ВВЕДЕНИЕ

Проектирование вертолета представляет собой сложный, развивающийся во времени процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные стадии и этапы. Создаваемый летательный аппарат должен удовлетворять техническим требованиям и соответствовать технико-экономическим характеристикам, указанным в техническом задании на проектирование. Техническое задание содержит исходное описание вертолета и его летно-технические характеристики, обеспечивающие высокую экономическую эффективность и конкурентоспособность, проектируемой машины, а именно: грузоподъемность, скорость полета, дальность, статический и динамический потолок, ресурс, долговечность и стоимость.

Техническое задание уточняется на стадии предпроектных исследований, в ходе которых выполняются патентный поиск, анализ существующих технических решений, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Основной задачей пред проектных исследований является поиск и экспериментальная проверка новых принципов функционирования проектируемого объекта и его элементов.

На стадии эскизного проектирования выбирается аэродинамическая схема, формируется облик вертолета и выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих достижение заданных летно-технических характеристик. К таким параметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топлива, масса приборного и специального оборудования. Результаты расчетов используются при разработке компоновочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомости для определения положения центра масс.

Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с учетом выбранных технических решений выполняется на стадии разработки технического проекта. При этом параметры спроектированных агрегатов должны удовлетворять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть параметров может быть уточнена с целью оптимизации конструкции. При техническом проектировании выполняется аэродинамические прочностные и кинематические расчеты узлов, выбор конструкционных материалов и конструктивных схем.

На стадии рабочего проекта выполняется оформление рабочих и сборочных чертежей вертолета, спецификаций, комплектовочных ведомостей и другой технической документации в соответствии с принятыми стандартами

В данной работе представлена методика расчета параметров вертолета на стадии эскизного проектирования, которая используется для выполнения курсового проекта по дисциплине "Проектирование вертолетов".

1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения

где - масса полезного груза, кг;

Масса экипажа, кг.

Дальность полета

2. Расчет параметров несущего винта вертолета

2.1 Радиус R , м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле:

где - взлетная масса вертолета, кг;

g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с 2;

p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,

=3,14.

Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям, представленным в работе /1/: где p = 280

Принимаем радиус несущего винта равным R = 7.9

Угловая скорость , с -1, вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости R концов лопастей, которая зависит от взлетной массы вертолета и составили R = 232 м/с.

С -1.

Об/мин.

2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках

2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке

Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки:

Где S э = 2.5

Рассчитывается значение экономической скорости у земли V з , км/час:

где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.

Км/час.

Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке V дин , км/час:

где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.

Км/час.

2.4 Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета:

где V max =250 км/час и V дин =182.298 км/час - скорости полета;

R =232 м/с - окружная скорость лопастей.

2.5 Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:

при

2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:

2.7 Расчет заполнения несущего винта:

Заполнение несущего винта рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:

В качестве расчетной величины заполнения несущего винта принимается наибольшее значение из Vmax и V дин :

Принимаем

Длина хорды b и относительное удлинение лопастей несущего винта будет равны:

Где zл -число лопастей несущего винта(zл =3)

2.8 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения:

где Sф -площадь горизонтальной проекции фюзеляжа;

S го -площадь горизонтального оперения.

S ф =10 м 2;

S го =1.5 м 2.

3. Расчет мощности двигательной установки вертолета.

3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке:

Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле:

где N H ст - потребная мощность, Вт;

m 0 - взлетная масса, кг;

g - ускорение свободного падения, м/с 2;

p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м 2;

ст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;

0 - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения ( 0 =0.75);

Относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения :

3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле:

где - окружная скорость концов лопастей;

Относительная эквивалентная вредная пластинка;

I э - коэффициент индукции, определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:

При км/ч,

При км/ч.

3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью

Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:

где дин - относительная плотность воздуха на динамическом потолке,

V дин - экономическая скорость вертолета на динамическом потолке,

3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете

Удельная мощность , необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле:

где - экономическая скорость у земли,

3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета

3.5.1 Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке равна:

где - удельная дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка H ст и рассчитывается по формуле:

0 - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения, значение которого зависит от взлетной массы вертолета m 0 :

При m 0 < 10 тонн

При 10 25 тонн

При m 0 > 25 тонн

3.5.2 Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости равна:

где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,

Дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета V max :

3.5.3 Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростью V дин равна:

где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,

и - степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета V дин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:

3.5.4 Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете равна:

где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,

Степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы,

n =2 - количество двигателей вертолета.

3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки

Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается максимальной значение удельной приведенной мощности:

Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:

где m 0 1 - взлетная масса вертолета,

g = 9.81 м 2/с - ускорение свободного падения.

Вт,

3.6 Выбор двигателей

Принимаем два турбовальных двигателя ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) общей мощность каждого N =1,405 10 6 Вт

Двигатель ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) предназначен для установки на вертолеты новых поколений, а также для замены двигателей на существующих вертолетах для повышения их летно-технических характеристик. Он создан на базе серийного сертифицированного двигателя ТВ3-117ВМА и производится на ФГУП «Завод имени В.Я. Климова».

4. Расчет массы топлива

Для расчета массы топлива, обеспечивающей заданную дальность полета, необходимо определить крейсерскую скорость V кр . Расчет крейсерской скорости выполняется методом последовательных приближений в следующей последовательности:

а) принимается значение крейсерской скорости первого приближения:

км/час;

б) рассчитывается коэффициент индукции I э :

При км/час

в) определяется удельная мощность , потребная для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме:

где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки,

Коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета V кр 1 , рассчитываемый по формуле:

г) Рассчитывается крейсерская скорость второго приближения:

д) Определяется относительное отклонение скоростей первого и второго приближения:

При производится уточнение крейсерской скорости первого приближения V кр 1 , она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения . Затем расчет повторяется с пункта б) и заканчивается при условии .

