансмисионния вал, N∙m, при скорост на въртене н V = 3000 об/мин е равно на:

N∙m,

Тегло м Vпредавателен вал:

,

Където к V– коефициент на тегло за трансмисионния вал, който е равен на 0,0318 kg/(Nm) 0,67.

Тегло м и т.нмеждинна скоростна кутия е равна на:

Където к и т.н– коефициент на тегло за междинна скоростна кутия, равен на 0,137 kg/(Nm) 0,8.

Маса на опашната скоростна кутия, въртяща опашния ротор:

,

Където к xp- коефициент на тегло за опашния редуктор, чиято стойност е 0,105 kg/(Nm) 0,8

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

Коефициент на тяга ° С ровопашен ротор е равен на:

,

Пълнене на лопатките на опашния ротор с ровсе изчислява по същия начин, както за главния ротор:

където е допустимата стойност на отношението на коефициента на тягата към пълненето на опашния ротор.

Дължина на акорда b рови относително удължение л ровлопатките на опашния ротор се изчисляват по формулите:

,

,

Където z ров- брой лопатки на опашния ротор.

Тегло на лопатката на опашния ротор м lr

,

килограма

Стойност на центробежната сила н cbd, действащи върху лопатките на опашния ротор и възприемани от пантите на главината,

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

Където н Централна банка- центробежна сила, действаща върху острието,

к вт- коефициент на тегло за втулката, приет равен на 0,0527 kg/kN 1,35

k z- коефициент на тегло в зависимост от броя на ножовете и се изчислява по формулата:

5.8 Изчисляване на масата на системата за задвижване на хеликоптера

Относително тегло на системата за задвижване на хеликоптера ж двизчислено по емпиричната формула:

,

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:

,

Където С ом- площ на измитата повърхност на фюзелажа, която се определя по формулата:

м 0 – тегло при излитане при първи заход,

к f- коефициент равен на 1,7.

Тегло на горивната система:

,

Където м T- маса на изразходваното гориво за полет,

к ц- коефициентът на тегло, приет за горивната система, е 0,09.

Теглото на колесника на хеликоптера е:

Където к w- коефициент на тегло в зависимост от конструкцията на шасито:

За неприбиращ се колесник,

За прибиращ се колесник.

Масата на електрическото оборудване на хеликоптера се изчислява по формулата:

,

Където Л ров– разстояние между осите на главния и опашния ротор,

z л– брой лопатки на главния ротор,

Р– радиус на ротора,

л л– относително удължение на лопатките на главния ротор,

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

Тегло на друго хеликоптерно оборудване:

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

5.10 Изчисляване на излетното тегло на хеликоптера на второ приближение

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

Излетно тегло на хеликоптер за втори подход м 02 ще бъде равно на сумата:

Където м T- маса на горивото,

м гр- маса на полезен товар,

м ек- тегло на екипажа.

6. Описание на схемата на хеликоптера

Проектираният хеликоптер е направен по едновинтова конструкция с опашен ротор, два газотурбинни двигателя и двукраки ски. Фюзелажът на хеликоптера има рамкова конструкция и се състои от носова и централна части, опашка и крайни греди. В носовата част има двуместна кабина за екипаж, състояща се от двама пилоти. Осигурява остъкляване на кабината 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 освобождаване. Товарното отделение е предназначено за транспортиране на товари с тегло до 2 тона и е оборудвано със сгъваеми седалки за 12 пътника, както и точки за закрепване за 5 носилки. В пътническата версия кабината съдържа 12 седалки, монтирани с стъпка от 0,5 m и проход от 0,25 m; а в задната част има отвор за входна задна врата, състоящ се от две врати.

Опашната стрела е занитена конструкция тип греда-стрингер с работна обшивка, оборудвана с възли за закрепване на контролиран стабилизатор и опора на опашката.

Стабилизатор с размер 2,2 m и площ 1,5 m 2 с профил NACA 0012 с единична конструкция, с набор от ребра и дуралуминиево и тъканно покритие.

Двуопорни ски, самоориентираща се предна опора, размери 500 х 185 мм, профилирани основни опори с течно-газови двукамерни амортисьори, размери 865 х 280 мм. Опората на опашката се състои от две подпори, амортисьор и опорна пета; ски писта 2м, ски база 3.5м.

Основен ротор с шарнирни лопатки, хидравлични амортисьори и махаловидни гасители на вибрации, монтирани с наклон напред от 4° 30". Изцяло металните лопатки се състоят от пресована греда, изработена от алуминиева сплав AVT-1, закалена чрез закаляване със стоманени панти на вибрационна стойка, опашка, стоманен връх и връх Остриетата имат правоъгълна форма в план с хорда от 0,67 m и профили NACA 230 и геометрично усукване от 5%, периферната скорост на върховете на острието е 200 m/s, остриетата са оборудвани с визуална алармена система за повреда на лонжерона и електротермично устройство против обледяване.

Опашният ротор с диаметър 1,44 m е трилопатен, бутащ, с карданна главина и изцяло метални лопатки с правоъгълна форма в план, с хорда 0,51 m и профил NACA 230M.

Електроцентралата се състои от два турбовални газотурбинни двигателя със свободна турбина VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) на името на NPO в Санкт Петербург. V.Ya.Klimov обща мощност на всеки N=1405 W, монтиран отгоре на фюзелажа и затворен от общ капак с отварящи се клапи. Двигателят е с деветстепенен аксиален компресор, пръстеновидна горивна камера и двустепенна турбина.Двигателите са оборудвани с прахозащитни устройства.

Трансмисията се състои от главна, междинна и задна скоростна кутия, спирачни валове и главен ротор. Тристепенната главна скоростна кутия VR-8A осигурява предаване на мощност от двигателите към главния ротор, опашния ротор и вентилатора за охлаждане, охладителите на двигателното масло и главната 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 стабилизиране на хеликоптера по време на полет по крен, курс, тангаж и височина. Основен хидравлична системаосигурява захранване на всички хидравлични агрегати, а резервният - само на хидроусилвателите.

Системата за отопление и вентилация доставя топъл или студен въздух в кабините на екипажа и пътниците; системата против обледеняване предпазва лопатките на главния и опашния ротор, предните прозорци на пилотската кабина и въздухозаборниците на двигателя от обледеняване.

Оборудването за полети по прибори в трудни метеорологични условия денем и нощем включва два индикатора за ориентация, два индикатора за скорост на въртене NV, комбинирана курсова система GMK-1A, автоматичен радиокомпас и радиовисотомер RV-3.

