Cálculo de elevación de helicópteros. Curso de diseño. Cálculo de la masa del sistema de propulsión del helicóptero.

Introducción

El diseño de helicópteros es un proceso complejo que se desarrolla con el tiempo, dividido en etapas de diseño y etapas. Creado aeronave debe satisfacer requerimientos técnicos y cumplir con las características técnicas y económicas especificadas en los términos de referencia para el diseño. Tarea técnica contiene la descripción inicial del helicóptero y su rendimiento de vuelo, proporcionando alta eficiencia económica y competitividad de la máquina diseñada, a saber: capacidad de carga, velocidad de vuelo, alcance, techo estático y dinámico, recurso, durabilidad y costo.

Los términos de referencia se especifican en la etapa de investigación previa al proyecto, durante la cual se realiza una búsqueda de patentes, un análisis de las soluciones tecnicas, trabajo de investigación y desarrollo. La tarea principal de la investigación previa al diseño es la búsqueda y verificación experimental de nuevos principios de funcionamiento del objeto diseñado y sus elementos.

En la etapa de diseño preliminar, se selecciona un esquema aerodinámico, se forma la apariencia del helicóptero y se realiza el cálculo de los parámetros principales para garantizar el logro del rendimiento de vuelo especificado. Estos parámetros incluyen: la masa del helicóptero, la potencia del sistema de propulsión, las dimensiones de los rotores principal y de cola, la masa de combustible, la masa de instrumentación y equipo especial. Los resultados de los cálculos se utilizan en el desarrollo del esquema de diseño del helicóptero y la preparación del balance para determinar la posición del centro de masa.

El diseño de unidades y componentes individuales del helicóptero, teniendo en cuenta las soluciones técnicas seleccionadas, se lleva a cabo en la etapa de desarrollo. proyecto tecnico. Al mismo tiempo, los parámetros de las unidades diseñadas deben satisfacer los valores correspondientes a proyecto de diseño. Algunos de los parámetros se pueden refinar para optimizar el diseño. En diseño técnico se realizan cálculos de resistencia aerodinámica y cinemática de unidades, así como la elección de materiales estructurales y esquemas de diseño.

En la etapa del diseño detallado, la ejecución de los planos de trabajo y montaje del helicóptero, especificaciones, listas de selección y otros documentación técnica de acuerdo con los estándares aceptados

Este artículo presenta una metodología para el cálculo de los parámetros de un helicóptero en la etapa de diseño preliminar, que se utiliza para completar un proyecto de curso en la disciplina "Diseño de helicópteros".

1. Cálculo del peso de despegue de un helicóptero de primera aproximación

donde es la masa de carga útil, kg;

Peso de la tripulación, kg.

rango de vuelo

kg.

2. Cálculo de parámetros rotor helicóptero

2.1Radio R, m, el rotor principal de un helicóptero de un solo rotor se calcula mediante la fórmula:

,

donde está el peso de despegue del helicóptero, kg;

gramo- aceleración de caída libre igual a 9,81 m/s 2 ;

pags- carga específica sobre el área barrida por el rotor principal,

pags =3,14.

Valor de carga específico pags para el área barrida por el tornillo se selecciona de acuerdo a las recomendaciones presentadas en el trabajo /1/: donde pags = 280

metro.

Aceptamos el radio del rotor principal igual a R = 7.9

Velocidad angular w, s -1 , la rotación del rotor principal está limitada por la velocidad circunferencial w R los extremos de las palas, que depende del peso de despegue del helicóptero y asciende a w R = 232 m/s

con -1 .

rpm

2.2 Densidades relativas del aire en techos estáticos y dinámicos

2.3 Cálculo de la velocidad económica cerca del suelo y en el techo dinámico

El área relativa de la placa dañina equivalente se determina:

Donde S Oh = 2.5

El valor de la velocidad económica cerca del suelo se calcula V h, kilómetros por hora:

,

donde I

Se calcula el valor de la velocidad económica sobre el techo dinámico V estruendo, kilómetros por hora:

,

donde I\u003d 1.09 ... 1.10 - coeficiente de inducción.

2.4 Los valores relativos de las velocidades máxima y económica de vuelo horizontal sobre el techo dinámico se calculan:

,

donde Vmax=250 km/h y V estruendo\u003d 182.298 km / h - velocidad de vuelo;

w R=232 m/s - velocidad periférica de las palas.

2.5 Cálculo de las relaciones permisibles del coeficiente de empuje al llenado del rotor principal para velocidad máxima cerca del suelo y para velocidad económica en un techo dinámico:

2.6 Coeficientes de empuje del rotor principal cerca del suelo y en el techo dinámico:

,

,

,

.

2.7 Cálculo del llenado del rotor principal:

Llenado de rotores s calculado para casos de vuelo a velocidades máximas y económicas:

;

.

Como valor de llenado estimado s rotor, el mayor valor se toma de s Vmax y s V estruendo :

Aceptar

longitud de cuerda B y elongación yo palas del rotor será igual a:

Donde z l es el número de palas del rotor (z l \u003d 3)

metro,

.

2.8 Aumento relativo del empuje del rotor principal para compensar la resistencia aerodinámica del fuselaje y la cola horizontal:

,

donde S f es el área de la proyección horizontal del fuselaje;

S th - el área de la cola horizontal.

S th \u003d 1,5 m 2.

3. Cálculo de la potencia del sistema de propulsión del helicóptero.

3.1 Cálculo de la potencia al flotar sobre un techo estático:

La potencia específica requerida para impulsar el rotor principal en modo estacionario en un techo estadístico se calcula mediante la fórmula:

,

donde NH S t- potencia requerida, W;

metro 0 - peso de despegue, kg;

gramo- aceleración de caída libre, m/s 2 ;

pags- carga específica sobre el área barrida por el rotor principal, N/m 2 ;

D S t- densidad relativa del aire a la altura del techo estático;

h 0 - eficiencia relativa rotor principal en modo flotante ( h 0 =0.75);

El aumento relativo en el empuje del rotor principal para equilibrar la resistencia aerodinámica del fuselaje y la cola horizontal:

.

3.2 Cálculo de la potencia específica en vuelo nivelado a máxima velocidad

La potencia específica requerida para impulsar el rotor principal en vuelo nivelado a la velocidad máxima se calcula mediante la fórmula:

donde es la velocidad periférica de los extremos de las palas;

placa nociva equivalente relativa;

I Oh- coeficiente de inducción, determinado en función de la velocidad de vuelo según las siguientes fórmulas:

A km/h,

A km/h

3.3 Cálculo de la potencia específica en vuelo a techo dinámico con velocidad económica

La potencia específica para accionar el rotor principal en un techo dinámico es:

donde D estruendo- densidad relativa del aire en el techo dinámico,

V estruendo- velocidad económica del helicóptero en el techo dinámico,

3.4 Cálculo de la potencia específica en vuelo cerca del suelo a velocidad económica en caso de fallo de un motor durante el despegue

La potencia específica requerida para continuar el despegue a velocidad económica en caso de falla de un motor se calcula mediante la fórmula:

¿Dónde está la velocidad económica cerca del suelo?

3.5 Cálculo de potencias reducidas específicas para varios casos de vuelo

3.5.1 La potencia reducida específica en vuelo estacionario sobre un techo estático es:

,

donde está la característica específica del acelerador, que depende de la altura del techo estático H S t y se calcula con la fórmula:

,

X 0 - factor de utilización de potencia del sistema de propulsión en el modo de vuelo estacionario, cuyo valor depende del peso de despegue del helicóptero metro 0:

En metro 0 < 10 тонн

A las 10 25 toneladas

En metro 0 > 25 toneladas

3.5.2 La potencia reducida específica en vuelo nivelado a velocidad máxima es:

,

donde - factor de utilización de potencia a la máxima velocidad de vuelo,

Características del acelerador de los motores, dependiendo de la velocidad aerodinámica Vmax :

3.5.3 Potencia reducida específica en vuelo a techo dinámico a velocidad económica V estruendo es igual a:

,

Y - el grado de estrangulamiento de los motores, según la altura del techo dinámico H y velocidad de vuelo V estruendo de acuerdo con las siguientes características del acelerador:

.

3.5.4 La potencia reducida específica en vuelo cerca del suelo a velocidad económica con una falla de motor en el despegue es igual a:

,

donde es el factor de utilización de potencia a la velocidad de vuelo económica,

El grado de estrangulamiento del motor en modo de emergencia,

norte=2 - número de motores de helicóptero.

,

3.5.5 Cálculo de la potencia requerida del sistema de propulsión

Para calcular la potencia requerida del sistema de propulsión, se selecciona el valor máximo de la potencia reducida específica:

Potencia requerida norte sistema de propulsión del helicóptero será igual a:

,

donde metro 01 - peso de despegue del helicóptero,

gramo\u003d 9,81 m 2 / s - aceleración de caída libre.

3.6 Elección de motores

Aceptamos dos motores turboeje VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) con una potencia total de cada uno norte\u003d 1.405 10 6 W

El motor VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) está diseñado para instalarse en helicópteros de nueva generación, así como para reemplazar motores en helicópteros existentes para mejorar su rendimiento de vuelo. Fue creado sobre la base de un motor certificado en serie TV3-117VMA y se produce en la Empresa Unitaria del Estado Federal “Planta que lleva el nombre de V.Ya. Klímov".