Удельный расход топлива рассчитывается по формуле:

где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей,

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета,

Удельный расход топлива на взлетном режиме.

В случае полета на крейсерском режиме принимается:

При кВт;

При кВт.

Кг/Вт час,

Масса топлива затрачиваемого на полет m т будет равна:

где - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости,

Крейсерская скорость,

L - дальность полета.

5. Определение массы узлов и агрегатов вертолета.

5.1 Масса лопастей несущего винта определяется по формуле :

где R - радиус несущего винта,

- заполнение несущего винта,

Кг,

5.2 Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле :

где k вт - весовой коэффициент втулок современных конструкций,

k л - коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.

В расчете можно принять:

Кг/кН,

следовательно, в результате преобразований мы получи:

Для определения массы втулки несущего винта необходимо рассчитать действующую на лопасти центробежную силу N цб (в кН):

КН,

кг.

5.3 Масса системы бустерного управления , в которую входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом рассчитывается по формуле:

где b - хорда лопасти,

k бу - весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м 3.

Кг.

5.4 Масса системы ручного управления :

где k ру - весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кг/м.

Кг.

5.5 Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле:

где k ред - весовой коэффициент, среднее значение которого равно 0,0748 кг/(Нм) 0,8.

Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N и частоту вращения винта :

где 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m 0 :

При m 0 < 10 тонн

При 10 25 тонн

При m 0 > 25 тонн

Н м,

Масса главного редуктора:

Кг.

5.6 Для определения массы узлов привода рулевого винта рассчитывается его тяга T рв :

где M нв - крутящий момент на валу несущего винта,

L рв - расстояние между осями несущего и рулевого винтов.

Расстояние между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора между концами их лопастей:

где - зазор, принимаемый равным 0,15…0,2 м,

Радиус рулевого винта, который в зависимости от взлетной массы вертолета составляет:

При т,

При т.

Мощность N рв , расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле:

где 0 - относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.

Вт,

Крутящий момент M рв , передаваемый рулевым валом, равен:

Н м,

где - частота вращения рулевого вала,

с -1,

Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, Н м, при частоте вращения n в = 3000 об/мин равен:

Н м,

Масса m в трансмиссионного вала:

где k в - весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм) 0,67.

Масса m пр промежуточного редуктора равна:

где k пр - весовой коэффициент для промежуточного редуктора, равный 0,137 кг/(Нм) 0,8.

Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:

где k хр - весовой коэффициент для хвостового редуктора, значение которого равно 0,105 кг/(Нм) 0,8

кг.

5.7 Масса и основные размеры рулевого винта рассчитываются в зависимости от его тяги T рв .

Коэффициент тяги C рв рулевого винта равен:

Заполнение лопастей рулевого винта рв рассчитывается так же, как для несущего винта:

где - допускаемое значение отношения коэффициента тяги к заполнению рулевого винта.

Длина хорды b рв и относительное удлинение рв лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам:

где z рв - число лопастей рулевого винта.

Масса лопастей рулевого винта m лр рассчитывается по эмпирической формуле:

Значение центробежной силы N цбр , действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки,

Масса втулки рулевого винта m втр рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:

где N цб - центробежная сила, действующая на лопасть,

k вт - весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН 1,35

k z - весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле:

5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета

Удельная масса двигательной установки вертолета дв рассчитывается по эмпирической формуле:

где N - мощность двигательной установки.

Масса двигательной установки будет равна:

кг.

5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета

Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле:

где S ом - площадь омываемой поверхности фюзеляжа, которая определяется по формукле:

М 2,

m 0 - взлетная масса первого приближения,

k ф - коэффициент, равный 1,7.

кг,

Масса топливной системы:

где m т - масса затрачиваемого на полет топлива,

k тс - весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09.

Кг,

Масса шасси вертолета равна:

где k ш - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси:

Для не убираемого шасси,

Для убираемого шасси.

кг,

Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле:

где L рв - расстояние между осями несущего и рулевого винтов,

z л - число лопастей несущего винта,

R - радиус несущего винта,

л - относительное удлинение лопастей несущего винта,

k пр и k эл - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования, значения которых равны:

кг,

Масса прочего оборудования вертолета:

где k пр - весовой коэффициент, значение которого равно 2.

кг.

5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения

Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:

Взлетная масса вертолета второго приближения m 02 будет равна сумме:

где m т - масса топлива,

m гр - масса полезного груза,

m эк - масса экипажа.

кг,

6. Описание компоновки вертолета

Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и двухопорными лыжами. Фюзеляж вертолета каркасной конструкции, состоит из носовой и центральной частей, хвостовой и концевой балок. В носовой части размещена двухместная кабина экипажа, состоящего их двух летчиков. Остекление кабины обеспечивает хороший обзор, правый и левый сдвижные блистеры снабжены механизмами аварийного сбрасывания. В центральной части размещена кабина размерами 6.8 х 2.05 х 1.7м, и центральной сдвижной дверью размерами 0.62 х 1.4м с механизмом аварийного сбрасывания. Грузовая кабина рассчитана на перевозку грузов массой до 2т и снабжена откидными сиденьями для 12 пассажиров, а также узлами для крепления 5 носилок. В пассажирском варианте в кабине размещены 12 кресел, установленных с шагом 0.5м и проходом 0.25м; а в задней части сделан проем под заднюю входную дверь, состоящую из двух створок.

Хвостовая балка клепаной конструкции балочно-стрингерного типа с работающей обшивкой, снабжена узлами для крепления управляемого стабилизатора и хвостовой опоры.

Стабилизатор размером 2.2м и площадью 1.5м 2 с профилем NACA 0012 однолонжеронной конструкции, с набором нервюр и дюралюминиевой и полотняной обшивкой.