Комуникационното оборудване включва командни УКВ радиостанции Р-860 и Р-828, комуникационни КВ радиостанции Р-842 и Карат и самолетен интерком СПУ-7.

7. Изчисляване на центровката на хеликоптера

Таблица 1. Празен лист за центровка на хеликоптер

Изчисляват се статичните моменти M cx азИ М су азспрямо координатните оси:

, .

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

,

Таблица 2. Лист за подравняване с максимално натоварване

Таблица 3. Лист за подравняване с 5% оставащо гориво и пълен търговски товар

Координати на центъра на масата на празен хеликоптер: x 0 = -0.003;y 0 = -1.4524;

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

Координати на центъра на масата при 5% оставащо гориво и пълен търговски товар: x 0 = -0,0678; y 0 = -1,7709.

Заключение

В този курсов проект бяха извършени изчисления на излетното тегло на хеликоптера, масата на неговите компоненти и възли, както и разположението на хеликоптера. По време на процеса на сглобяване беше изяснена центровката на хеликоптера, чието изчисление се предшества от изготвянето на отчет за теглото въз основа на изчисленията на теглото на единиците и електроцентрала, отчети за оборудване, оборудване, товари и др. Целта на проектирането е да се определи оптималната комбинация от основните параметри на хеликоптера и неговите системи, които осигуряват изпълнението на зададените изисквания.

Въведение

Проектирането на хеликоптери е сложен процес, който се развива с течение на времето, разделен на взаимосвързани етапи и фази на проектиране. Създаваният самолет трябва да отговаря на техническите изисквания и да отговаря на технико-икономическите характеристики, посочени в проектните спецификации. Техническото задание съдържа първоначалното описание на вертолета и неговите летателно-технически характеристики, осигуряващи висока икономическа ефективност и конкурентоспособност на проектираната машина, а именно: товароподемност, скорост на полета, обсег, статичен и динамичен таван, ресурс, издръжливост и цена.

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

На етапа на предварителния проект се избира аеродинамичен дизайн, оформя се външният вид на хеликоптера и се изчисляват основните параметри, за да се осигури постигането на зададените характеристики на полет. Тези параметри включват: теглото на хеликоптера, мощността на задвижващата система, размерите на главния и опашния ротор, теглото на горивото, теглото на инструментите и специалното оборудване. Резултатите от изчисленията се използват при разработването на схемата на хеликоптера и изготвянето на центриращ лист за определяне на позицията на центъра на масата.

Проектирането на отделни вертолетни единици и компоненти, като се вземат предвид избраните технически решения, се извършва на етапа на разработване на техническия проект. В този случай параметрите на проектираните възли трябва да отговарят на стойностите, съответстващи на предварителния проект. Някои параметри могат да бъдат прецизирани с цел оптимизиране на дизайна. По време на техническия проект се извършват аеродинамични якостни и кинематични изчисления на компонентите, избор на конструктивни материали и конструктивни схеми.

На етапа на подробен проект се изготвят работни и монтажни чертежи на хеликоптера, спецификации, списъци за избор и друга техническа документация в съответствие с приетите стандарти

Тази статия представя методология за изчисляване на параметрите на хеликоптер на етапа на предварителния проект, която се използва за изпълнение на курсов проект по дисциплината "Проектиране на хеликоптер".

1. Първо приближение за изчисляване на излетното тегло на хеликоптера

където е масата на полезния товар, kg;

Тегло на екипажа, кг.

Обхват на полета

2. Изчисляване на параметрите на ротора на хеликоптера

2.1 Радиус Р, m, на главния ротор на еднороторен хеликоптер се изчислява по формулата:

където е излетното тегло на хеликоптера, kg;

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

стр- специфично натоварване върху площта, пометена от главния ротор,

Специфична стойност на натоварване стрзоната, обмитана от винта, се избира съгласно препоръките, представени в работа /1/: където стр= 280

Вземаме радиуса на ротора равен на Р= 7.9

Ъглова скорост w, s -1, въртенето на главния ротор е ограничено от стойността на периферната скорост wРкраища на лопатките, което зависи от излетното тегло на хеликоптера и възлиза на wР= 232 m/s.

2.2 Относителни плътности на въздуха върху статични и динамични тавани

2.3 Изчисляване на икономична скорост на земята и на динамичен таван

Относителната площ на еквивалентната вредна плоча се определя:

Където Съъъ= 2.5

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

Където аз

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

Където аз= 1.09...1.10 - коефициент на индукция.

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

Където Vmax=250 км/ч и Vзвън=182,298 км/ч - скорост на полета;

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

2.5 Изчисляване на допустимите съотношения на коефициента на тягата към пълненето на ротора за максималната скорост при земята и за икономичната скорост при динамичния таван:

2.6 Коефициенти на тягата на главния ротор при земята и при динамичния таван:

2.7 Изчисляване на пълненето на ротора:

Пълнене на главния ротор сизчислено за случаи на полет при максимални и икономични скорости:

Като изчислена стойност на запълване сглавният ротор се приема за най-голямата стойност на сVmaxИ сVзвън:

Приемаме

Дължина на акорда bи относително удължение ллопатките на ротора ще бъдат равни на:

Където z l е броят на лопатките на главния ротор (z l = 3)

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

където S f е площта на хоризонталната проекция на фюзелажа;

S th - зоната на хоризонталната опашка.

S th =1,5 m 2.

3. Изчисляване на мощността на задвижващата система на вертолета.

3.1 Изчисляване на мощността при окачване на статичен таван:

Специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор, докато се движи върху статистически таван, се изчислява по формулата:

Където N Hул- необходима мощност, W;

м 0 - тегло при излитане, kg;

ж-гравитационно ускорение, m/s 2 ;

стр- специфично натоварване върху площта, изметена от главния ротор, N/m 2 ;

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

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

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

3.2 Изчисляване на плътността на мощността при хоризонтален полет при максимална скорост

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

където е периферната скорост на краищата на лопатките;

Относителна еквивалентна вредна плоча;

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

При км/ч,

При км/ч.