4. Cálculo de la masa de combustible

Para calcular la masa de combustible que proporciona una determinada autonomía de vuelo, es necesario determinar la velocidad de crucero V kr. El cálculo de la velocidad de crucero se realiza por el método de aproximaciones sucesivas en la siguiente secuencia:

a) se toma el valor de la velocidad de crucero de primera aproximación:

b) se calcula el coeficiente de inducción I Oh :

A km/h

A km/h

c) se determina la potencia específica requerida para accionar el rotor principal en vuelo en modo crucero:

,

donde es el valor máximo de la potencia reducida específica del sistema de propulsión,

Coeficiente de cambio de potencia en función de la velocidad de vuelo V kr 1 , calculado por la fórmula:

.

d) La velocidad de crucero de la segunda aproximación se calcula:

.

e) La desviación relativa de las velocidades de la primera y segunda aproximación se determina:

.

Cuando se refina la velocidad de crucero de la primera aproximación V kr 1, se toma igual a la velocidad calculada de la segunda aproximación. Luego se repite el cálculo desde el punto b) y termina bajo la condición .

El consumo específico de combustible se calcula mediante la fórmula:

,

donde es el coeficiente de cambio en el consumo específico de combustible dependiendo del modo de operación de los motores,

Coeficiente de cambio en el consumo específico de combustible en función de la velocidad de vuelo,

Consumo específico de combustible en modo de despegue.

En el caso de vuelo en modo crucero, se acepta lo siguiente:

;

en kilovatios;

en kilovatios.

kg/wh,

La masa de combustible gastado en el vuelo. metro T será igual a:

donde es la potencia específica consumida a velocidad de crucero,

Velocidad de crucero,

L- Rango de vuelo.

5. Determinación de la masa de componentes y conjuntos del helicóptero.

5.1 La masa de las palas del rotor principal está determinada por la fórmula:

,

donde R- radio del rotor,

s- llenado del rotor principal,

5.2 La masa del cubo del rotor principal se calcula mediante la fórmula:

,

donde k mar- coeficiente de peso de bujes de diseños modernos,

k yo- coeficiente de influencia del número de álabes sobre la masa del aislador.

Puedes tener en cuenta:

kg/kN,

por lo tanto, como resultado de las transformaciones, obtenemos:

Para determinar la masa del cubo del rotor principal, es necesario calcular la fuerza centrífuga que actúa sobre las palas. norte CB(en kN):

,

kN,

5.3 La masa del sistema de control del impulsor, que incluye el plato cíclico, los impulsores hidráulicos y el sistema hidráulico de control del rotor principal, se calcula mediante la fórmula:

,

donde B- cuerda de la hoja,

k abucheo- factor de peso del sistema de control del booster, que puede tomarse igual a 13,2 kg/m 3 .

5.4 Masa del sistema de control manual:

,

donde k ru- coeficiente de peso del sistema de control manual, tomado para helicópteros de un solo rotor igual a 25 kg/m.

5.5 La masa de la caja de cambios principal depende del par en el eje del rotor principal y se calcula mediante la fórmula:

,

donde k educar- coeficiente de peso, cuyo valor medio es 0,0748 kg / (Nm) 0,8.

El par máximo en el eje del rotor principal se determina a través de la potencia reducida del sistema de propulsión norte y velocidad del tornillo w :

,

donde X 0 - factor de utilización de potencia del sistema de propulsión, cuyo valor se toma en función del peso de despegue del helicóptero metro 0:

En metro 0 < 10 тонн

A las 10 25 toneladas

En metro 0 > 25 toneladas

N∙m,

Masa de la caja de cambios principal:

5.6 Para determinar la masa de las unidades motrices del rotor de cola, se calcula su empuje T autocaravana :

donde METRO Nevada- par en el eje del rotor,

L autocaravana- la distancia entre los ejes de los tornillos principal y de cola.

La distancia entre los ejes de los tornillos principal y de cola es igual a la suma de sus radios y holgura D entre los extremos de sus hojas:

,

donde D- espacio tomado igual a 0.15 ... 0.2 m,

El radio del rotor de cola, que, dependiendo del peso de despegue del helicóptero, es:

en t,

en t.

H,

Energía norte autocaravana, gastado en la rotación del rotor de cola, se calcula mediante la fórmula:

,

donde h 0 - eficiencia relativa del rotor de cola, que puede tomarse igual a 0.6 ... 0.65.

W,

Esfuerzo de torsión METRO autocaravana transmitido por el eje de dirección es igual a:

N∙m,

donde es la frecuencia de rotación del eje de dirección,

s-1,

Par transmitido por el eje de transmisión, N∙m, a una velocidad de rotación norte v = 3000 rpm:

N∙m,

Peso metro v eje de transmisión:

,

donde k v- factor de ponderación para el eje de transmisión, que es igual a 0,0318 kg / (Nm) 0,67.

Peso metro etc. marcha intermedia es igual a:

donde k etc.- factor de ponderación para la caja de cambios intermedia, igual a 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Peso del engranaje de cola que hace girar el rotor de cola:

,

donde k XP- factor de ponderación para el tren de cola, cuyo valor es 0,105 kg/(Nm) 0,8

5.7 La masa y dimensiones principales del rotor de cola se calculan en función de su empuje T autocaravana .

Coeficiente de empuje C autocaravana rotor de cola es igual a:

,

Llenado de las palas del rotor de cola s autocaravana calculado de la misma manera que para el rotor principal:

donde es el valor permisible de la relación del coeficiente de empuje al llenado del rotor de cola.

longitud de cuerda B autocaravana y elongación yo autocaravana palas del rotor de cola se calcula mediante las fórmulas:

,

,

donde z autocaravana- número de palas del rotor de cola.

Peso de las palas del rotor de cola metro LR

,

kg

El valor de la fuerza centrífuga. norte cbr actuando sobre las palas del rotor de cola y percibido por las bisagras del buje,

Peso del buje del rotor de cola metro martes calculado utilizando la misma fórmula que para el rotor principal:

donde norte CB- fuerza centrífuga que actúa sobre la pala,

k mar- coeficiente de peso para el manguito, tomado igual a 0,0527 kg/kN 1,35

kz- factor de ponderación en función del número de palas y calculado mediante la fórmula:

5.8 Cálculo de la masa del sistema de propulsión del helicóptero

Gravedad específica del sistema de propulsión del helicóptero gramo dv calculado por la fórmula empírica:

,

donde norte- potencia del sistema de propulsión.

La masa del sistema de propulsión será igual a:

5.9 Cálculo de la masa del fuselaje y equipamiento del helicóptero

La masa del fuselaje del helicóptero se calcula mediante la fórmula:

,

donde S ohm- el área de la superficie lavada del fuselaje, que está determinada por la fórmula:

metro 0 - peso de despegue de la primera aproximación,

k F- coeficiente igual a 1,7.

Peso del sistema de combustible:

,

donde metro T- la masa de combustible gastado en el vuelo,

k t- factor de ponderación tomado para el sistema de combustible igual a 0,09.

La masa del tren de aterrizaje del helicóptero es:

donde k w- factor de ponderación en función del diseño del chasis:

Para el tren de aterrizaje no retráctil,

Para tren de aterrizaje retráctil.

La masa del equipo eléctrico del helicóptero se calcula mediante la fórmula:

,

donde L autocaravana- la distancia entre los ejes de los tornillos principal y de cola,

z yo- el número de palas del rotor,

R- radio del rotor,

yo yo- alargamiento relativo de las palas del rotor principal,

k etc. y k Email- coeficientes de peso para cables eléctricos y otros equipos eléctricos, cuyos valores son iguales a:

Masa de otros equipos de helicópteros:

donde k etc.- coeficiente de peso, cuyo valor es igual a 2.

5.10 Cálculo de la masa de despegue del helicóptero de segunda aproximación

La masa de un helicóptero vacío es igual a la suma de las masas de las unidades principales:

Peso al despegue del helicóptero de la segunda aproximación metro 02 será igual a la suma:

donde metro T- masa de combustible,

metro gramo- masa de la carga útil,

metro equivalente- masa de la tripulación.

6. Descripción del diseño del helicóptero.

El helicóptero diseñado se fabrica de acuerdo con un esquema de un solo rotor con un rotor de cola, dos motores de turbina de gas y esquís de dos cojinetes. El fuselaje del helicóptero de estructura de armazón consta de la parte delantera y central, la cola y las vigas finales. En la proa hay una cabina de tripulación de dos asientos, compuesta por dos pilotos. El acristalamiento de la cabina proporciona Buena reseña, las ampollas deslizantes derecha e izquierda están equipadas con mecanismos de liberación de emergencia. En la parte central hay una cabina de 6,8 x 2,05 x 1,7 m, y una puerta corredera central de 0,62 x 1,4 m con mecanismo de caída de emergencia. La cabina de carga está diseñada para el transporte de mercancías con un peso de hasta 2 toneladas y está equipada con asientos plegables para 12 pasajeros, así como nodos para sujetar 5 camillas. En la versión de pasajeros, en la cabina se colocan 12 asientos, instalados con un escalón de 0,5 my un paso de 0,25 m; y en la parte trasera hay una abertura para la puerta de entrada trasera, que consta de dos hojas.

El botalón de cola de construcción remachada de tipo viga-larguero con un revestimiento de trabajo está equipado con nodos para unir un estabilizador controlado y un soporte de cola.

Estabilizador de 2,2 m de tamaño y 1,5 m 2 de área con perfil NACA 0012 de diseño monolarguero, con juego de nervaduras y revestimiento de duraluminio y tela.

Doble apoyo, esquís, apoyo delantero autoorientable, dimensiones 500 x 185 mm, tipo apoyo principal perfilado con amortiguadores de dos cámaras líquido-gas, dimensiones 865 x 280 mm. El soporte de cola consta de dos puntales, un amortiguador y un talón de apoyo; pista de esquí 2m, base de esquí 3,5m.

Rotor principal con palas articuladas, amortiguadores hidráulicos y amortiguadores pendulares de vibraciones, montados con una inclinación hacia delante de 4° 30". Las palas son de planta rectangular con cuerda de 0,67 m y perfiles NACA 230 y giro geométrico del 5%, la punta la velocidad de las palas es de 200 m/s, las palas están equipadas con un sistema de alarma visual de daño de larguero y un dispositivo electrotérmico antihielo.