Двухопорные, лыжи, передняя опора самоориентирующаяся, размерами 500 х 185мм, главные опоры форменного типа с жидкостно-газовыми двухкамерными амортизаторами размерами 865 х 280мм. Хвостовая опора состоит из двух подкосов, амортизатора и опорной пяты; колея лыж 2м, база лыжи 3.5м.

Несущий винт с шарнирным креплением лопастей, гидравлическими демпферами и маятниковыми гасителями колебаний, установлен с наклоном вперед 4° 30". Цельнометаллические лопасти состоят из прессованного лонжерона из алюминиевого сплава АВТ-1, упрочненного наклепом стальными шарнирами на вибростенде, хвостового отсека, стального наконечника и законцовки. Лопасти имеют прямоугольную форму в плане с хордой 0.67 м и профилями NACA 230 и геометрической круткой 5%, окружная скорость концов лопастей 200м/с, лопасти снабжены визуальной системой сигнализации о повреждении лонжерона и электротепловым противообледенительным устройством.

Рулевой винт диаметром 1,44м трехлопастный, толкающий, с втулкой карданного типа и цельнометаллическими лопастями прямоугольной формы в плане, с хордой 0.51м и профилем NACA 230M.

Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД со свободной турбиной ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3)Санкт-Петербургского НПО им. В.Я.Климова общей мощности каждого N=1405 Вт, установленных сверху фюзеляжа и закрытых общим капотом с открывающимися створками. Двигатель имеет девятиступенчатый осевой компрессор, камеру сгорания кольцевого типа и двухступенчатую турбину.Двигатели снабжены пылезащитными устройствами.

Трансмиссия состоит из главного, промежуточного и хвостового редукторов, валов тормоза, несущего винта. Главный редуктор ВР-8А трехступенчатый, обеспечивает передачу мощности от двигателей, к несущему винту, рулевому винту и вентилятору для охлаждения, маслорадиаторов двигателей и главного редуктора; общая емкость маслосистемы 60кг.

Управление дублированное, с жесткой и тросовой проводкой.и гидроусилителями, приводимыми от основной и дублирующей гидросистем. Четырехканальный автопилот АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте. Основная гидравлическая система обеспечивает питание всех гидроагрегатов, а дублирущая, - только гидроусилителей.

Система отопления и вентиляции обеспечивает подачу подогреваемого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров, противообледенительная система защищает от обледенения лопасти несущего и рулевого винтов, передние стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей.

Оборудование для полетов по приборам в сложных метеорологических условиях днем и ночью включает два авиагоризонта, два указателя частоты вращения НВ, комбинированную курсовую систему ГМК-1А, автоматический радиокомпас, радиовысотомер РВ-3.

Связное оборудование включает командные УКВ-радиостанции Р-860 и Р-828, связные КВ-радиостан-ции Р-842 и "Карат", самолетное переговорное устройство СПУ-7.

7. Расчет центровки вертолета

Таблица 1. Центровочная ведомость пустого вертолета

Наименование агрегата	Масса агрегата, m i , кг	Координата x i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М хi	Координата y i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М yi
1 Несущий винт
1.1 Лопасти
1.2 Втулка
2 Система управления
2.1 Система бустерного управления
2.2 Система ручного управления
3 Трансмиссия
3.1 Главный редуктор
3.2 Промежуточный редуктор
3.3 Хвостовой редуктор
3.4 Трансмиссионный вал
4 Рулевой винт
4.1 Лопасти
4.2 Втулка
5 Двигательная установка
6 Топливная система
7 Фюзеляж
7.1 Носовая часть (15 %)
7.2 Средняя часть (50 %)
7.3 Хвостовая часть (20 %)
7.4 Крепление редуктора (4 %)
7.5 Капоты (11 %)

8.1 Главное (82 %)
8.2 Переднее (16 %)
8.3 Хвостовая опора (2 %)
9 Электрооборудование
10 Оборудование
10.1 Приборы в кабине (25%)
10.2 Радиооборудование (27 %)
10.3 Гидрооборудование (20 %)
10.4 Пневмооборудование (6 %)

Рассчитываются статические моменты М сх i и М су i относительно координатных осей:

Координаты центра масс всего вертолета рассчитываются по формулам:

Таблица 2. Центровочная ведомость с максимальной нагрузкой

Таблица 3. Центровочная ведомость с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой

Координаты центра масс пустого вертолета: x0 =-0,003; y0 =-1,4524;

Координаты центра масс с максимальной нагрузкой : x0 =0,0293; y0 =-2,0135;

Координаты центра масс с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагру зкой: x 0 =-0,0678; y 0 = -1,7709.

Заключение

В данном курсовом проекте проведены расчеты взлетной массы вертолета, массы его узлов и агрегатов, а также компоновка вертолета. В процессе компоновки уточнили центровку вертолета, расчету которой предшествует составление весовой сводки на основе весовых расчетов агрегатов и силовой установки, ведомостей оборудования, снаряжения, грузов и т.д. Целью проектирования является определение оптимального сочетания основных параметров вертолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований.