3.3 Изчисляване на плътността на мощността при полет на динамичен таван при икономична скорост

Специфичната мощност за задвижване на главен ротор върху динамичен таван е:

къде звън- относителна плътност на въздуха върху динамичния таван,

Vзвън- икономична скорост на хеликоптера на динамичен таван,

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

Специфичната мощност, необходима за продължаване на излитането с икономична скорост, ако един двигател откаже, се изчислява по формулата:

къде е икономическата скорост на земята,

3.5 Изчисляване на специфични намалени мощности за различни случаи на полет

3.5.1 Специфичната намалена мощност при окачване на статичен таван е равна на:

където е специфичната дроселираща характеристика, която зависи от височината на статичния таван зули се изчислява по формулата:

х 0 - коефициент на използване на мощността на задвижващата система в режим на висене, чиято стойност зависи от излетното тегло на хеликоптера м 0:

при м 0

при 10 25 тона

при м 0 > 25 тона

3.5.2 Специфичната намалена мощност при хоризонтален полет при максимална скорост е равна на:

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

Дроселни характеристики на двигателите в зависимост от скоростта на полета Vmax :

3.5.3 Специфична намалена мощност при полет на динамичен таван при икономична скорост Vзвъне равно на:

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

и - степени на дроселиране на двигателя в зависимост от височината на динамичния таван зи скоростта на полета Vзвънв съответствие със следните характеристики на дросела:

3.5.4 Специфичната намалена мощност при полет близо до земята при икономична скорост, когато единият двигател откаже при излитане, е равна на:

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

Степента на дроселиране на двигателя в авариен режим,

н=2 - брой хеликоптерни двигатели.

3.5.5 Изчисляване на необходимата мощност на задвижващата система

За изчисляване на необходимата мощност на задвижващата система се избира максималната стойност на специфичната намалена мощност:

Необходима мощност нзадвижващата система на хеликоптера ще бъде равна на:

Където м 01 - тегло при излитане на хеликоптер,

ж=9,81 m 2 /s-гравитационно ускорение.

3.6 Избор на двигатели

Приемаме два турбовални двигателя VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) с обща мощност на всеки н=1.405∙10 6 W

Двигателят VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) е предназначен за инсталиране на хеликоптери от ново поколение, както и за подмяна на двигатели на съществуващи хеликоптери за подобряване на техните летателни характеристики. Създаден е на базата на серийно 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 Vкр.Крейсерската скорост се изчислява по метода на последователните приближения в следната последователност:

а) стойността на крейсерската скорост при първи заход се взема:

б) изчислява се коефициентът на индукция азъъъ:

при км/ч

при км/ч

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

където е максималната стойност на специфичната намалена мощност на системата за задвижване,

Коефициент на промяна на мощността в зависимост от скоростта на полета Vкр 1, изчислено по формулата:

г) Изчислява се крейсерската скорост при втори подход:

д) Определя се относителното отклонение на скоростите на първото и второто приближение:

Първо приближение на крейсерската скорост се уточнява Vкр 1 се приема, че е равна на изчислената скорост от второто приближение. След това изчислението се повтаря от точка б) и завършва с 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 при излитане.

В случай на полет в крейсерски режим се приема следното:

kg/W∙час,

Масата на изразходваното гориво за полет мTще бъде равно на:

където е специфичната мощност, консумирана при крейсерска скорост,

Крейсерска скорост,

Л- обхват на полета.

5. Определяне на масата на хеликоптерни компоненти и възли.

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

Където Р- радиус на ротора,

с- пълнене на главния ротор,

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

Където квт- коефициент на тегло на втулките на модерни дизайни,

кл- коефициент на влияние на броя на лопатките върху масата на главината.

При изчислението можете да вземете:

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 нЦентрална банка(в kN):

5.3 Масата на системата за управление на усилвателя, която включва люлеещата се шайба, хидравличните усилватели и хидравличната система за управление на главния ротор, се изчислява по формулата:

Където b- хорда на острието,

кбуу- тегловният коефициент на системата за управление на бустера, който може да се приеме равен на 13,2 kg/m 3 .

5.4 Тегло на системата за ръчно управление:

Където кRU- тегловният коефициент на системата за ръчно управление, приет за еднороторни вертолети е 25 kg/m.

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

Където кредактиране- 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 витлото w:

Където х 0 - коефициент на използване на мощността на задвижващата система, чиято стойност се взема в зависимост от излетното тегло на хеликоптера м 0:

при м 0

при 10 25 тона

при м 0 > 25 тона

Тегло на основната скоростна кутия:

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

Където Мnv- въртящ момент на вала на главния ротор,

Лров- разстоянието между осите на главния и опашния ротор.

Разстоянието между осите на главния и опашния ротор е равно на сумата от техните радиуси и хлабина дмежду краищата на техните остриета:

Където д- празнина, взета равна на 0,15...0,2 m,

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

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

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

Въртящ момент Мровпредавана от кормилния вал е равна на:

къде е скоростта на кормилния вал,

Въртящ момент, предаван от трансмисионния вал, N∙m, при скорост на въртене нV= 3000 об/мин е равно на:

Тегло мVпредавателен вал:

Където кV- коефициент на тегло за трансмисионния вал, който е равен на 0,0318 kg/(Nm) 0,67.

Тегло ми т.нмеждинна скоростна кутия е равна на:

Където ки т.н- коефициент на тегло за междинната скоростна кутия, равен на 0,137 kg/(Nm) 0,8.

Маса на опашната скоростна кутия, въртяща опашния ротор:

Където кxp- коефициент на тегло за опашния редуктор, чиято стойност е 0,105 kg/(Nm) 0,8

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

Коефициент на тяга ° Сровопашен ротор е равен на:

Пълнене на лопатките на опашния ротор сровсе изчислява по същия начин, както за главния ротор:

където е допустимата стойност на отношението на коефициента на тягата към пълненето на опашния ротор.

Дължина на акорда bрови относително удължение лровлопатките на опашния ротор се изчисляват по формулите:

Където zров- брой лопатки на опашния ротор.

Тегло на лопатката на опашния ротор мlr

Стойност на центробежната сила нcbd, действащи върху лопатките на опашния ротор и възприемани от пантите на главината,

Тегло на главината на опашния ротор мвтсе изчислява по същата формула като за главния ротор:

Където нЦентрална банка- центробежна сила, действаща върху острието,

квт- коефициент на тегло за втулката, приет равен на 0,0527 kg/kN 1,35

k z- коефициент на тежест, в зависимост от броя на ножовете и изчислен по формулата:

5.8 Изчисляване на масата на системата за задвижване на хеликоптера

Относително тегло на системата за задвижване на хеликоптера ждвизчислено по емпиричната формула:

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:

Където Сом- площ на измитата повърхност на фюзелажа, която се определя по формулата:

м 0 - тегло при излитане при първи подход,

кf-коефициент равен на 1,7.

Тегло на горивната система:

Където мT- масата на изразходваното гориво за полет,

кц-коефициентът на тегло, приет за горивната система, е 0,09.

Теглото на колесника на хеликоптера е:

Където кw-коефициент на тегло в зависимост от конструкцията на шасито:

За фиксиран колесник,

За прибиращ се колесник.