El rotor de cola de 1,44m de diámetro es tripala, empujador, con camisa tipo cardán y palas en planta rectangulares totalmente metálicas, con cuerda de 0,51m y perfil NACA 230M.

La planta de energía consta de dos motores de turbina de gas de turboeje con una turbina libre VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) del St. V.Ya.Klimov con una potencia total de cada N = 1405 W, instalado en la parte superior del fuselaje y cerrado por un capó común con puertas que se abren. El motor tiene un compresor axial de nueve etapas, una cámara de combustión de tipo anular y una turbina de dos etapas.Los motores están equipados con dispositivos de protección contra el polvo.

La transmisión consta de las cajas de cambios principal, intermedia y de cola, ejes de freno, rotor principal. La caja de cambios principal VR-8A es de tres etapas, proporciona transmisión de potencia desde los motores al rotor principal, rotor de cola y ventilador para refrigeración, enfriadores de aceite del motor y la caja de cambios principal; la capacidad total del sistema de aceite es de 60 kg.

El control está duplicado, con cableado rígido y por cable y servomotores hidráulicos accionados desde los sistemas hidráulicos principal y de respaldo. El piloto automático de cuatro canales AP-34B asegura la estabilización del helicóptero en vuelo en términos de balanceo, rumbo, cabeceo y altitud. Principal sistema hidráulico proporciona energía a todas las unidades hidráulicas y respaldo, solo impulsores hidráulicos.

El sistema de calefacción y ventilación proporciona el suministro de aire caliente o frío a las cabinas de la tripulación y de los pasajeros, el sistema antihielo protege las palas del rotor principal y de cola, las ventanas delanteras de la cabina de la tripulación y las tomas de aire del motor contra la formación de hielo.

El equipo para vuelos por instrumentos en condiciones meteorológicas difíciles de día y de noche incluye dos horizontes artificiales, dos indicadores de velocidad NV, un sistema de rumbo combinado GMK-1A, una radio brújula automática y un radio altímetro RV-3.

El equipo de comunicación incluye estaciones de radio de comando VHF R-860 y R-828, estaciones de radio HF de comunicación R-842 y Karat, intercomunicador de aeronave SPU-7.

7. Cálculo del equilibrio del helicóptero

Tabla 1. Balance de Helicópteros Vacío

Los momentos estáticos se calculan M cx I y M su I con respecto a los ejes de coordenadas:

, .

Las coordenadas del centro de masa de todo el helicóptero se calculan mediante las fórmulas:

,

Tabla 2. Lista de centrado con carga máxima

Tabla 3. Lista de centrado con 5% de combustible remanente y carga comercial completa

Coordenadas del centro de masa del helicóptero vacío: x 0 =-0,003, y 0 =-1,4524;

Coordenadas del centro de masa con carga máxima: x 0 =0.0293; y 0 \u003d -2.0135;

Coordenadas del centro de masa con 5 % de combustible restante y carga útil completa: x 0 = -0,0678; 0 = -1,7709.

Conclusión

En este proyecto de curso se realizaron los cálculos del peso de despegue del helicóptero, la masa de sus componentes y ensambles, así como la disposición del helicóptero. Durante el proceso de layout se aclaró el alineamiento del helicóptero, cuyo cálculo es precedido por la elaboración de un informe de peso a partir de los cálculos de peso de las unidades y planta de energía, listas de equipos, equipos, carga, etc. El propósito del diseño es determinar la combinación óptima de los principales parámetros del helicóptero y sus sistemas que aseguren el cumplimiento de los requisitos especificados.

Introducción

El diseño de helicópteros es un proceso complejo que se desarrolla con el tiempo, dividido en etapas y etapas de diseño interrelacionadas. La aeronave creada debe cumplir con los requisitos técnicos y cumplir con las características técnicas y económicas especificadas en la especificación de diseño. Los términos de referencia contienen la descripción inicial del helicóptero y sus características de desempeño, que aseguran una alta eficiencia económica y competitividad de la máquina diseñada, a saber: capacidad de carga, velocidad de vuelo, alcance, techo estático y dinámico, recurso, durabilidad y costo.

Los términos de referencia se especifican en la etapa de investigación previa al proyecto, durante la cual se lleva a cabo una búsqueda de patentes, análisis de soluciones técnicas existentes, investigación y desarrollo. La tarea principal de la investigación previa al diseño es la búsqueda y verificación experimental de nuevos principios de funcionamiento del objeto diseñado y sus elementos.

En la etapa de diseño preliminar, se selecciona un esquema aerodinámico, se forma la apariencia del helicóptero y se realiza el cálculo de los parámetros principales para garantizar el logro del rendimiento de vuelo especificado. Estos parámetros incluyen: la masa del helicóptero, la potencia del sistema de propulsión, las dimensiones de los rotores principal y de cola, la masa de combustible, la masa de instrumentación y equipo especial. Los resultados de los cálculos se utilizan en el desarrollo del esquema de diseño del helicóptero y la preparación del balance para determinar la posición del centro de masa.

El diseño de unidades y componentes individuales del helicóptero, teniendo en cuenta las soluciones técnicas seleccionadas, se lleva a cabo en la etapa de desarrollo de un proyecto técnico. Al mismo tiempo, los parámetros de las unidades diseñadas deben satisfacer los valores correspondientes al proyecto de diseño. Algunos de los parámetros se pueden refinar para optimizar el diseño. Durante el diseño técnico, se realizan cálculos de resistencia aerodinámica y cinemática de unidades, así como la elección de materiales estructurales y esquemas de diseño.

En la etapa de diseño detallado, los planos de trabajo y ensamblaje del helicóptero, las especificaciones, las listas de empaque y otra documentación técnica se preparan de acuerdo con los estándares aceptados.

Este artículo presenta una metodología para el cálculo de los parámetros de un helicóptero en la etapa de diseño preliminar, que se utiliza para completar un proyecto de curso en la disciplina "Diseño de helicópteros".

1. Cálculo del peso de despegue de un helicóptero de primera aproximación

donde es la masa de carga útil, kg;

Peso de la tripulación, kg.

rango de vuelo

2. Cálculo de los parámetros del rotor principal de un helicóptero

2.1Radio R, m, el rotor principal de un helicóptero de un solo rotor se calcula mediante la fórmula:

donde está el peso de despegue del helicóptero, kg;

gramo- aceleración de caída libre igual a 9,81 m/s 2 ;

pags- carga específica sobre el área barrida por el rotor principal,

Valor de carga específico pags para el área barrida por el tornillo se selecciona de acuerdo a las recomendaciones presentadas en el trabajo /1/: donde pags= 280

Aceptamos el radio del rotor principal igual a R= 7.9

Velocidad angular w, s -1 , la rotación del rotor principal está limitada por la velocidad circunferencial wR los extremos de las palas, que depende del peso de despegue del helicóptero y asciende a wR= 232 m/s

2.2 Densidades relativas del aire en techos estáticos y dinámicos

2.3 Cálculo de la velocidad económica cerca del suelo y en el techo dinámico

El área relativa de la placa dañina equivalente se determina:

Donde SOh= 2.5

El valor de la velocidad económica cerca del suelo se calcula Vh, kilómetros por hora:

donde I

Se calcula el valor de la velocidad económica sobre el techo dinámico Vestruendo, kilómetros por hora:

donde I\u003d 1.09 ... 1.10 - coeficiente de inducción.

2.4 Los valores relativos de las velocidades máxima y económica de vuelo horizontal sobre el techo dinámico se calculan:

donde Vmax=250 km/h y Vestruendo\u003d 182.298 km / h - velocidad de vuelo;

wR=232 m/s - velocidad periférica de las palas.

2.5 Cálculo de las relaciones permisibles del coeficiente de empuje al llenado del rotor principal para la velocidad máxima cerca del suelo y para la velocidad económica en el techo dinámico:

2.6 Coeficientes de empuje del rotor principal cerca del suelo y en el techo dinámico:

2.7 Cálculo del llenado del rotor principal:

Llenado de rotores s calculado para casos de vuelo a velocidades máximas y económicas:

Como valor de llenado estimado s rotor, el mayor valor se toma de sVmax y sVestruendo:

Aceptar

longitud de cuerda B y elongación yo palas del rotor será igual a:

Donde z l es el número de palas del rotor (z l \u003d 3)

2.8 Aumento relativo del empuje del rotor principal para compensar la resistencia aerodinámica del fuselaje y la cola horizontal:

donde S f es el área de la proyección horizontal del fuselaje;

S th - el área de la cola horizontal.

S th \u003d 1,5 m 2.

3. Cálculo de la potencia del sistema de propulsión del helicóptero.

3.1 Cálculo de la potencia al flotar sobre un techo estático:

La potencia específica requerida para impulsar el rotor principal en modo estacionario en un techo estadístico se calcula mediante la fórmula:

donde NHS t- potencia requerida, W;

metro 0 - peso de despegue, kg;

gramo- aceleración de caída libre, m/s 2 ;

pags-carga específica sobre el área barrida por el rotor principal, N/m 2 ;

D S t- densidad relativa del aire a la altura del techo estático;

h 0 - eficiencia relativa. rotor principal en modo flotante ( h 0 =0.75);

Aumento relativo del empuje del rotor principal para equilibrar la resistencia aerodinámica del fuselaje y la cola horizontal:

3.2 Cálculo de la potencia específica en vuelo nivelado a máxima velocidad

La potencia específica requerida para impulsar el rotor principal en vuelo nivelado a la velocidad máxima se calcula mediante la fórmula:

donde es la velocidad periférica de los extremos de las palas;

placa nociva equivalente relativa;

IOh- coeficiente de inducción, determinado en función de la velocidad de vuelo según las siguientes fórmulas:

A km/h,

A km/h

3.3 Cálculo de la potencia específica en vuelo a techo dinámico con velocidad económica

La potencia específica para accionar el rotor principal en un techo dinámico es:

donde D estruendo- densidad relativa del aire en el techo dinámico,

Vestruendo- velocidad económica del helicóptero en el techo dinámico,

3.4 Cálculo de la potencia específica en vuelo cerca del suelo a velocidad económica en caso de fallo de un motor durante el despegue

La potencia específica requerida para continuar el despegue a velocidad económica en caso de falla de un motor se calcula mediante la fórmula:

¿Dónde está la velocidad económica cerca del suelo?