Курсовая работа по проектированию

Легкий вертолет

1 Разработка тактико-технических требований. 2

2 Расчет параметров вертолета. 6

2.1 Расчет массы полезного груза. 6

2.2 Расчет параметров несущего винта вертолета. 6

2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках 8

2.4 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке. 8

2.5 Расчет относительных значении максимальной и экономической скоростей горизонтального полета на динамическом потолке. 10

2.6 Расчет допускаемых отношений коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке. 10

2.7 Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке 11

2.8 Расчет заполнения несущего винта. 12

2.9 Определение относительного увеличения тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения. 13

3 Расчет мощности двигательной установки вертолета. 13

3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке. 13

3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости. 14

3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью.. 15

3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете. 15

3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета 16

3.5.1 Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке 16

3.5.2 Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости. 16

3.5.3 Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью.. 17

3.5.4 Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя. 18

3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки. 19

3.6 Выбор двигателей. 19

4 Расчет массы топлива. 20

4.1 Расчет крейсерской скорости второго приближения. 20

4.2 Расчет удельного расхода топлива. 22

4.3 Расчет массы топлива. 23

5 Определение массы узлов и агрегатов вертолета. 24

5.1 Расчет массы лопастей несущего винта. 24

5.2 Расчет массы втулки несущего винта. 24

5.3 Расчет массы системы бустерного управления. 25

5.4 Расчет массы системы ручного управления. 25

5.5 Расчет массы главного редуктора. 26

5.6 Расчет массы узлов привода рулевого винта. 27

5.7 Расчет массы и основных размеров рулевого винта. 30

5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета. 32

5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета. 32

5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения. 35

6 Описание компоновки вертолета. 36

Список литературы.. 39

1 Разработка тактико-технических требований

Проектируемый объект - легкий вертолет одновинтовой схемы с максимальной взлетной массой 3500 кг. Подбираем 3 прототипа таким образом, чтобы их максимальная взлетная масса находилась в пределах 2800-4375 кг. Прототипами являются легкие вертолеты: Ми-2, Eurocopter EC 145, Ансат.

В таблице 1.1 приведены их тактико-технические характеристики, необходимые для расчета.

Таблица 1.1- Тактико-технические характеристики прототипов

Вертолет

Диаметр несущего винта, м

Длина фюзеляжа, м
Масса пустого, кг
Дальность полета, км
Статический потолок, м
Динамический потолок, м
Максимальная скорость, км/ч
Крейсерская скорость, км/ч
Масса топлива, кг
Силовая установка	2 ГТД Климов ГТД-350	2 ТВД Turbomeca	Whitney РW-207K
Мощность двигателей, кВт

На рисунках 1.1, 1.2 и 1.3 изображены схемы прототипов.

Рисунок 1.1 - Схема вертолета Ми-2

Рисунок 1.2 - Схема вертолета Eurocopter EC 145

Рисунок 1.3 - Схема вертолета Ансат

Из тактико-технических характеристик и схем прототипов определяем средние значения величин и получаем исходные данные для проектирования вертолета.

Таблица 1.2 - Исходные данные для проектирования вертолета

Максимальная взлетная масса, кг
Масса пустого, кг
Максимальная скорость, км/ч
Дальность полета, км
Статический потолок, м
Динамический потолок, м

Крейсерская скорость, км/ч
Количество лопастей несущего винта
Количество лопастей рулевого винта
Длина фюзеляжа, м
Нагрузка на площадь ометаемой несущим винтом, H/м 2

2 Расчет параметров вертолета

2.1 Расчет массы полезного груза

Формула (2.1.1) для определения массы полезного груза:

где m мг - масса полезного груза, кг; m эк - масса экипажа, кг; L - дальность полета, км; m 01 - максимальная взлетная масса вертолета, кг.

Масса полезного груза:

2.2 Расчет параметров несущего винта вертолета

Радиус R , м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле (2.2.1):

, (2.2.1)

где m 01 - взлетная масса вертолета, кг; g - ускорение свободного падения, равное 9,81 м/с 2 ; p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, p = 3,14.

Принимаем радиус несущего винта равным R = 7,2 м.

Определяем величину окружной скорости w R концов лопастей из диаграммы изображенной на рисунке 3:

Рисунок 3 - Диаграмма зависимости концевой скорости лопасти от скорости полета для постоянных значений М 90 и μ

При V max = 258 км/ч w R = 220 м/с.

Определяем угловую скорость w , с -1 , и частоту вращения несущего винта по формулам (2.2.2) и (2.2.3):

2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках

Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках определяются по формулам (2.3.1) и (2.3.2) соответственно:

2.4 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке

Определяется относительная площадь S э эквивалентной вредной пластинки по формуле (2.4.1):

где S Э определяем по рисунку 4.

Рисунок 4 - Изменение площади эквивалентной вредной пластинки различных транспортных вертолетов

Принимаем S Э = 1,5

Рассчитывается значение экономической скорости у земли V з, км/час:

где I - коэффициент индукции:

I =1,02+0,0004V max = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке V дин, км/час:

2.5 Расчет относительных значении максимальной и экономической скоростей горизонтального полета на динамическом потолке

Расчет относительных значений максимальной и экономической скоростей горизонтального полета на динамическом потолке производится по формулам (2.5.1) и (2.5.2) соответственно:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Расчет допускаемых отношений коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке

Так как формула (2.6.1) для отношения допускаемого коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли имеет вид:

Формула (2.6.2) для отношения допускаемого коэффициента тяги к заполнению несущего винта для экономической скорости на динамическом потолке:

2.7 Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке

Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке производится по формулам (2.7.1) и (2.7.2) соответственно:

2.8 Расчет заполнения несущего винта

Заполнение несущего винта s рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:

В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается значение из условия (2.8.3):

принимаем.

Длина хорды b и относительное удлинение l лопастей несущего винта будет равны:

2.9 Определение относительного увеличения тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения

Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения принимаем .