Масата на електрическото оборудване на хеликоптера се изчислява по формулата:

Където Лров- разстоянието между осите на главния и опашния ротор,

zл- брой лопатки на главния ротор,

Р- радиус на ротора,

лл- относително удължение на лопатките на главния ротор,

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

Тегло на друго хеликоптерно оборудване:

Където ки т.н- коефициент на тежест, чиято стойност е 2.

5.10 Изчисляване на излетното тегло на хеликоптера на второ приближение

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

Излетно тегло на хеликоптер за втори подход м 02 ще бъде равно на сумата:

Където мT- маса на горивото,

мгр- маса на полезен товар,

мек- тегло на екипажа.

6. Описание на схемата на хеликоптера

Проектираният хеликоптер е направен по едновинтова конструкция с опашен ротор, два газотурбинни двигателя и двукраки ски. Фюзелажът на хеликоптера има рамкова конструкция и се състои от носова и централна части, опашка и крайни греди. В носовата част има двуместна кабина за екипаж, състояща се от двама пилоти. Остъкляването на кабината осигурява добра видимост, 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 освобождаване. Товарното отделение е предназначено за транспортиране на товари с тегло до 2 тона и е оборудвано със сгъваеми седалки за 12 пътника, както и точки за закрепване за 5 носилки. В пътническата версия кабината съдържа 12 седалки, монтирани с стъпка от 0,5 m и проход от 0,25 m; а в задната част има отвор за входна задна врата, състоящ се от две врати.

Опашната стрела е занитена конструкция тип греда-стрингер с работна обшивка, оборудвана с възли за закрепване на контролиран стабилизатор и опора на опашката.

Стабилизатор с размер 2,2 m и площ 1,5 m 2 с профил NACA 0012 с единична конструкция, с набор от ребра и дуралуминиево и тъканно покритие.

Двуопорни ски, самоориентираща се предна опора, размери 500 х 185 мм, профилирани основни опори с течно-газови двукамерни амортисьори, размери 865 х 280 мм. Опората на опашката се състои от две подпори, амортисьор и опорна пета; ски писта 2м, ски база 3.5м.

Основен ротор с шарнирни лопатки, хидравлични амортисьори и махаловидни гасители на вибрации, монтирани с наклон напред от 4° 30". Изцяло металните лопатки се състоят от пресована греда, изработена от алуминиева сплав AVT-1, закалена чрез закаляване със стоманени панти на вибрационна стойка, опашка, стоманен връх и връх Остриетата имат правоъгълна форма в план с хорда от 0,67 m и профили NACA 230 и геометрично усукване от 5%, периферната скорост на върховете на острието е 200 m/s, остриетата са оборудвани с визуална алармена система за повреда на лонжерона и електротермично устройство против обледяване.

Опашният ротор с диаметър 1,44 m е трилопатен, бутащ, с карданна главина и изцяло метални лопатки с правоъгълна форма в план, с хорда 0,51 m и профил NACA 230M.

Електроцентралата се състои от два турбовални газотурбинни двигателя със свободна турбина VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) на името на NPO в Санкт Петербург. V.Ya.Klimov с обща мощност на всеки N=1405 W, монтиран отгоре на фюзелажа и затворен от общ капак с отварящи се клапи. Двигателят е с деветстепенен аксиален компресор, пръстеновидна горивна камера и двустепенна турбина.Двигателите са оборудвани с прахозащитни устройства.

Трансмисията се състои от главна, междинна и задна скоростна кутия, спирачни валове и главен ротор. Тристепенната главна скоростна кутия VR-8A осигурява предаване на мощност от двигателите към главния ротор, опашния ротор и вентилатора за охлаждане, охладителите на двигателното масло и главната 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 стабилизиране на хеликоптера по време на полет по крен, курс, тангаж и височина. Основната хидравлична система осигурява захранване на всички хидравлични агрегати, а резервната система осигурява захранване само на хидравличните усилватели.

Системата за отопление и вентилация доставя топъл или студен въздух в кабините на екипажа и пътниците; системата против обледеняване предпазва лопатките на главния и опашния ротор, предните прозорци на пилотската кабина и въздухозаборниците на двигателя от обледеняване.

Оборудването за полети по прибори в трудни метеорологични условия денем и нощем включва два индикатора за ориентация, два индикатора за скорост на въртене NV, комбинирана курсова система GMK-1A, автоматичен радиокомпас и радиовисотомер RV-3.

Комуникационното оборудване включва командни УКВ радиостанции Р-860 и Р-828, комуникационни КВ радиостанции Р-842 и Карат и самолетен интерком СПУ-7.

7. Изчисляване на центровката на хеликоптера

Таблица 1. Празен лист за центровка на хеликоптер

Изчисляват се статичните моменти M cxазИ М суазспрямо координатните оси:

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

Таблица 2. Лист за подравняване с максимално натоварване

Таблица 3. Лист за подравняване с 5% оставащо гориво и пълен търговски товар

Координати на центъра на масата на празен хеликоптер: x 0 = -0.003;y 0 = -1.4524;

Координати на центъра на масата при максимално натоварване: x 0 =0,0293;y 0 =-2,0135;

Координати на центъра на масата при 5% оставащо гориво и пълно търговско натоварване: x 0 = -0,0678; y 0 = -1,7709.

Заключение

В този курсов проект бяха извършени изчисления на излетното тегло на хеликоптера, масата на неговите компоненти и възли, както и разположението на хеликоптера. По време на процеса на сглобяване беше изяснена центровката на хеликоптера, чието изчисление се предшества от изготвянето на отчет за теглото въз основа на изчисленията на теглото на агрегатите и силовата установка, списъците на оборудването, оборудването, товара и др. Целта на Проектирането е да се определи оптималната комбинация от основните параметри на хеликоптера и неговите системи, които осигуряват изпълнението на зададените изисквания.

Към изчисляването на летателните характеристики на хеликоптера на етапа на проектиране

В публикациите си през 1999-2000г. Списание "AON" многократно е повдигало въпроса за осъществимостта на разработването и производството на хеликоптери в Украйна различни класове. След научно-практическата конференция „Усъвършенстван многоцелеви украински хеликоптер на XXI век“, организирана на базата на Aviaimpex LLC през октомври 1999 г., има известен напредък в решаването на този проблем. В момента в Украйна се изпълняват редица проекти за разработка и производство на леки хеликоптери. Някои образци и макети на проектираните хеликоптери бяха представени на авиошоуто Aviamir-XXI през 1999 и 2000 г.