3.5 Cálculo de potencias reducidas específicas para varios casos de vuelo

3.5.1 La potencia reducida específica en vuelo estacionario sobre un techo estático es:

donde está la característica específica del acelerador, que depende de la altura del techo estático HS t y se calcula con la fórmula:

X 0 - factor de utilización de potencia del sistema de propulsión en el modo de vuelo estacionario, cuyo valor depende del peso de despegue del helicóptero metro 0:

en metro 0

a las 10 25 toneladas

en metro 0 > 25 toneladas

3.5.2 La potencia reducida específica en vuelo nivelado a velocidad máxima es:

donde es el factor de utilización de potencia a la máxima velocidad de vuelo,

Características del acelerador de los motores, dependiendo de la velocidad aerodinámica Vmax :

3.5.3 Potencia reducida específica en vuelo a techo dinámico a velocidad económica Vestruendo es igual a:

donde es el factor de utilización de potencia a la velocidad de vuelo económica,

y - niveles de estrangulamiento del motor en función de la altura del techo dinámico H y velocidad de vuelo Vestruendo de acuerdo con las siguientes características del acelerador:

3.5.4 La potencia reducida específica en vuelo cerca del suelo a velocidad económica con una falla de motor en el despegue es igual a:

donde es el factor de utilización de potencia a la velocidad de vuelo económica,

El grado de estrangulamiento del motor en modo de emergencia,

norte=2 - número de motores de helicóptero.

3.5.5 Cálculo de la potencia requerida del sistema de propulsión

Para calcular la potencia requerida del sistema de propulsión, se selecciona el valor máximo de la potencia reducida específica:

Potencia requerida norte sistema de propulsión del helicóptero será igual a:

donde metro 01 - peso de despegue del helicóptero,

gramo\u003d 9,81 m 2 / s - aceleración de caída libre.

3.6 Elección de motores

Aceptamos dos motores turboeje VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) con una potencia total de cada uno norte\u003d 1.405 10 6 W

El motor VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) está diseñado para instalarse en helicópteros de nueva generación, así como para reemplazar motores en helicópteros existentes para mejorar su rendimiento de vuelo. Fue creado sobre la base de un motor TV3-117VMA certificado en serie y se produce en la "Planta de la Empresa Unitaria del Estado Federal que lleva el nombre de V.Ya.Klimov".

4. Cálculo de la masa de combustible

Para calcular la masa de combustible que proporciona una determinada autonomía de vuelo, es necesario determinar la velocidad de crucero Vkr.El cálculo de la velocidad de crucero se realiza por el método de aproximaciones sucesivas en la siguiente secuencia:

a) se toma el valor de la velocidad de crucero de primera aproximación:

b) se calcula el coeficiente de inducción IOh:

a km/h

a km/h

c) se determina la potencia específica requerida para accionar el rotor principal en vuelo en modo crucero:

donde es el valor máximo de la potencia reducida específica del sistema de propulsión,

Coeficiente de cambio de potencia en función de la velocidad de vuelo Vkr 1 , calculado por la fórmula:

d) La velocidad de crucero de la segunda aproximación se calcula:

e) La desviación relativa de las velocidades de la primera y segunda aproximación se determina:

La velocidad de crucero de la primera aproximación se está refinando Vkr 1, se toma igual a la velocidad calculada de la segunda aproximación. Luego se repite el cálculo desde el punto b) y finaliza con la condición.

El consumo específico de combustible se calcula mediante la fórmula:

donde es el coeficiente de cambio en el consumo específico de combustible dependiendo del modo de operación de los motores,

Coeficiente de cambio en el consumo específico de combustible en función de la velocidad de vuelo,

Consumo específico de combustible en modo de despegue.

En el caso de vuelo en modo crucero, se acepta lo siguiente:

kg/wh,

La masa de combustible gastado en el vuelo. metroT será igual a:

donde es la potencia específica consumida a velocidad de crucero,

Velocidad de crucero,

L- Rango de vuelo.

5. Determinación de la masa de componentes y conjuntos del helicóptero.

5.1 La masa de las palas del rotor principal está determinada por la fórmula:

donde R- radio del rotor

s- llenado del rotor principal,

5.2 La masa del cubo del rotor principal se calcula mediante la fórmula:

donde kmar- coeficiente de peso de bujes de diseños modernos,

kyo- coeficiente de influencia del número de álabes sobre la masa del aislador.

Puedes tener en cuenta:

por lo tanto, como resultado de las transformaciones, obtenemos:

Para determinar la masa del cubo del rotor principal, es necesario calcular la fuerza centrífuga que actúa sobre las palas. norteCB(en kN):

5.3 La masa del sistema de control del impulsor, que incluye el plato cíclico, los impulsores hidráulicos y el sistema hidráulico de control del rotor principal, se calcula mediante la fórmula:

donde B- cuerda de la hoja,

kabucheo- factor de peso del sistema de control del booster, que puede tomarse igual a 13,2 kg/m 3 .

5.4 Masa del sistema de control manual:

donde kru-coeficiente de peso del sistema de control manual, tomado para helicópteros de un solo rotor igual a 25 kg/m.

5.5 La masa de la caja de cambios principal depende del par en el eje del rotor principal y se calcula mediante la fórmula:

donde keducar- coeficiente de peso, cuyo valor medio es 0,0748 kg / (Nm) 0,8.

El par máximo en el eje del rotor principal se determina a través de la potencia reducida del sistema de propulsión norte y velocidad del tornillo w:

donde X 0 - factor de utilización de potencia del sistema de propulsión, cuyo valor se toma en función del peso de despegue del helicóptero metro 0:

en metro 0

a las 10 25 toneladas

en metro 0 > 25 toneladas

Masa de la caja de cambios principal:

5.6 Para determinar la masa de las unidades motrices del rotor de cola, se calcula su empuje Tautocaravana:

donde METRONevada- par en el eje del rotor,

Lautocaravana- la distancia entre los ejes de los tornillos principal y de cola.

La distancia entre los ejes de los tornillos principal y de cola es igual a la suma de sus radios y holgura D entre los extremos de sus hojas:

donde D- espacio tomado igual a 0.15 ... 0.2 m,

El radio del rotor de cola, que, dependiendo del peso de despegue del helicóptero, es:

Energía norteautocaravana, gastado en la rotación del rotor de cola, se calcula mediante la fórmula:

donde h 0 - eficiencia relativa del rotor de cola, que puede tomarse igual a 0.6 ... 0.65.

Esfuerzo de torsión METROautocaravana transmitido por el eje de dirección es igual a:

donde es la frecuencia de rotación del eje de dirección,

Par transmitido por el eje de transmisión, N∙m, a una velocidad de rotación nortev= 3000 rpm:

Peso metrov eje de transmisión:

donde kv- factor de ponderación para el eje de transmisión, que es igual a 0,0318 kg / (Nm) 0,67.

Peso metroetc. marcha intermedia es igual a:

donde ketc.- factor de peso para la caja de cambios intermedia, igual a 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Peso del engranaje de cola que hace girar el rotor de cola:

donde kXP- factor de ponderación para el tren de cola, cuyo valor es 0,105 kg/(Nm) 0,8

5.7 La masa y dimensiones principales del rotor de cola se calculan en función de su empuje Tautocaravana.

Coeficiente de empuje Cautocaravana rotor de cola es igual a:

Llenado de las palas del rotor de cola sautocaravana calculado de la misma manera que para el rotor principal:

donde es el valor permisible de la relación del coeficiente de empuje al llenado del rotor de cola.

longitud de cuerda Bautocaravana y elongación yoautocaravana palas del rotor de cola se calcula mediante las fórmulas:

donde zautocaravana- número de palas del rotor de cola.

Peso de las palas del rotor de cola metroLR

El valor de la fuerza centrífuga. nortecbr actuando sobre las palas del rotor de cola y percibido por las bisagras del buje,

Peso del buje del rotor de cola metromartes calculado utilizando la misma fórmula que para el rotor principal:

donde norteCB- fuerza centrífuga que actúa sobre la pala,

kmar- coeficiente de peso para el manguito, tomado igual a 0,0527 kg/kN 1,35

kz- coeficiente de peso en función del número de palas y calculado mediante la fórmula:

5.8 Cálculo de la masa del sistema de propulsión del helicóptero

Gravedad específica del sistema de propulsión del helicóptero gramodv calculado por la fórmula empírica:

donde norte- potencia del sistema de propulsión.

La masa del sistema de propulsión será igual a:

5.9 Cálculo de la masa del fuselaje y equipamiento del helicóptero

La masa del fuselaje del helicóptero se calcula mediante la fórmula:

donde Sohm- el área de la superficie lavada del fuselaje, que está determinada por la fórmula:

metro 0 - peso de despegue de la primera aproximación,

kF-coeficiente igual a 1,7.

Peso del sistema de combustible:

donde metroT- la masa de combustible utilizada para el vuelo,

kt- coeficiente de peso tomado para el sistema de combustible igual a 0,09.