3 Расчет мощности двигательной установки вертолета

3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке

Удельная мощность, потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле (3.1.1)

где N H ст - потребная мощность, Вт;

Дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка и рассчитывается по формуле (3.1.2)

m 0 - взлетная масса, кг;

g - ускорение свободного падения, м/с 2 ;

p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м 2 ;

D ст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;

h 0 - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (h 0 =0.75);

Относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа:

3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Удельная мощность, потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле (3.2.1)

где - окружная скорость концов лопастей;

Относительная эквивалентная вредная пластинка;

Коэффициент индукции, определяемый по формуле (3.2.2)

3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью

Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:

где - относительная плотность воздуха на динамическом потолке;

Экономическая скорость вертолета на динамическом потолке;

3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете

Удельная мощность, необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле (3.4.1)

где - экономическая скорость у земли;

3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета

3.5.1 Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке

Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке производится по формуле (3.5.1.1)

где - удельная дроссельная характеристика:

x 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения. Так как масса проектируемого вертолета составляем 3,5 тонн, ;

3.5.2 Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости производится по формуле (3.5.2.1)

где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,

Дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета:

3.5.3 Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью

Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью проводится по формуле (3.5.3.1)

где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,

и - степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета V дин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:

3.5.4 Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя

Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя проводится по формуле (3.5.4.1)

где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета;

Степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы;

Количество двигателей вертолета;

Степень дросселирования двигателя при полете у земли с экономической скоростью:

3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки

Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается значение удельной приведенной мощности из условия (3.5.5.1)

Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:

где - взлетная масса вертолета;

g = 9.81 м 2 /с - ускорение свободного падения;

3.6 Выбор двигателей

Принимаем два газотурбинных двигателя ГТД-1000Т общей мощностью 2×735,51 кВт. Условие выполняется.

4 Расчет массы топлива

4.1 Расчет крейсерской скорости второго приближения

Принимаем значение крейсерской скорости первого приближения.

Так как рассчитываем коэффициент индукции по формуле (4.1.1):

Определяем удельную мощность, потребную для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме по формуле (4.1.2):

где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки,

Коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета, рассчитываемый по формуле:

Рассчитываем крейсерскую скорость второго приближения:

Определяем относительное отклонение крейсерских скоростей первого и второго приближения:

Так как производим уточнение крейсерской скорости первого приближения, она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения. Затем повторяем расчет по формулам (4.1.1) - (4.1.5):

Принимаем.

4.2 Расчет удельного расхода топлива

Удельный расход топлива рассчитываем по формуле (4.2.1):

где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей,

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета, который определяется по формуле (4.2.2):

Удельный расход топлива на взлетном режиме, ;

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от температуры,

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от высоты полета, ;

4.3 Расчет массы топлива

Масса топлива затрачиваемого на полет будет равна:

, (4.3.1)

где - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости;

Крейсерская скорость;

Удельный расход топлива;

L - дальность полета;

5 Определение массы узлов и агрегатов вертолета

5.1 Расчет массы лопастей несущего винта

Масса лопастей несущего винта определяется по формуле (5.1.1):

где R - радиус несущего винта;

s - заполнение несущего винта;

5.2 Расчет массы втулки несущего винта

Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле (5.2.1):

где - весовой коэффициент втулок современных конструкций, ;

Коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки, который рассчитывается по формуле (5.2.2):

Центробежная сила, действующая на лопасти, которая рассчитывается ко формуле (5.2.3):

5.3 Расчет массы системы бустерного управления

В систему бустерного управления входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом. Расчет массы системы бустерного управления проводится по формуле (5.3.1):

где b - хорда лопасти;

Весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м 3 ;

5.4 Расчет массы системы ручного управления

Расчет массы системы ручного управления проводится по формуле (5.4.1):

где - весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кг/м;

5.5 Расчет массы главного редуктора

Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле (5.5.1):

где - весовой коэффициент, среднее значение которого равно 0,0748 кг/(Нм) 0,8 .

Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N и частоту вращения винта w:

где - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета. Так как, то;

5.6 Расчет массы узлов привода рулевого винта

Рассчитывается тяга рулевого винта:

где - крутящий момент на валу несущего винта;

Расстояние между осями несущего и рулевого винтов.

Расстояние L между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора d между концами их лопастей:

где - зазор, принимаемый равным 0,15…0,2 м;

Радиус рулевого винта. Так как, то

Мощность, расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле (5.6.3):

где - относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.

Крутящий момент, передаваемый рулевым валом, равен:

где - частота вращения рулевого вала, которая находится по формуле (5.6.5):

Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, при частоте вращения об/мин равен:

Масса m в трансмиссионного вала:

где - весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм) 0,67 ;

Масса промежуточного редуктора определяется по формуле (5.6.9):

где - весовой коэффициент для промежуточного редуктора, равный 0,137 кг/(Нм) 0,8 .

Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:

где - весовой коэффициент для хвостового редуктора, значение которого равно 0,105 кг/(Нм) 0,8 ;

5.7 Расчет массы и основных размеров рулевого винта

Масса и основные размеры рулевого винта рассчитываются в зависимости от его тяги.

Коэффициент тяги рулевого винта равен:

Заполнение лопастей рулевого винта рассчитывается так же, как для несущего винта:

где - допускаемое значение отношения коэффициента тяги к заполнению рулевого винта,

Длина хорды и относительное удлинение лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам (5.7.3) и (5.7.4):

где -число лопастей несущего винта,

Масса лопастей рулевого винта рассчитывается по эмпирической формуле (5.7.5):

Значение центробежной силы, действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки, рассчитывается по формуле (5.7.6):

Масса втулки рулевого винта рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:

где - центробежная сила, действующая на лопасть рулевого винта;

Весовой коэффициент для втулки, который равен 0,0527 кг/кН 1,35 ;

Весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле (5.7.8):

5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета

Удельная масса двигательной установки вертолета рассчитывается по эмпирической формуле (5.8.1):

, (5.8.1)

где N - мощность двигательной установки;

Масса двигательной установки будет равна:

5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета

Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле (5.9.1):

где - площадь омываемой поверхности фюзеляжа:

Таблица 5.8.1

Взлетная масса первого приближения;

Коэффициент, равный 1,1;

Масса топливной системы:

где - масса затрачиваемого на полет топлива;

Весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09;

Масса шасси вертолета равна:

где - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси. Так как в проектируемом вертолете предусмотрено убираемое шасси, то

Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле (5.9.5):

где - расстояние между осями несущего и рулевого винтов;

Число лопастей несущего винта;

R - радиус несущего винта;

Относительное удлинение лопастей несущего винта;

и - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования,

Масса прочего оборудования вертолета:

где - весовой коэффициент, значение которого равно 1.