Бяхме особено впечатлени от писмото на В. Н. Алексеев от Днепропетровск ("АОН" № 12, 1999 г.), в което той призовава за създаване на необходимите теоретични и научна база, необходими за развитието на хеликоптерното производство у нас. Това трябва да се направи, защото има специализирани хеликоптерни компании, изследователски институти и университети, които биха се занимавали дълбоко с проблемите на теоретичните и експериментални изследвания в областта на аеродинамичните и якостни изчисления, динамиката на движението, системите за управление и др. по отношение на хеликоптер в момента няма такова нещо в Украйна. В същото време чуждестранните компании обръщат голямо внимание на създаването на центрове за моделиране и разработването на ефективни математически модели, като инвестират значителни средства в това.

На етапа на предварителния проект (разширено проектиране), когато са заложени основните конструктивни решения, са определени аеродинамичните и тегловните параметри на хеликоптера, неговите възли и системи, е необходимо да се намери областта на геометричните и кинематични параметри на главния и опашния ротор, при които се изпълняват изискванията за летателни характеристики, посочени в тактико-техническите изисквания технически характеристики на бъдещия хеликоптер. В този случай е необходимо да се използват максимално статистически данни за местни (съветски) и чуждестранни аналози, както и съвременни математически методи и модели за изчисление.

В процеса на проектиране на хеликоптера винаги има няколко междинни етапа, които трябва да бъдат постигнати в рамките на строго определен период от време при определена цена. Нарушаването на графика или бюджетните ограничения може да доведе до много сериозни последици както за проекта, така и за организацията, ръководеща проектирането. Фигура 1 показва увеличението на разходите за извършване на промени в дизайна на самолет на различни етапи от неговото създаване, което показва важността и отговорността на решенията, взети на етапа на предварителния дизайн.

В тази статия авторите предлагат числен метод за изчисляване на основните летателни характеристики на хеликоптер, базиран на добре познатия подход за аеродинамично изчисляване на хеликоптер по метода на Мил-Ярошенко. За разлика от графично-аналитичния метод на Мил-Ярошенко, предложеният подход ни позволява да решим числено проблема с аеродинамичното изчисляване на опростена схема, състояща се от основен и опашен ротор, въз основа на уравненията на импулсната теория на Glauert-Lock.

1. Постановка на проблема. Основни взаимоотношения

Разглеждаме стабилния прав полет на хеликоптер с малки ъгли на наклон на траекторията. При дадена скорост на ротора (RO) приемаме, че тягата му балансира теглото на хеликоптера. Възможно е да се промени проекцията на резултантната сила на NV върху посоката на движение на хеликоптера само чрез промяна на ъгъла на атака на главния ротор (фиг. 2). За поддържане на баланса на силите вертикално е необходимо да се промени ъгълът на общата стъпка на витлото и мощността, предавана на витлото.

Записваме уравнението на движение на хеликоптер в постоянен хоризонтален полет като:

Към уравнения (1) добавяме уравнение, изразяващо равенството на мощността на NV вала Nн и силовата установка на хеликоптера Nsu

където x е коефициентът на загуба на мощност.

Ъгълът между посоката на резултантната и нормалата към вектора на скоростта може да се определи от връзката

(N/T<< 1), и в горизонтальном полете выполняется условие R » T. Тогда уравнения движения вертолета (1) - (2) принимают вид

Коефициентът на вредно съпротивление на хеликоптер, свързан с пометената площ на военновъздушните сили;

Коефициент

пълнеж NV;

Периферна скорост на върха на HB ножа.

Ъгълът на наклона на резултантната сила NV, необходима за хоризонтален полет, се намира от първото уравнение на системата (4)

Максималният ъгъл на наклон на траекторията по време на стабилно изкачване се намира от връзката:

където е стойността на ъгъла на наклона на резултата при използване на цялата налична мощност на силовата установка при даден режим на полет.

Изчислителната задача е да се определи необходимия ъгъл на наклон на резултантната за всеки установен режим на полет на хеликоптера. Режимът на полет на хеликоптера се определя от височината на полета H, коефициента на режим на работа на витлото m или относителната скорост на полета. Вертикалните скорости на стабилно изкачване се намират с помощта на формулата

Стойностите на коефициентите на надлъжна сила и въртящ момент NV, включени във формули (3), (4), бяха определени с помощта на формулите на произведенията. Тези формули изглеждат така:

Коефициент на поток

(8)

Ъгъл на атака NV

Коефициент на въртящ момент NV

Коефициент на надлъжна сила

Коефициентите на първите хармоници на махащите движения на лопатките, включени в уравнения (10) и (11), бяха намерени с помощта на опростени формули (12) - (14).

Стойността на коефициента на загуба на върха B NV, включен във формули (8) - (14), се определя съгласно препоръките и характеристиките на инерционната маса на острието могат да бъдат изчислени с помощта на приблизителни формули.

При изчисляване на характеристиките на опашния ротор (RT) се приема, че условието за балансиране на траекторията на хеликоптера е изпълнено във всички режими на полет:

От това условие е намерена необходимата стойност на коефициента на тяга на RV:

където са съответно коефициентът на запълване и периферната скорост на върха на острието на PB.

След това, използвайки формули (8) - (14), се изчисляват аеродинамичните характеристики на RV.

Голям практически интерес представляват характеристиките на спускането на хеликоптера в режим на самовъртене. В този случай е важно да се знаят необходимите стойности на ъглите на колективния наклон j 0,7 NV в зависимост от скоростта на спускане, за да се поддържа постоянна определена скорост на въртене на NV.

Изчисляването на характеристиките на снижаване на хеликоптера в режим на самовъртене NV се извършва въз основа на аеродинамичните качества на хеликоптера (17).

t е коефициентът на тяга NV при даден режим на полет;

NV коефициент на пропулсивна сила в режим на самозавъртане.

Ъгълът на падане на хеликоптера в режим на самозавъртане NV е равен на обратното качество на хеликоптера

Ние намираме хоризонталните и вертикалните компоненти на скоростта на спускане на хеликоптера от отношенията

Предложеният метод дава възможност да се изчислят основните летателни характеристики на хеликоптер на етапите на предварителния проект, когато се избира профилът на лопатките, геометричните, кинематичните, инерционно-масовите параметри на главния и опашния ротор, характеристиките на силовата установка и полетното тегло на хеликоптера са известни.

Изчислението се извършва за различни височини в диапазона на стойностите на полета на коефициента на режим на работа при промяна на общите ъгли на наклон на лопатките от j 0,7 = 2 ° до 20 ° на стъпки от 2 °.

2. Обосновка на достоверността на получените резултати

Обосновката на надеждността на резултатите, получени с помощта на предложения метод, беше извършена въз основа на решаване на тестови задачи за определяне на летателните характеристики на известни хеликоптери.