La masa del tren de aterrizaje del helicóptero es:

donde kw-factor de ponderación en función del diseño del chasis:

Para tren de aterrizaje fijo,

Para tren de aterrizaje retráctil.

La masa del equipo eléctrico del helicóptero se calcula mediante la fórmula:

donde Lautocaravana- la distancia entre los ejes de los tornillos principal y de cola,

zyo- número de palas del rotor,

R- radio del rotor,

yoyo- alargamiento relativo de las palas del rotor principal,

ketc. y kEmail- coeficientes de peso para cables eléctricos y otros equipos eléctricos, cuyos valores son iguales a:

Masa de otros equipos de helicópteros:

donde ketc.-coeficiente de peso, cuyo valor es igual a 2.

5.10 Cálculo de la masa de despegue del helicóptero de segunda aproximación

La masa de un helicóptero vacío es igual a la suma de las masas de las unidades principales:

Peso al despegue del helicóptero de la segunda aproximación metro 02 será igual a la suma:

donde metroT- masa de combustible,

metrogramo- masa de la carga útil,

metroequivalente- masa de la tripulación.

6. Descripción del diseño del helicóptero.

El helicóptero diseñado se fabrica de acuerdo con un esquema de un solo rotor con un rotor de cola, dos motores de turbina de gas y esquís de dos cojinetes. El fuselaje del helicóptero de estructura de armazón consta de la parte delantera y central, la cola y las vigas finales. En la proa hay una cabina de tripulación de dos asientos, compuesta por dos pilotos. El acristalamiento de la cabina proporciona una buena visibilidad, las ampollas deslizantes derecha e izquierda están equipadas con mecanismos de liberación de emergencia. En la parte central hay una cabina de 6,8 x 2,05 x 1,7 m, y una puerta corredera central de 0,62 x 1,4 m con mecanismo de caída de emergencia. La cabina de carga está diseñada para el transporte de mercancías con un peso de hasta 2 toneladas y está equipada con asientos plegables para 12 pasajeros, así como nodos para sujetar 5 camillas. En la versión de pasajeros, hay 12 asientos en la cabina, instalados con un escalón de 0,5 my un paso de 0,25 m; y en la parte trasera hay una abertura para la puerta de entrada trasera, que consta de dos hojas.

El botalón de cola de construcción remachada de tipo viga-larguero con un revestimiento de trabajo está equipado con nodos para unir un estabilizador controlado y un soporte de cola.

Estabilizador de 2,2 m de tamaño y 1,5 m 2 de área con perfil NACA 0012 de diseño monolarguero, con juego de nervaduras y revestimiento de duraluminio y tela.

Soporte doble, esquís, soporte delantero autoorientable, dimensiones 500 x 185 mm, tipo soporte principal perfilado con amortiguadores de dos cámaras líquido-gas, dimensiones 865 x 280 mm. El soporte de cola consta de dos puntales, un amortiguador y un talón de apoyo; pista de esquí 2m, base de esquí 3,5m.

Rotor principal con palas articuladas, amortiguadores hidráulicos y amortiguadores pendulares de vibraciones, montados con una inclinación hacia delante de 4° 30". Las palas son de planta rectangular con cuerda de 0,67 m y perfiles NACA 230 y giro geométrico del 5%, la punta la velocidad de las palas es de 200 m/s, las palas están equipadas con un sistema de alarma visual de daño de larguero y un dispositivo electrotérmico antihielo.

El rotor de cola de 1,44m de diámetro es tripala, empujador, con camisa tipo cardán y palas en planta rectangulares totalmente metálicas, con cuerda de 0,51m y perfil NACA 230M.

La planta de energía consta de dos motores de turbina de gas de turboeje con una turbina libre VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) del St. V.Ya.Klimov con una potencia total de cada N = 1405 W, instalado en la parte superior del fuselaje y cerrado por un capó común con puertas que se abren. El motor tiene un compresor axial de nueve etapas, una cámara de combustión de tipo anular y una turbina de dos etapas.Los motores están equipados con dispositivos de protección contra el polvo.

La transmisión consta de las cajas de cambios principal, intermedia y de cola, ejes de freno, rotor principal. La caja de cambios principal VR-8A es de tres etapas, proporciona transmisión de potencia desde los motores al rotor principal, rotor de cola y ventilador para refrigeración, enfriadores de aceite del motor y la caja de cambios principal; la capacidad total del sistema de aceite es de 60 kg.

El control está duplicado, con cableado rígido y por cable y servomotores hidráulicos accionados desde los sistemas hidráulicos principal y de respaldo. El piloto automático de cuatro canales AP-34B asegura la estabilización del helicóptero en vuelo en términos de balanceo, rumbo, cabeceo y altitud. El sistema hidráulico principal proporciona energía a todas las unidades hidráulicas y el de respaldo, solo a los impulsores hidráulicos.

El sistema de calefacción y ventilación proporciona el suministro de aire caliente o frío a las cabinas de la tripulación y de los pasajeros, el sistema antihielo protege las palas del rotor principal y de cola, las ventanas delanteras de la cabina de la tripulación y las tomas de aire del motor contra la formación de hielo.

El equipo para vuelos por instrumentos en condiciones meteorológicas difíciles de día y de noche incluye dos horizontes artificiales, dos indicadores de velocidad NV, un sistema de rumbo combinado GMK-1A, una radio brújula automática y un radio altímetro RV-3.

El equipo de comunicación incluye estaciones de radio de comando VHF R-860 y R-828, estaciones de radio HF de comunicación R-842 y Karat, intercomunicador de aeronave SPU-7.

7. Cálculo del equilibrio del helicóptero

Tabla 1. Lista de equilibrio de un helicóptero vacío

Los momentos estáticos se calculan M cxI y M suI con respecto a los ejes de coordenadas:

Las coordenadas del centro de masa de todo el helicóptero se calculan mediante las fórmulas:

Tabla 2. Lista de centrado con carga máxima

Tabla 3. Lista de centrado con 5% de combustible remanente y carga comercial completa

Coordenadas del centro de masa del helicóptero vacío: x 0 =-0,003, y 0 =-1,4524;

Las coordenadas del centro de masa con la carga máxima: x 0 \u003d 0.0293 y 0 \u003d -2.0135;

Coordenadas del centro de masa con 5% de combustible restante y carga comercial completa: x 0 \u003d -0.0678; y 0 = -1,7709.

Conclusión

En este proyecto de curso se realizaron los cálculos del peso de despegue del helicóptero, la masa de sus componentes y ensambles, así como la disposición del helicóptero. Durante el proceso de diseño se aclaró la alineación del helicóptero, cuyo cálculo es precedido por la elaboración de un informe de peso basado en los cálculos de peso de las unidades y la planta de potencia, listas de equipos, equipos, carga, etc. El objetivo del diseño es determinar la combinación óptima de los principales parámetros del helicóptero y sus sistemas que aseguren el cumplimiento de los requisitos especificados.

Al cálculo de las características de vuelo del helicóptero en la etapa de diseño.

En sus publicaciones en 1999-2000. revista "AON" ha planteado en repetidas ocasiones la cuestión de la oportunidad de desarrollo y producción de helicópteros en Ucrania clase diferente. Después de la conferencia científico-práctica "Perspectiva del helicóptero ucraniano polivalente del siglo XXI", organizada sobre la base de LLC "Aviaimpeks" en octubre de 1999, ha habido algunos avances en la resolución de este problema. Actualmente, se están implementando en Ucrania una serie de proyectos para el desarrollo y producción de helicópteros ligeros. Algunas muestras y modelos de los helicópteros diseñados se presentaron en las exhibiciones aéreas Aviamir-XXI en 1999 y 2000.

Nos impresionó particularmente una carta de V.N. base científica necesarios para el desarrollo de la industria de helicópteros en nuestro país. Esto debe hacerse porque las empresas especializadas en helicópteros, los institutos de investigación y las universidades estarían profundamente involucrados en la investigación teórica y experimental en las áreas de aerodinámica y cálculos de fuerza, dinámica de movimiento, sistemas de control, etc. en relación con un helicóptero, actualmente en Ucrania no hay ninguno. Al mismo tiempo, las empresas extranjeras prestan gran atención a la creación de centros de modelado y al desarrollo de modelos matemáticos efectivos, invirtiendo considerables fondos en esto.

En la etapa de diseño preliminar (diseño preliminar), cuando se establecen las soluciones básicas de diseño, se determinan los parámetros aerodinámicos y de peso del helicóptero, sus unidades y sistemas, es necesario encontrar el área de geometría y cinemática. parámetros de los rotores principal y de cola, bajo los cuales se cumple el rendimiento de vuelo especificado en los requisitos tácticos y técnicos características técnicas del futuro helicóptero. Al mismo tiempo, es necesario hacer un uso máximo de los datos estadísticos sobre análogos nacionales (soviéticos) y extranjeros, así como de métodos matemáticos y modelos de cálculo modernos.

En el proceso de diseño de helicópteros, siempre hay varias etapas intermedias que deben lograrse dentro de un marco de tiempo estrictamente definido a un costo determinado. La violación de las restricciones de calendario o presupuesto puede tener las consecuencias más graves tanto para el proyecto como para la organización de diseño. La Figura 1 muestra el aumento en el costo de realizar cambios en el diseño de la aeronave en varias etapas de su creación, lo que indica la importancia y responsabilidad de las decisiones tomadas en la etapa de diseño preliminar.

En este artículo, los autores proponen un método numérico para calcular las principales características de vuelo de un helicóptero, basado en el conocido enfoque del cálculo aerodinámico de un helicóptero utilizando el método de Mil-Yaroshenko. A diferencia del método gráfico-analítico de Mil-Yaroshenko, el enfoque propuesto permite resolver numéricamente el problema del cálculo aerodinámico de un diseño simplificado, que consta de un rotor principal y uno de cola, basado en las ecuaciones del impulso de Glauert-Locke. teoría.