5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения

Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:

Взлетная масса вертолета второго приближения:

Определяем относительное отклонение масс первого и второго приближения:

Относительное отклонение масс первого и второго приближения удовлетворяет условию. Это значит, что расчет параметров вертолета выполнен верно.

6 Описание компоновки вертолета

Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и полозковым шасси.

Фюзеляж типа полумонокок. Несущие силовые элементы фюзеляжа выполнены из алюминиевых сплавов и имеют антикоррозионное покрытие. Носовая часть фюзеляжа с фонарем кабины пилотов и капоты мотогондолы выполнены из композиционного материала на основе стеклоткани. Кабина пилота имеет две двери, стекла оборудованы противооблединительной системой и стеклоочистителями. Левая и правая двери грузопассажирской кабины и дополнительный люк в задней части фюзеляжа обеспечивают удобство погрузки больных и потерпевших на носилках, а также крупногабаритных грузов. Полозковое шасси выполнено из цельногнутых металлических труб. Рессоры закрыты обтекателями. Хвостовая опора предотвращает касание рулевым винтом посадочной площадки. Лопасти несущего и рулевого винтов выполнены из композиционных материалов на основе стеклоткани и могут быть оснащены противообледенительной системой. Четырехлопастная втулка несущего винта бесшарнирная, выполнена из двух перекрещивающихся стеклопластиковых балок, к каждой из которых крепятся по две лопасти. Двухлопастная втулка рулевого винта с общим горизонтальным шарниром. Топливные баки общей емкостью 850 л расположены в полу фюзеляжа. Система управления вертолетом электродистанционная без механической проводки, имеющая четырехкратное цифровое резервирование и двукратно резервированное независимое электрическое питание. Современное пилотажно-навигационное оборудование обеспечивает полеты в простых и сложных метеоусловиях, а также полеты по правилам ПВП и ППП. Контроль параметров вертолетных систем производится с помощью бортовой информационной системы контроля БИСК-А. Вертолет оборудован системой предупредительной и аварийной сигнализации.

Вертолет может быть укомплектован системой посадки на воду, а также системами пожаротушения и распыления химикатов.

Силовая установка два газотурбинных двигателя ГТД-1000Т общей мощностью 2×735,51 кВт. Двигатели установлены на фюзеляже в отдельных гондолах. Воздухозаборники боковые, снабжены пылезащитными устройствами. Боковые панели гондол откидываются на шарнирах, образуя платформы для обслуживания. Валы двигателей выходят под углом к центральному редуктору и отсеку вспомогательных агрегатов. Выхлопные сопла двигателей отклонены наружу под углом 24". Для защиты от песка установлены фильтры, предотвращающие на 90% проникновение в двигатель частиц, имеющих диаметр более 20 микрон.

Трансмиссия состоит из редукторов двигателей, промежуточных редукторов, угловых редукторов, главного редуктора, вала и редуктора вспомогательной силовой установки, вала и углового редуктора рулевого колеса. В системе трансмиссии используются титановые сплавы.

Электросистема состоит из двух изолированных цепей, одна из которых питается от генератора переменного тока, создающего напряжение 115-120В, а вторая цепь питается от генератора постоянного тока с напряжением 28В. Генераторы приводятся от главного редуктора несущего винта.

Управление дублированное, с жесткой и тросовой проводкой и гидроусилителями, приводимыми от основной и дублирующей гидросистем. Четырехканальный автопилот АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте. Основная гидравлическая система обеспечивает питание всех гидроагрегатов, а дублирующая, - только гидроусилителей.

Связное оборудование включает командные КВ-диапазона - "Юрок", переговорное устройство СПУ-34.

Список литературы

Проектирование вертолетов/ В.С. Кривцов, Л.И. Лосев, Я.С. Карпов. - Учебник. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2003. - 344с.
www.wikipedia.ru
www.airwar.ru
narod.ru
http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

Скачать: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.

Подсчитаем тягу несущего винта. Если рассматривать поверхность (площадь F), ометаемую винтом при его вращении, как непроницаемую плоскость, то мы увидим, что на эту плоскость сверху действует давление pi, а снизу давление р2, причем р-2 больше рх.

Из второго закона механики известно, что масса получает ускорение лишь тогда, когда на нее действует какая- либо сила. Причем эта сила равна произведению массы на ускорение и направлена в сторону ускорения (в нашем случае вниз).

Что это за сила? С одной стороны, очевидно, что эта сила есть результат воздействия винта на воздух. С другой стороны, это? силе согласно третьему закону механики должно соответствовать равное по величине и противоположное по направлению воздействие воздуха на винт. Последнее есть не что иное, как сила тяги винта.

Однако если мы посмотрим на динамометр, измеряющий фактическую тягу винта, мы установим, что наш подсчет несколько неточен. В действительности тяга будет меньше, так как мы считали работу винта идеальной и не принимали в расчет потери энергии на трение и на закручивание струи воздуха за винтом.

Фактически частички воздуха подходят к винту, имея не только индуктивную скорость в осевом направлении, перпендикулярную к плоскости вращения, но и скорость закручивания. Поэтому при подсчете индуктивных скоростей подсасывания их и отбрасывания и2 учитывается также закручивание воздуха при вращении несущего винта.

В формуле тяги коэффициенту подъемной силы су подобен коэффициент тяги; скорости полета соответствует окружная скорость концов лопастей винта, имеющего радиус г и угловую скорость, площади крыла 5 соответствует площадь диска, ометаемого винтом, лг2. Коэффициент определяется по кривой продувки данного винта на различных углах атаки.