На фиг. Фигура 3 показва зависимостта на характерните скорости на полета на вертолетите Ми-4 и Ми-34 от надморската височина. Резултатите от изчислението се сравняват с работните данни. За хеликоптер Ми-4 изчислението е извършено за полетно тегло m=7200 kg и периферна скорост на върха на лопатката wR=196 m/s; хеликоптер Ми-34 е изчислен в спортен пилотажен вариант с m=1020 kg и wR=206 m/s.

Сравнението на изчислените данни за необходимите общи ъгли на тангажа на вертолета Ми-34 за хоризонтален полет при номинален режим на работа на двигателя (wR=180 m/s) за различни височини е илюстрирано на фиг. 4.

На графиките на фиг. На фигура 5 са ​​показани зависимостите на вертикалната скорост и ъгъла на снижаване на вертолет Ми-4 в режим на самозавъртане NV за надморска височина H = 0 km.

Ограниченият обхват на статията не ни позволява да предоставим целия изчислен материал за тези хеликоптери.

Методическите изследвания показват, че предложеният метод дава възможност да се анализира влиянието на многобройни параметри, които определят режима на полет на хеликоптера върху неговите характеристики на полета с достатъчна степен на точност. В диапазона на промените в коефициента на режим на работа m от 0,08 до 0,3, когато ъглите на атака на секциите на лопатките по протежение на диска HB не надвишават максимално допустимите, направените в теорията допускания за линейността на зависимостта Cy(a ) и Схрр=const са валидни, този метод гарантира грешка в изчисленията, която не надвишава 8-10%. За леките хеликоптери това съответства на натоварване на стреловидната площ G/F до 25 kgf/m2 и максимална скорост на полета до 220-230 km/h.

3. Примери за изчисления

Статията представя някои резултати от изчисленията на летателните характеристики на хеликоптерите Robinson R22 (m=620 kg, wR=217 m/s) и Hughes 269B/300 (m=930 kg, wR=202 m/s). Геометричните и кинематичните параметри на главния и опашния ротор, както и на хеликоптерите като цяло, са взети от работата.

Вертолетът R22 има двулопатен НВ с диаметър 7,67 m (sн=0,03) и профил на лопатката NACA-63015, натоварването върху пометената площ е 13,45 kgf/m2. Силовата установка използва един бутален двигател Lycoming U-320-B2C с излетна мощност N=160 к.с.

Хеликоптерът модел 269/300 използва трилопатен витло с диаметър D = 8,18 m (sн = 0,04) и профил на лопатките NACA-0015, натоварването върху метната площ е 17,7 kgf / m2. Буталният двигател Lycoming HIO-360D осигурява излетна мощност от 190 к.с.

Фигура 6 показва диапазоните на работна височина и скорост за постоянен хоризонтален полет на хеликоптерите R22 и Hughes 269/300. Максималните земни скорости са 190 км/ч за хеликоптера Robinson R22 и 175 км/ч за Hughes 269/300. Тук са показани и стойностите на икономичната скорост Vec, която осигурява максимален стабилен режим на изкачване.

Необходимите стойности на общия ъгъл на тангажа на хеликоптера при спускане в режим на самозавъртане близо до земята са представени на фиг. 7. При тези стойности на jc се осигурява постоянна скорост на въртене на NV.

5. Джонсън У. Теория на хеликоптера. Книга 1. М.: Мир, 1983.

6. Braverman A.S. Качество и пропулсивна ефективност на хеликоптера. Линеаризация на аеродинамичните изчисления // Към изчисляването на летателните характеристики на хеликоптера. Сборник на ЦАГИ им. проф. Н. Е. Жуковски, брой 2448, 1989 г.

7. Статистически данни за чуждестранни хеликоптери / Рецензии № 678. ЦАГИ им. проф. Н. Е. Жуковски, М.: ОНТИ ЦАГИ, 1988.

8. Арасланов С. А. От какви хеликоптери има нужда Украйна? // Обща авиация, № 10, 1999 г.

Въведение

Проектирането на хеликоптери е сложен процес, който се развива с течение на времето, разделен на взаимосвързани етапи и фази на проектиране. Създаваният самолет трябва да отговаря на техническите изисквания и да отговаря на технико-икономическите характеристики, посочени в проектните спецификации. Техническото задание съдържа първоначалното описание на вертолета и неговите летателно-технически характеристики, осигуряващи висока икономическа ефективност и конкурентоспособност на проектираната машина, а именно: товароподемност, скорост на полета, обсег, статичен и динамичен таван, ресурс, издръжливост и цена.

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

На етапа на предварителния проект се избира аеродинамичен дизайн, оформя се външният вид на хеликоптера и се изчисляват основните параметри, за да се осигури постигането на зададените характеристики на полет. Тези параметри включват: теглото на хеликоптера, мощността на задвижващата система, размерите на главния и опашния ротор, теглото на горивото, теглото на инструментите и специалното оборудване. Резултатите от изчисленията се използват при разработването на схемата на хеликоптера и изготвянето на центриращ лист за определяне на позицията на центъра на масата.

Проектирането на отделни вертолетни единици и компоненти, като се вземат предвид избраните технически решения, се извършва на етапа на разработване на техническия проект. В този случай параметрите на проектираните възли трябва да отговарят на стойностите, съответстващи на предварителния проект. Някои параметри могат да бъдат прецизирани с цел оптимизиране на дизайна. По време на техническия проект се извършват аеродинамични якостни и кинематични изчисления на компонентите, избор на конструктивни материали и конструктивни схеми.

На етапа на подробен проект се изготвят работни и монтажни чертежи на хеликоптера, спецификации, списъци за избор и друга техническа документация в съответствие с приетите стандарти

Тази статия представя методология за изчисляване на параметрите на хеликоптер на етапа на предварителния проект, която се използва за изпълнение на курсов проект по дисциплината "Проектиране на хеликоптер".

1. Първо приближение за изчисляване на излетното тегло на хеликоптера

където е масата на полезния товар, kg;

Тегло на екипажа, кг.

Обхват на полета

килограма.

2. Изчисляване на параметрите на ротора на хеликоптера

2.1 радиус Р, m, основен ротор на хеликоптер с един роторизчислено по формулата:

,

където е излетното тегло на хеликоптера, kg;

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

стр - специфично натоварване върху площта, пометена от главния ротор,

 =3,14.

Специфична стойност на натоварванестрзоната, обмитана от винта, се избира съгласно препоръките, представени в работа /1/: къдетостр= 280

м.