1. Planteamiento del problema. Razones básicas

Consideramos un vuelo recto constante de un helicóptero con ángulos de inclinación de trayectoria pequeños. A una determinada velocidad del rotor principal (HB), consideramos que su empuje equilibra el peso del helicóptero. Es posible cambiar la proyección de la fuerza HB resultante en la dirección del movimiento del helicóptero solo cambiando el ángulo de ataque del rotor principal (Fig. 2). Para mantener el equilibrio de fuerzas a lo largo de la vertical, es necesario cambiar el ángulo del paso común HB y la potencia transmitida a la hélice.

Escribimos la ecuación de movimiento de un helicóptero en vuelo horizontal constante de la siguiente manera:

A las ecuaciones (1) agregamos una ecuación que expresa la igualdad de las potencias en el eje NV Nn y la planta de potencia del helicóptero Nsu

donde x es el factor de pérdida de potencia.

El ángulo entre la dirección de la resultante y la normal al vector velocidad se puede determinar a partir de la relación

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

Coeficiente de arrastre perjudicial del helicóptero, relacionado con el área de barrido HB;

Coeficiente

relleno HB;

Velocidad circunferencial del extremo de la pala HB.

El ángulo de inclinación de la fuerza HB resultante requerida para el vuelo horizontal se encuentra a partir de la primera ecuación del sistema (4)

El ángulo máximo de inclinación de la trayectoria con un ascenso constante se encuentra a partir de la relación:

donde es el valor del ángulo de inclinación de la resultante cuando se utiliza toda la potencia disponible de la planta de energía en un modo de vuelo dado.

La tarea del cálculo es determinar el ángulo de inclinación requerido de la resultante para cada modo de vuelo en estado estable del helicóptero. El modo de vuelo del helicóptero se establece por la altitud de vuelo H, el coeficiente del modo de hélice m o la velocidad de vuelo relativa. Las velocidades verticales de un ascenso constante se encuentran mediante la fórmula

Los valores de los coeficientes de fuerza longitudinal y torque NV incluidos en las fórmulas (3), (4) fueron determinados por las fórmulas de trabajos. Estas fórmulas son las siguientes:

Coeficiente de percolación

(8)

Ángulo de ataque HB

Factor de par HB

Coeficiente de fuerza longitudinal

Incluidos en las ecuaciones (10) y (11), los coeficientes de los primeros armónicos de los movimientos de los flaps de las palas se hallaron utilizando las fórmulas simplificadas (12) - (14).

El valor del coeficiente de pérdida final B HB incluido en las fórmulas (8) - (14) se determinó de acuerdo con las recomendaciones, y las características de masa inercial de la pala se pueden calcular utilizando fórmulas aproximadas.

Al calcular las características del rotor de cola (RV), se consideró que la condición de balanceo de trayectoria del helicóptero se cumple en todos los modos de vuelo:

A partir de esta condición, se encontró el valor requerido del coeficiente de empuje RV:

donde - el factor de llenado y la velocidad periférica del extremo de la hoja RV, respectivamente.

Luego, de acuerdo con las fórmulas (8) - (14), se calcularon las características aerodinámicas del RV.

De gran interés práctico son las características del descenso del helicóptero en el modo de autorrotación. En este caso, es importante conocer los valores requeridos de los ángulos de paso común j 0,7 HB en función de la velocidad de descenso para mantener constante la velocidad dada del HB.

El cálculo de las características de descenso del helicóptero en el modo de autorrotación HB se realiza en base a la calidad aerodinámica del helicóptero, (17).

t es el coeficiente de empuje NV en un modo de vuelo dado;

El coeficiente de fuerza propulsora HB en el modo de autorrotación.

El ángulo de descenso del helicóptero en el modo de autorrotación HB es igual a la calidad inversa del helicóptero.

Los componentes horizontal y vertical de la tasa de descenso del helicóptero se encuentran a partir de las relaciones

El método propuesto permite calcular las principales características de vuelo de un helicóptero en las etapas de diseño preliminar, cuando se selecciona el perfil de la pala, los parámetros geométricos, cinemáticos, de masa inercial de los rotores principal y de cola, las características de potencia Se conocen la planta y el peso de vuelo del helicóptero.

El cálculo se realiza para diferentes alturas en el rango de valores de vuelo del coeficiente del modo de operación cuando los ángulos del paso común de las palas cambian de j 0.7 = 2° a 20° con un paso de 2°.

2. Justificación de la fiabilidad de los resultados obtenidos

La justificación de la fiabilidad de los resultados obtenidos por el método propuesto se llevó a cabo sobre la base de la resolución de problemas de prueba para determinar las características de vuelo de los helicópteros conocidos.

En la fig. La figura 3 muestra las dependencias de la altitud de las velocidades de vuelo características de los helicópteros Mi-4 y Mi-34. Los resultados del cálculo se comparan con los datos de trabajo. Para el helicóptero Mi-4, el cálculo se realizó para el peso de vuelo m=7200 kg y la velocidad periférica de la punta de la pala wR=196 m/s, el helicóptero Mi-34 se calculó en la versión acrobática con m=1020 kg y wR=206 m/s.

En la Fig. 4.

En las gráficas de la Fig. La figura 5 muestra las dependencias de la velocidad vertical y el ángulo de descenso del helicóptero Mi-4 en el modo de autorrotación HB para una altura de H=0 km.

El volumen limitado del artículo no nos permite proporcionar todo el material calculado para estos helicópteros.

Los estudios metodológicos han demostrado que el método propuesto permite analizar con suficiente precisión la influencia de numerosos parámetros que determinan el modo de vuelo del helicóptero sobre sus características de vuelo. Dentro del cambio del coeficiente m del modo de operación de 0.08 a 0.3, cuando los ángulos de ataque de las secciones de las palas a lo largo del disco HB no exceden el máximo permisible, las suposiciones hechas en la teoría sobre la linealidad de la dependencia Cy(a) y Схрср=const son válidos, este método proporciona cálculos de error que no superan el 8-10%. Para helicópteros ligeros, esto corresponde a una carga de área de barrido G/F de hasta 25 kgf/m2 y velocidades máximas de vuelo de hasta 220-230 km/h.

3. Ejemplos de cálculo

El artículo presenta algunos resultados de los cálculos de las características de vuelo de los helicópteros Robinson R22 (m=620 kg, wR=217 m/s) y Hughes 269В/300 (m=930 kg, wR=202 m/s). De la obra se toman los parámetros geométricos y cinemáticos de los rotores principal y de cola, así como de los helicópteros en su conjunto.

El helicóptero R22 tiene un HB de dos palas con un diámetro de 7,67 m (sn=0,03) y un perfil de pala NACA-63015, la carga en el área de barrido es de 13,45 kgf/m2. Como planta de energía, se utiliza un motor de pistón Lycoming U-320-B2C con una potencia de despegue de N = 160 hp.

El helicóptero modelo 269/300 utiliza una hélice de tres palas con un diámetro de D = 8,18 m (sn = 0,04) y un perfil de pala NACA-0015, la carga en el área de barrido es de 17,7 kgf/m2. El motor de pistón Lycoming HIO-360D proporciona una potencia de despegue igual a 190 hp.

La Figura 6 muestra los rangos operativos de altitudes y velocidades de vuelo de nivel constante para los helicópteros R22 y Hughes 269/300. Las velocidades máximas sobre el terreno son 190 km/h para el Robinson R22 y 175 km/h para el Hughes 269/300. También muestra los valores de la velocidad económica Vek, que proporciona el modo de ascenso constante máximo.

Los valores requeridos del ángulo de cabeceo común del helicóptero HB durante el descenso en el modo de autorrotación cerca del suelo se muestran en la Fig.7. Con estos valores de jc se mantiene constante la velocidad de giro del HB.

5. Johnson W. Teoría del helicóptero. Libro 1. M.: Mir, 1983.

6. Braverman A.S. Calidad del helicóptero y eficiencia de propulsión. Linealización del cálculo aerodinámico // Sobre el cálculo de las características de vuelo del helicóptero. Actas de la TsAGI les. profe. NE Zhukovsky, edición 2448, 1989.

7. Datos estadísticos de helicópteros extranjeros / Revisiones No. 678. TsAGI im. profe. NE Zhukovsky, M.: ONTI TsAGI, 1988.

8. Araslanov S. A. ¿Qué helicópteros necesita Ucrania? // Aviación General, No. 10, 1999.

Introducción

El diseño de helicópteros es un proceso complejo que se desarrolla con el tiempo, dividido en etapas y etapas de diseño interrelacionadas. La aeronave creada debe cumplir con los requisitos técnicos y cumplir con las características técnicas y económicas especificadas en la especificación de diseño. Los términos de referencia contienen la descripción inicial del helicóptero y sus características de desempeño, que aseguran una alta eficiencia económica y competitividad de la máquina diseñada, a saber: capacidad de carga, velocidad de vuelo, alcance, techo estático y dinámico, recurso, durabilidad y costo.

Los términos de referencia se especifican en la etapa de investigación previa al proyecto, durante la cual se lleva a cabo una búsqueda de patentes, análisis de soluciones técnicas existentes, investigación y desarrollo. La tarea principal de la investigación previa al diseño es la búsqueda y verificación experimental de nuevos principios de funcionamiento del objeto diseñado y sus elementos.

En la etapa de diseño preliminar, se selecciona un esquema aerodinámico, se forma la apariencia del helicóptero y se realiza el cálculo de los parámetros principales para garantizar el logro del rendimiento de vuelo especificado. Estos parámetros incluyen: la masa del helicóptero, la potencia del sistema de propulsión, las dimensiones de los rotores principal y de cola, la masa de combustible, la masa de instrumentación y equipo especial. Los resultados de los cálculos se utilizan en el desarrollo del esquema de diseño del helicóptero y la preparación del balance para determinar la posición del centro de masa.