Величину безразмерного коэффициента тяги для конкретного, уже созданного винта, работающего на данном режиме, можно подсчитать, разделив тягу Т винта, выраженную в килограммах, на произведение других параметров винта, которое также имеет размерность силы тяги кг.

Мы установили, что если подъемная сила самолета создается за счет отбрасывания вниз воздуха крылом, то подъемная сила вертолета создается путем отбрасывания вниз воздуха несущим винтом.

Когда вертолет имеет поступательную скорость, то, естественно, объем отбрасываемого вниз воздуха увеличивается.

В силу этого при затрате одной и той же мощности несущий винт вертолета, имеющего поступательную скорость, развивает большую тягу, чем винт висящего вертолета.

И, наоборот, для создания одной и той же тяги На винт вертолета, имеющего поступательную скорость, надо передавать меньшую мощность, чем на винт висящего вертолета.

Уменьшение потребной мощности с ростом скорости происходит только до определенного значения скорости, при которой увеличение сопротивления воздуха движению вертолета не только поглощает выигрыш в мощности, но даже требует последнюю увеличивать.

Общие положения.

Несущий винт вертолета (НВ) предназначен для создания подъемной силы, движущей (пропульсивной) силы и управляющих моментов.

Несущий винт состоит из втулки, лопастей, которые крепятся к втулке с помощью шарниров или упругих элементов.

Лопасти несущего винта, благодаря наличию на втулке трех шарниров (горизонтального, вертикального и осевого), совершают в полете сложное движение: - вращаются вокруг оси НВ, перемещаются вместе с вертолетом в пространстве, изменяют свое угловое положение, поворачиваясь в указанных шарнирах, поэтому аэродинамика лопасти несущего винта сложнее аэродинамики крыла самолета.

Характер обтекания НВ зависит от режимов полета.

Основные геометрические параметры несущего винта (НВ).

Основными параметрами НВ являются диаметр, ометаемая площадь, число лопастей, коэффициент заполнения, разнос горизонтального и вертикального шарниров, удельная нагрузка на ометаемую площадь.

Диаметр D – диаметр окружности по которой движутся концы лопастей при работе НВ на месте. У современных вертолетов диаметр составляет 14-35 м.

Ометаемая площадь Fом – площадь круга, который описывают концы лопастей НВ при его работе на месте.

Коэффициент заполнения σ.равен:

σ = (Z л F л) / F ом (12.1);

где Z л – количество лопастей;

F л – площадь лопасти;

F ом – ометаемая площадь НВ.

Характеризует степень заполнения лопастями ометаемой площади, изменяется в пределах s=0,04¸0,12.

При увеличении коэффициента заполнения тяга НВ растет до определенного значения, в связи с увеличением реальной площади несущих поверхностей, затем падает. Падение тяги происходит из-за влияния скоса потока и вихревого следа от идущей впереди лопасти. При увеличении s, необходимо увеличить и мощность, подводимую к НВ из-за увеличения лобового сопротивления лопастей. При увеличении s уменьшается шаг, необходимый для получения заданной тяги, что отдаляет НВ от срывных режимов. Характеристика срывных режимов и причины их возникновения будут рассмотрены далее.

Разнос горизонтального l г и вертикального l в шарниров – расстояние от оси шарнира до оси вращения НВ. Может рассматриваться в относительных величинах (12.2.)

Находится в пределах . Наличие разноса шарниров улучшает эффективность продольно-поперечного управления.

определяется как отношение веса вертолета к площади ометаемого НВ.

(12.3.)

Основные кинематические параметры НВ.

К основным кинематическим параметрам НВ относятся частота или угловая скорость вращения, угол атаки НВ, углы общего или циклического шага.

Частота вращения n с - число оборотов НВ в секунду; угловая скорость вращения НВ - определяет его окружную скорость w R .

Величина w R на современных вертолетах равна 180¸220 м/сек.

Угол атаки НВ (А) измеряется между вектором скорости набегающего потока и с
Рис. 12.1 Углы атаки несущего винта и режимы его работы.

плоскостью вращения НВ (рис.12.1). Угол А считается положительным, если воздушный поток набегает на НВ с низу. На режимах горизонтального полёта и набора высоты А -отрицательный, на снижении А- положительный.. Различают два режима работы НВ – режим осевого обтекания, когда А=±90 0 (висение, вертикальный набор или снижение) и режим косой обдувки, когда А¹±90 0 .

Угол общего шага – угол установки всех лопастей НВ в сечении на радиусе 0,7R.

Угол циклического шага НВ зависит от режима работы НВ, подробно этот вопрос рассматривается при анализе косой обдувки НВ.

Основные параметры лопасти НВ.

К основным геометрическим параметрам лопасти относятся радиус, хорда, угол установки, форма профиля сечений, геометрическая крутка и форма лопасти в плане.

Текущий радиус сечения лопасти r определяет его расстояние от оси вращения НВ. Относительный радиус определяется

(12.4);

Хорда профиля – прямая соединяющая наиболее удаленные точки профиля сечения, обозначается b (рис. 12.2).

Рис. 12.2. Параметры профиля лопасти. Угол установки лопасти j - угол между хордой сечения лопасти и плоскостью вращения НВ.

Угол установки j на `r=0,7 при нейтральном положении органов управления и отсутствии махового движения считается углом установки всей лопасти и общим шагом НВ.

Профиль сечения лопасти представляет собой форму сечения плоскостью, перпендикулярной к продольной оси лопасти, характеризуется максимальной толщиной с max , относительной толщиной вогнутостью f и кривизной . На несущих винтах применяют, как правило, двояковыпуклые, несимметричные профили с небольшой кривизной.

Геометрическая крутка производится уменьшением углов установки сечений от комля до конца лопасти и служит для улучшения аэродинамических характеристик лопасти.. Лопасти вертолетов имеют прямоугольную форму в плане, которая в аэродинамическом смысле не оптимальна, но проще с точки зрения технологии.