Вземаме радиуса на ротора равен наР= 7.9

Ъглова скорост , С -1 въртенето на главния ротор е ограничено от стойността на периферната скорост Ркраища на лопатките, което зависи от излетното тегло на хеликоптера и възлиза на Р= 232 m/s.

с -1 .

об/мин

2.2 Относителни плътности на въздуха върху статични и динамични тавани

2.3 Изчисляване на икономична скорост на земята и на динамичен таван

Относителната площ на еквивалентната вредна плоча се определя:

КъдетоС ъъъ = 2.5

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

Къдетоаз = 1,09…1,10 - коефициент на индукция.

км/час

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

,

Къдетоаз = 1,09…1,10 - коефициент на индукция.

км/час

2.4 Изчисляват се относителните стойности на максималните и икономически на динамичния таван хоризонтални скорости на полета:

,

,

КъдетоV макс =250 км/ч иV звън =182,298 км/ч - скорост на полета;

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

2.5 Изчисляване на допустимите съотношения на коефициента на тягата към пълненето на ротора за максималната скорост при земята и за икономичната скорост при динамичния таван:

2.6 Коефициенти на тягата на главния ротор при земята и при динамичния таван:

,

,

,

.

2.7 Изчисляване на пълненето на ротора:

Пълнене на главния ротор  изчислено за случаи на полет при максимални и икономични скорости:

;

.

Като изчислена стойност на запълване  главният ротор се приема за най-голямата стойност на  Vmax И  V звън :

Приемаме

Дължина на акорда b и относително удължение  лопатките на ротора ще бъдат равни на:

, Където z л -брой лопатки на главния ротор ( z л =3)

м,

.

2.8 Относително увеличение на тягата на ротораза компенсиране на аеродинамичното съпротивление на фюзелажа и хоризонталната опашка:

КъдетоС f - хоризонтална проекция на фюзелажа;

С th - зона на хоризонталната опашка.

С f =10 м 2 ;

С th =1,5 м 2 .

3. Изчисляване на мощността на задвижващата система на вертолета.

3.1 Изчисляване на мощността при окачване на статичен таван:

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

,

Където н з ул - необходима мощност, W;

м 0 - тегло при излитане, kg;

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

стр - специфично натоварване върху площта, изметена от главния ротор, N/m 2 ;

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

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

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

.

3.2 Изчисляване на плътността на мощността при хоризонтален полет при максимална скорост

Специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор в хоризонтален 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 плътността на мощността при полет на динамичен таван при икономична скорост

Специфичната мощност за задвижване на главен ротор върху динамичен таван е:

,

Където  звън - относителна плътност на въздуха върху динамичния таван,

V звън - икономична скорост на хеликоптера на динамичен таван,

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

Специфичната мощност, необходима за продължаване на излитането при икономична скорост при отказ на един двигател, се изчислява по формулата:

,

къде е икономическата скорост на земята,

3.5 Изчисляване на специфични намалени мощности за различни случаи на полет

3.5.1 Специфичната намалена мощност при окачване на статичен таван е равна на:

,

където е специфичната дроселираща характеристика, която зависи от височината на статичния таван з ул и се изчислява по формулата:

,

 0 - коефициент на използване на мощността на задвижващата система в режим на висене, чиято стойност зависи от излетното тегло на хеликоптерам 0 :

при м 0 < 10 тонн

при 10 25 тона

при м 0 > 25 тона

,

,

3.5.2 Специфичната намалена мощност при хоризонтален полет при максимална скорост е равна на:

,

Където - коефициент на използване на мощността при максимална скорост на полета,

- характеристики на дросела на двигателя в зависимост от скоростта на полета V макс :

;

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

,

и - степени на дроселиране на двигателя в зависимост от височината на динамичния таван з и скоростта на полета V звън в съответствие със следните характеристики на дросела:

,

.

;

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

,

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

- степен на дроселиране на двигателя в авариен режим,

н = 2 - брой хеликоптерни двигатели.

,

,

3.5.5 Изчисляване на необходимата мощност на задвижващата система

За изчисляване на 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 01 - излетно тегло на хеликоптера,

ж = 9,81 м 2 /s е ускорението на свободното падане.

W,

3.6 Избор на двигатели

Приемаме две турбовален двигателVK-2500(TV3-117VMA-SB3) обща мощност на всеки н =1,405∙10 6 У

ДвигателVK-2500 (TV3-117VMA-SB3) предназначени за инсталиране на хеликоптери от ново поколение, както и за подмяна на двигатели на съществуващи хеликоптери за подобряване на техните летателни характеристики. Създаден е на базата на серийно сертифициран двигател TV3-117VMA и се произвежда във Федералното държавно унитарно предприятие „Завод на името на V.Ya. 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 скоростV кр . Крейсерската скорост се изчислява по метода на последователните приближения в следната последователност:

а) стойността на крейсерската скорост при първи заход се взема:

км/час;

б) изчислява се коефициентът на индукция аз ъъъ :

при км/ч

при км/ч

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

,

където е максималната стойност на специфичната намалена мощност на системата за задвижване,

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

.

г) Изчислява се крейсерската скорост при втори подход:

.

д) Определя се относителното отклонение на скоростите на първото и второто приближение:

.

Когато се изясни крейсерската скорост на първо приближение V кр 1 , се приема, че е равна на изчислената скорост от второто приближение. След това изчислението се повтаря от точка б) и завършва с 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 при излитане.

В случай на полет в крейсерски режим се приема следното:

;

;

при kW;

при kW.

kg/W∙час,

Масата на изразходваното гориво за полет м T ще бъде равно на:

където е специфичната мощност, консумирана при крейсерска скорост,

- крейсерска скорост,

Л - обхват на полета.

килограма.

5. Определяне на масата на хеликоптерни компоненти и възли.

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 втулките на модерни дизайни,

к л – коефициент на влияние на броя на лопатките върху масата на главината.

При изчислението можете да вземете:

kg/kN,

,

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 лопаткитен Централна банка (в kN):

,

kN,

килограма.

5.3 Тегло на бустерната система за управление, която включва люлеещата се плоча, хидравличните усилватели и хидравличната система за управление на главния ротор се изчислява по формулата:

,

Където b – хорда на острието,

к буу - коефициент на тегло на системата за управление на бустера, който може да се приеме равен на 13,2 kg/m 3 .

килограма.

5.4 Тегло на системата за ръчно управление:

,

Където к RU - тегловният коефициент на системата за ръчно управление, приет за еднороторни хеликоптери, равен на 25 kg/m.

килограма.