El diseño de unidades y componentes individuales del helicóptero, teniendo en cuenta las soluciones técnicas seleccionadas, se lleva a cabo en la etapa de desarrollo de un proyecto técnico. Al mismo tiempo, los parámetros de las unidades diseñadas deben satisfacer los valores correspondientes al proyecto de diseño. Algunos de los parámetros se pueden refinar para optimizar el diseño. Durante el diseño técnico, se realizan cálculos de resistencia aerodinámica y cinemática de unidades, así como la elección de materiales estructurales y esquemas estructurales.

En la etapa de diseño detallado, los planos de trabajo y ensamblaje del helicóptero, las especificaciones, las listas de empaque y otra documentación técnica se preparan de acuerdo con los estándares aceptados.

Este artículo presenta una metodología para el cálculo de los parámetros de un helicóptero en la etapa de diseño preliminar, que se utiliza para completar un proyecto de curso en la disciplina "Diseño de helicópteros".

1. Cálculo del peso de despegue de un helicóptero de primera aproximación

donde es la masa de carga útil, kg;

Peso de la tripulación, kg.

rango de vuelo

kg.

2. Cálculo de los parámetros del rotor principal de un helicóptero

2.1 Radio R, m, rotor principal de helicóptero de un solo rotorcalculado por la fórmula:

,

donde está el peso de despegue del helicóptero, kg;

gramo- aceleración de caída libre igual a 9,81 m/s 2 ;

pags - carga específica sobre el área barrida por el rotor principal,

 =3,14.

Valor de carga específicopagspara el área barrida por el tornillo se selecciona de acuerdo a las recomendaciones presentadas en el trabajo /1/: dondepags= 280

metro.

Aceptamos el radio del rotor principal igual aR= 7.9

Velocidad angular , Con -1 , la rotación del rotor principal está limitada por la velocidad periférica Rlos extremos de las palas, que depende del peso de despegue del helicóptero y asciende a R= 232 m/s

Con -1 .

rpm

2.2 Densidades relativas del aire en techos estáticos y dinámicos

2.3 Cálculo de la velocidad económica cerca del suelo y en el techo dinámico

El área relativa de la placa dañina equivalente se determina:

DondeS Oh = 2.5

El valor de la velocidad económica cerca del suelo se calcula V h , kilómetros por hora:

dondeI = 1,09…1,10 - coeficiente de inducción.

kilómetros por hora

Se calcula el valor de la velocidad económica sobre el techo dinámico V estruendo , kilómetros por hora:

,

dondeI = 1,09…1,10 - coeficiente de inducción.

kilómetros por hora

2.4 Se calculan los valores relativos del máximo y económico sobre el techo dinámico velocidades de vuelo horizontales:

,

,

dondeV máximo =250 km/h yV estruendo \u003d 182.298 km / h - velocidad de vuelo;

 R=232 m/s - velocidad periférica de las palas.

2.5 Cálculo de las relaciones admisibles del coeficiente de empuje al llenado del rotor principal para la velocidad máxima cerca del suelo y para la velocidad económica en el techo dinámico:

2.6 Coeficientes de empuje del rotor principal cerca del suelo y en el techo dinámico:

,

,

,

.

2.7 Cálculo del llenado del rotor principal:

Llenado de rotores  calculado para casos de vuelo a velocidades máximas y económicas:

;

.

Como valor de llenado estimado  rotor, el mayor valor se toma de  Vmax y  V estruendo :

Aceptar

longitud de cuerda B y elongación  palas del rotor será igual a:

, donde z yo - número de palas del rotor ( z yo =3)

metro,

.

2.8 Aumento relativo del empuje del rotor principalpara compensar la resistencia aerodinámica del fuselaje y la cola horizontal:

donde S F - área de la proyección horizontal del fuselaje;

S el - el área del plumaje horizontal.

S F = 10 metros 2 ;

S el = 1,5 metros 2 .

3. Cálculo de la potencia del sistema de propulsión del helicóptero.

3.1 Cálculo de la potencia al flotar sobre un techo estático:

La potencia específica requerida para impulsar el rotor principal en modo estacionario en un techo estadístico se calcula mediante la fórmula:

,

donde norte H S t - potencia requerida, W;

metro 0 - peso de despegue, kg;

gramo - aceleración de caída libre, m/s 2 ;

pags - carga específica sobre el área barrida por el rotor principal, N/m 2 ;

 S t - densidad relativa del aire a la altura del techo estático;

 0 - eficiencia relativa rotor principal en modo flotante (  0 =0.75);

El aumento relativo en el empuje del rotor principal para equilibrar la resistencia aerodinámica del fuselaje y la cola horizontal:

.

3.2 Cálculo de la potencia específica en vuelo nivelado a máxima velocidad

La potencia específica requerida para impulsar el rotor principal en vuelo nivelado a la velocidad máxima se calcula mediante la fórmula:

,

donde es la velocidad periférica de los extremos de las palas;

- placa dañina equivalente relativa;

I Oh - coeficiente de inducción, determinado en función de la velocidad de vuelo según las siguientes fórmulas:

, a km/h,

, a km/h.

3.3 Cálculo de la potencia específica en vuelo a techo dinámico con velocidad económica

La potencia específica para accionar el rotor principal en un techo dinámico es:

,

donde  estruendo - densidad relativa del aire en el techo dinámico,

V estruendo - velocidad económica del helicóptero en el techo dinámico,

3.4 Cálculo de la potencia específica en vuelo cerca del suelo a velocidad económica en caso de fallo de un motor durante el despegue

La potencia específica requerida para continuar el despegue a velocidad económica en caso de falla de un motor se calcula mediante la fórmula:

,

¿Dónde está la velocidad económica cerca del suelo?

3.5 Cálculo de potencias reducidas específicas para varios casos de vuelo

3.5.1 La potencia reducida específica al flotar sobre un techo estático es:

,

donde está la característica específica del acelerador, que depende de la altura del techo estático H S t y se calcula con la fórmula:

,

 0 - factor de utilización de potencia del sistema de propulsión en el modo de vuelo estacionario, cuyo valor depende del peso de despegue del helicópterometro 0 :

en metro 0 < 10 тонн

a las 10 25 toneladas

en metro 0 > 25 toneladas

,

,

3.5.2 La potencia reducida específica en vuelo nivelado a velocidad máxima es:

,

donde - factor de utilización de potencia a la máxima velocidad de vuelo,

- Características del acelerador de los motores, dependiendo de la velocidad de vuelo V máximo :

;

3.5.3 Potencia específica reducida en vuelo a techo dinámico con velocidad económica V estruendo es igual a:

,

y - niveles de estrangulamiento del motor en función de la altura del techo dinámico H y velocidad de vuelo V estruendo de acuerdo con las siguientes características del acelerador:

,

.

;

3.5.4 La potencia reducida específica en vuelo cerca del suelo con una velocidad económica en caso de falla de un motor en el despegue es igual a:

,

donde es el factor de utilización de potencia a la velocidad de vuelo económica,

- el grado de estrangulamiento del motor en modo de emergencia,

norte = 2 - el número de motores de helicóptero.

,

,

3.5.5 Cálculo de la potencia requerida del sistema de propulsión.

Para calcular la potencia requerida del sistema de propulsión, se selecciona el valor máximo de la potencia reducida específica:

.

Potencia requerida norte sistema de propulsión del helicóptero será igual a:

,

donde metro 01 - peso de despegue del helicóptero,

gramo = 9,81 metros 2 /s - aceleración de caída libre.

W,

3.6 Elección de motores

Aceptar dos motores turboejeVK-2500 (TV3-117VMA-SB3) potencia total de cada norte =1,405∙10 6 mar

MotorVK-2500 (TV3-117VMA-SB3) diseñado para su instalación en helicópteros de nueva generación, así como para la sustitución de motores en helicópteros existentes para mejorar su rendimiento de vuelo. Fue creado sobre la base de un motor certificado en serie TV3-117VMA y se produce en la Empresa Unitaria del Estado Federal “Planta que lleva el nombre de V.Ya. Klímov".

4. Cálculo de la masa de combustible

Para calcular la masa de combustible que proporciona una determinada autonomía de vuelo, es necesario determinar la velocidad de cruceroV kr . El cálculo de la velocidad de crucero se realiza por el método de aproximaciones sucesivas en la siguiente secuencia:

a) se toma el valor de la velocidad de crucero de primera aproximación:

kilómetros por hora;

b) se calcula el coeficiente de inducción I Oh :

a km/h

a km/h

c) se determina la potencia específica requerida para accionar el rotor principal en vuelo en modo crucero:

,

donde es el valor máximo de la potencia reducida específica del sistema de propulsión,

- coeficiente de cambio de potencia dependiendo de la velocidad de vuelo V kr 1 , calculado por la fórmula:

.

d) La velocidad de crucero de la segunda aproximación se calcula:

.

e) La desviación relativa de las velocidades de la primera y segunda aproximación se determina:

.

Cuando se refina la velocidad de crucero de la primera aproximación V kr 1 , se toma igual a la velocidad calculada de la segunda aproximación . Luego se repite el cálculo desde el punto b) y termina bajo la condición .

El consumo específico de combustible se calcula mediante la fórmula:

,

donde es el coeficiente de cambio en el consumo específico de combustible dependiendo del modo de operación de los motores,

- coeficiente de cambio en el consumo específico de combustible dependiendo de la velocidad de vuelo,

- consumo específico de combustible en modo de despegue.