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

,

Където к редактиране – 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 системан и скорост на витлото  :

,

Където  0 - коефициент на използване на мощността на задвижващата система, чиято стойност се взема в зависимост от излетното тегло на хеликоптерам 0 :

при м 0 < 10 тонн

при 10 25 тона

при м 0 > 25 тона

N∙m,

Тегло на основната скоростна кутия:

килограма.

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

,

Където М nv – въртящ момент на вала на главния ротор,

Л ров – разстоянието между осите на главния и опашния ротор.

Разстоянието между осите на главния и опашния ротор е равно на сумата от техните радиуси и хлабина  между краищата на техните остриета:

,

Където  - празнина, взета равна на 0,15...0,2 m,

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

при t,

при t,

при t.

м,

м,

Н,

Мощност н ров , 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 ров предавана от кормилния вал е равна на:

N∙m,

къде е скоростта на кормилния вал,

с -1 ,

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

N∙m,

N∙m,

Тегло м V предавателен вал:

,

Където к V – коефициент на тегло за трансмисионния вал, който е равен на 0,0318 kg/(Nm) 0,67 . килограма

Стойност на центробежната сила н cbd , действащи върху лопатките на опашния ротор и възприемани от пантите на главината,

Тегло на главината на опашния ротор м вт се изчислява по същата формула като за главния ротор:

,

Където н Централна банка - центробежна сила, действаща върху острието,

к вт - коефициент на тегло за втулката, приет равен на 0,0527 kg/kN 1,35

к z - коефициент на тегло в зависимост от броя на ножовете и се изчислява по формулата: килограма,

Масата на електрическото оборудване на хеликоптера се изчислява по формулата:

,

Където Л ров – разстояние между осите на главния и опашния ротор,

z л – брой лопатки на главния ротор,

Р – радиус на ротора,

 л – относително удължение на лопатките на главния ротор,

к и т.н И к ел - тегловни коефициенти за електрически проводници и друго електрическо оборудване, чиито стойности са равни на:

,

Изчисляване и изграждане на поляри за кацане 3.4 Изчисляванеи строителство... / S 0.15 10. Общи данни 10.1 Махам от себе си, събличам теглосамолет kg m0 880 10 ...

Въведение

Проектирането на хеликоптери е сложен процес, който се развива с течение на времето, разделен на взаимосвързани етапи и фази на проектиране. Създаваният самолет трябва да отговаря на техническите изисквания и да отговаря на технико-икономическите характеристики, посочени в проектните спецификации. Техническото задание съдържа първоначалното описание на вертолета и неговите летателно-технически характеристики, осигуряващи висока икономическа ефективност и конкурентоспособност на проектираната машина, а именно: товароподемност, скорост на полета, обсег, статичен и динамичен таван, ресурс, издръжливост и цена.

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

На етапа на предварителния проект се избира аеродинамичен дизайн, оформя се външният вид на хеликоптера и се изчисляват основните параметри, за да се осигури постигането на зададените характеристики на полет. Тези параметри включват: теглото на хеликоптера, мощността на задвижващата система, размерите на главния и опашния ротор, теглото на горивото, теглото на инструментите и специалното оборудване. Резултатите от изчисленията се използват при разработването на схемата на хеликоптера и изготвянето на центриращ лист за определяне на позицията на центъра на масата.

Проектирането на отделни вертолетни единици и компоненти, като се вземат предвид избраните технически решения, се извършва на етапа на разработване на техническия проект. В този случай параметрите на проектираните възли трябва да отговарят на стойностите, съответстващи на предварителния проект. Някои параметри могат да бъдат прецизирани с цел оптимизиране на дизайна. По време на техническия проект се извършват аеродинамични якостни и кинематични изчисления на компонентите, избор на конструктивни материали и конструктивни схеми.

На етапа на подробен проект се изготвят работни и монтажни чертежи на хеликоптера, спецификации, списъци за избор и друга техническа документация в съответствие с приетите стандарти

Тази статия представя методология за изчисляване на параметрите на хеликоптер на етапа на предварителния проект, която се използва за изпълнение на курсов проект по дисциплината "Проектиране на хеликоптер".

1. Първо приближение за изчисляване на излетното тегло на хеликоптера

където е масата на полезния товар, kg;

Тегло на екипажа, кг.

Обхват на полета

килограма.

2. Изчисляване на параметрите на ротора на хеликоптера

2.1 Радиусът R, m, на главния ротор на еднороторен хеликоптер се изчислява по формулата:

,

където е излетното тегло на хеликоптера, kg;

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

p - специфично натоварване върху площта, пометена от главния ротор,

Стойността на специфичното натоварване p върху площта, обхваната от витлото, се избира съгласно препоръките, представени в работа /1/: където p=280

Приемаме радиуса на главния ротор равен на R=7,9

Ъгловата скорост w, s -1, на въртене на главния ротор е ограничена от стойността на периферната скорост wR на краищата на лопатките, която зависи от излетното тегло на хеликоптера и възлиза на wR=232 m /с.

s -1 .

об/мин

2.2 Относителни плътности на въздуха върху статични и динамични тавани

2.3 Изчисляване на икономична скорост на земята и на динамичен таван

Относителната площ на еквивалентната вредна плоча се определя:

Където S e =2,5

Изчислява се стойността на икономическата скорост на земята V z, km/h:

,

Изчислява се стойността на икономическата скорост на динамичния таван V din, km/h:

,

където I = 1,09…1,10 е коефициентът на индукция.

2.4 Относителните стойности на максималните и икономическите скорости на хоризонталния полет при динамичния таван се изчисляват:

,

където V max =250 km/h и V din =182,298 km/h - скорост на полета;

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

2.5 Изчисляване на допустимите съотношения на коефициента на тягата към пълненето на ротора за максималната скорост при земята и за икономичната скорост при динамичния таван:

2.6 Коефициенти на тягата на главния ротор при земята и при динамичния таван:

,

,

,

.

2.7 Изчисляване на пълненето на ротора:

Напълването на главния ротор s се изчислява за случаи на полет при максимални и икономични скорости:

;

.

Най-голямата стойност на s Vmax и s V dyn се приема като изчислена стойност на пълнене s на главния ротор:

Приемаме

Дължината на хордата b и относителното удължение l на лопатките на главния ротор ще бъдат равни на:

Където z l е броят на лопатките на главния ротор (z l = 3)

м,

.

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

,

където S f е площта на хоризонталната проекция на фюзелажа;

S th - зоната на хоризонталната опашка.

S th =1,5 m 2.

У дома » Полезен » Изчисляване на подемната сила на хеликоптера. Курсова работа по дизайн. Изчисляване на масата на задвижващата система на хеликоптер