En el caso de vuelo en modo crucero, se acepta lo siguiente:

;

;

en kilovatios;

en kilovatios.

kg/wh,

La masa de combustible gastado en el vuelo. metro T será igual a:

donde es la potencia específica consumida a velocidad de crucero,

- Velocidad de crucero,

L - Rango de vuelo.

kg.

5. Determinación de la masa de componentes y conjuntos del helicóptero.

5.1 La masa de las palas del rotor principal está determinada por la fórmula:

,

donde R - radio del rotor,

 - llenado del rotor principal,

kg,

5.2 La masa del cubo del rotor principal se calcula mediante la fórmula:

,

donde k mar - coeficiente de peso de bujes de diseños modernos,

k yo - coeficiente de influencia del número de álabes sobre la masa del aislador.

Puedes tener en cuenta:

kg/kN,

,

por lo tanto, como resultado de las transformaciones, obtenemos:

Para determinar la masa del cubo del rotor principal, es necesario calcular la fuerza centrífuga que actúa sobre las palas.norte CB (en kN):

,

kN,

kg.

5.3 Masa del sistema de control de refuerzo, que incluye el plato cíclico, impulsores hidráulicos, el sistema de control hidráulico del rotor principal se calcula mediante la fórmula:

,

donde B - cuerda de la hoja,

k abucheo - coeficiente de peso del sistema de control de refuerzo, que puede tomarse igual a 13,2 kg/m 3 .

kg.

5.4 Peso del sistema de control manual:

,

donde k ru - coeficiente de peso del sistema de control manual, tomado para helicópteros de un solo rotor igual a 25 kg/m.

kg.

5.5 La masa de la caja de cambios principal depende del par en el eje del rotor principal y se calcula mediante la fórmula:

,

donde k educar - factor de ponderación, cuyo valor medio es de 0,0748 kg/(Nm) 0,8 .

El par máximo en el eje del rotor principal se determina a través de la potencia reducida del sistema de propulsiónnorte y velocidad del tornillo  :

,

donde  0 - factor de utilización de potencia del sistema de propulsión, cuyo valor se toma en función del peso de despegue del helicópterometro 0 :

en metro 0 < 10 тонн

a las 10 25 toneladas

en metro 0 > 25 toneladas

N∙m,

Masa de la caja de cambios principal:

kg.

5.6 Para determinar la masa de las unidades motrices del rotor de cola, se calcula su empuje T autocaravana :

,

donde METRO Nevada - par en el eje del rotor,

L autocaravana - la distancia entre los ejes de los tornillos principal y de cola.

La distancia entre los ejes de los tornillos principal y de cola es igual a la suma de sus radios y holgura  entre los extremos de sus hojas:

,

donde  - espacio tomado igual a 0.15 ... 0.2 m,

es el radio del rotor de cola que, dependiendo del peso de despegue del helicóptero, es:

en t,

en t,

en t.

metro,

metro,

H,

Energía norte autocaravana , gastado en la rotación del rotor de cola, se calcula mediante la fórmula:

,

donde  0 - eficiencia relativa del rotor de cola, que puede tomarse igual a 0,6 ... 0,65.

W,

Esfuerzo de torsión METRO autocaravana transmitido por el eje de dirección es igual a:

N∙m,

donde es la frecuencia de rotación del eje de dirección,

Con -1 ,

Par transmitido por el eje de transmisión, N∙m, a una velocidad de rotación norte v = 3000rpm es igual a:

N∙m,

N∙m,

Peso metro v eje de transmisión:

,

donde k v - factor de ponderación para el eje de transmisión, que es igual a 0,0318 kg / (Nm) 0,67 . kg

El valor de la fuerza centrífuga. norte cbr actuando sobre las palas del rotor de cola y percibido por las bisagras del buje,

Peso del buje del rotor de cola metro martes calculado utilizando la misma fórmula que para el rotor principal:

,

donde norte CB - fuerza centrífuga que actúa sobre la pala,

k mar - factor de peso del casquillo, tomado igual a 0,0527 kg/kN 1,35

k z - factor de ponderación en función del número de palas y calculado mediante la fórmula: kg,

La masa del equipo eléctrico del helicóptero se calcula mediante la fórmula:

,

donde L autocaravana - la distancia entre los ejes de los tornillos principal y de cola,

z yo - el número de palas del rotor,

R - radio del rotor,

 yo - alargamiento relativo de las palas del rotor principal,

k etc. y k Email - coeficientes de peso para cables eléctricos y otros equipos eléctricos, cuyos valores son iguales a:

,

Cálculo y construcción de polares de aterrizaje 3.4 Pago y construcción... / S 0,15 10. Datos generales 10,1 Despegar peso aeronave kg m0 880 10 ...

Introducción

El diseño de helicópteros es un proceso complejo que se desarrolla con el tiempo, dividido en etapas y etapas de diseño interrelacionadas. La aeronave creada debe cumplir con los requisitos técnicos y cumplir con las características técnicas y económicas especificadas en la especificación de diseño. Los términos de referencia contienen la descripción inicial del helicóptero y sus características de desempeño, que aseguran una alta eficiencia económica y competitividad de la máquina diseñada, a saber: capacidad de carga, velocidad de vuelo, alcance, techo estático y dinámico, recurso, durabilidad y costo.

Los términos de referencia se especifican en la etapa de investigación previa al proyecto, durante la cual se lleva a cabo una búsqueda de patentes, análisis de soluciones técnicas existentes, investigación y desarrollo. La tarea principal de la investigación previa al diseño es la búsqueda y verificación experimental de nuevos principios de funcionamiento del objeto diseñado y sus elementos.

En la etapa de diseño preliminar, se selecciona un esquema aerodinámico, se forma la apariencia del helicóptero y se realiza el cálculo de los parámetros principales para garantizar el logro del rendimiento de vuelo especificado. Estos parámetros incluyen: la masa del helicóptero, la potencia del sistema de propulsión, las dimensiones de los rotores principal y de cola, la masa de combustible, la masa de instrumentación y equipo especial. Los resultados de los cálculos se utilizan en el desarrollo del esquema de diseño del helicóptero y la preparación del balance para determinar la posición del centro de masa.

El diseño de unidades y componentes individuales del helicóptero, teniendo en cuenta las soluciones técnicas seleccionadas, se lleva a cabo en la etapa de desarrollo de un proyecto técnico. Al mismo tiempo, los parámetros de las unidades diseñadas deben satisfacer los valores correspondientes al proyecto de diseño. Algunos de los parámetros se pueden refinar para optimizar el diseño. Durante el diseño técnico, se realizan cálculos de resistencia aerodinámica y cinemática de unidades, así como la elección de materiales estructurales y esquemas estructurales.

En la etapa de diseño detallado, los planos de trabajo y ensamblaje del helicóptero, las especificaciones, las listas de empaque y otra documentación técnica se preparan de acuerdo con los estándares aceptados.

Este artículo presenta una metodología para el cálculo de los parámetros de un helicóptero en la etapa de diseño preliminar, que se utiliza para completar un proyecto de curso en la disciplina "Diseño de helicópteros".

1. Cálculo del peso de despegue de un helicóptero de primera aproximación

donde es la masa de carga útil, kg;

Peso de la tripulación, kg.

rango de vuelo

kg.

2. Cálculo de los parámetros del rotor principal de un helicóptero

2.1 El radio R, m, del rotor principal de un helicóptero de un solo rotor se calcula mediante la fórmula:

,

donde está el peso de despegue del helicóptero, kg;

g - aceleración de caída libre, igual a 9,81 m / s 2;

p - carga específica en el área barrida por el rotor principal,

El valor de la carga específica p sobre el área barrida por la hélice se selecciona de acuerdo a las recomendaciones presentadas en el trabajo /1/: donde p=280

Tomamos el radio del rotor igual a R=7.9

La velocidad angular w, s -1 , de rotación del rotor principal está limitada por la velocidad circunferencial wR de los extremos de las palas, que depende de la masa de despegue del helicóptero y asciende a wR=232 m/s.

con -1 .

rpm

2.2 Densidades relativas del aire en techos estáticos y dinámicos

2.3 Cálculo de la velocidad económica cerca del suelo y en el techo dinámico

El área relativa de la placa dañina equivalente se determina:

Donde S e \u003d 2.5

El valor de la velocidad económica cerca del suelo V s, km/h se calcula:

,

El valor de la velocidad económica sobre el techo dinámico V dina, km/h se calcula:

,

donde I \u003d 1.09 ... 1.10 es el coeficiente de inducción.

2.4 Los valores relativos de las velocidades máxima y económica de vuelo horizontal sobre el techo dinámico se calculan:

,

donde V max \u003d 250 km / h y V dyn \u003d 182.298 km / h - velocidades de vuelo;

wR=232 m/s - velocidad periférica de las palas.

2.5 Cálculo de las relaciones admisibles del coeficiente de empuje al llenado del rotor principal para la velocidad máxima cerca del suelo y para la velocidad económica en el techo dinámico:

2.6 Coeficientes de empuje del rotor principal cerca del suelo y en el techo dinámico:

,

,

,

.

2.7 Cálculo del llenado del rotor principal:

El llenado del rotor principal s se calcula para los casos de vuelo a velocidades máximas y económicas:

;

.

Como valor de llenado calculado s del rotor principal, se toma el mayor valor de s Vmax y s V dyn:

Aceptar

La longitud de cuerda b y el alargamiento relativo l de las palas del rotor principal será igual a:

Donde z l es el número de palas del rotor (z l \u003d 3)

metro,

.

2.8 Aumento relativo del empuje del rotor principal para compensar la resistencia aerodinámica del fuselaje y la cola horizontal:

,

donde S f es el área de la proyección horizontal del fuselaje;

S th - el área de la cola horizontal.

S th \u003d 1,5 m 2.

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