Кинематические параметры лопасти определяются углами азимутального положения, взмаха, качания и углом атаки.

Угол азимутального положения y определяется по направлению вращения НВ между продольной осью лопасти в данный момент времени и продольной осью нулевого положения лопасти. Линия нулевого положения в горизонтальном полете практически совпадает с продольной осью хвостовой балки вертолета.

Угол взмаха b определяет угловое перемещение лопасти в горизонтальном шарнире относительно плоскости вращения. Считается положительным при отклонении лопасти вверх.

Угол качания x характеризует угловое перемещение лопасти в вертикальном шарнире в плоскости вращения (рис.12.). Считается положительным при отклонении лопасти против направления вращения.

Угол атаки элемента лопасти a определяется углом между хордой элемента и набегающим потоком.

Лобовое сопротивление лопасти.

Лобовым сопротивлением лопасти называется аэродинамическая сила, действующая в плоскости вращения втулки и направленная против вращения НВ.

Лобовое сопротивление лопасти состоит из профильного, индуктивного и волнового сопротивлений.

Профильное сопротивление, вызывается двумя причинами: разностью давления перед лопастью и за ней (сопротивление давления) и трением частиц в пограничном слое (сопротивление трения).

Сопротивление давления зависит от формы профиля лопасти т.е. от относительной толщины () и относительной кривизны () профиля. Чем больше и тем больше сопротивление. Сопротивление давления не зависит от угла атаки на эксплуатационных режимах, но возрастает на критических a.

Сопротивление трения зависит от частоты вращения НВ и состояния поверхности лопастей. Индуктивное сопротивление – это сопротивление, вызванное наклоном истинной подъемной силы вследствие скоса потока. Индуктивное сопротивление лопасти зависит от угла атаки α и возрастает с его увеличением. Волновое сопротивление возникает на наступающей лопасти при превышении скорости полёта выше расчетной и появлении на лопасти скачков уплотнения.

Лобовое сопротивление, как и сила тяги, зависит от плотности воздуха.

Импульсная теория создания тяги несущего винта.

Физическая сущность импульсной теории заключается в следующем. Работающий идеальный винт отбрасывает воздух, предавая его частицам определенную скорость. Перед винтом образуется зона подсасывания, за винтом – зона отбрасывания и устанавливается воздушный поток через винт. Основные параметры этого воздушного потока: индуктивная скорость и прирост давления воздуха в плоскости вращения винта.

На режиме осевого обтекания воздух подходит к НВ со всех сторон, а за винтом образуется сужающая воздушная струя. На рис. 12.4. изображена достаточно большая сфера с центром на втулке НВ с тремя характерными сечениями: сечение 0, расположенное далеко перед винтом, в плоскости вращения винта сечение 1 со скоростью потока V 1 (скорость подсасывания) и сечение 2 со скоростью потока V 2 (скорость отбрасывания).

Поток воздуха отбрасывается НВ с силой Т, но и воздух давит на винт с этой же силой. Эта сила и будет силой тяги несущего винта. Сила равна произведению массы тела на
Рис. 12.3. К объяснению импульсной теории создания тяги.

ускорение, которое тело получило под действием этой силы. Следовательно, тяга НВ будет равна

(12.5.)

где m s – секундная масса воздуха, проходящая через площадь НВ равная

(12.6.)

где - плотность воздуха;

F - площадь, отметаемая винтом;

V 1 - индуктивная скорость потока (скорость подсасывания);

а – ускорение в потоке.

Формулу (12.5.) можно представить в другом виде

(12.7.)

так как по теории идеального винта скорость отбрасывания воздуха V винтом в два раза больше скорости подсасывания V 1 в плоскости вращения НВ.

(12.8.)

Практически удвоение индуктивной скорости происходит на расстоянии равном радиусу НВ. Скорость подсасывания V 1 у вертолетов Ми-8 равна 12м/с, у Ми-2 – 10м/с.

Вывод: Сила тяги несущего винта пропорциональна плотности воздуха, ометаемой площади НВ и индуктивной скорости (частоте вращения НВ).

Перепад давления в сечении 1-2 по отношению к атмосферному давлению в невозмущенной воздушной среде равен трем скоростным напорам индуктивной скорости

(12.9.)

что вызывает увеличение сопротивления элементов конструкции вертолета, находящимися за НВ.

Теория элемента лопасти.

Сущность теории элемента лопасти заключается в следующем. Рассматривается обтекание каждого малого участка элемента лопасти, и определяются элементарные аэродинамические силы dу э и dх э действующие на лопасть. Подъемная сила лопасти У л и сопротивление лопасти Х л определяются в результате сложения таких элементарных сил, действующих по всей длине лопасти от ее комлевого сечения (r к) до концевого (R):

Аэродинамические силы действующие на несущий винт определяются как сумма сил действующих на все лопасти.

Для определения тяги несущего винта пользуются формулой аналогичной формуле подъемной силы крыла.

(12.10.)

Согласно теории элемента лопасти, сила тяги развиваемая несущим винтом, пропорциональна коэффициенту тяги, ометаемой площади НВ, плотности воздуха и квадрату окружной скорости конца лопастей.

Выводы сделанные по импульсной теории и по теории элемента лопасти взаимно дополняют друг друга.

На основании этих выводов следует, что сила тяги НВ в режиме осевого обтекания зависит от плотности воздуха (температуры), установочного угла лопастей (шага НВ) и частоты вращения несущего винта.

Режимы работы НВ.

Режим работы несущего винта определяется положением НВ в потоке воздуха.(рис.12.1) В зависимости от этого определяют два основных режима работы: режим осевого и косого обтекания. Режим осевого обтекания характеризуется тем, что набегающий невозмущённый поток двигается параллельно оси втулки НВ (перпендикулярно плоскости вращения втулки НВ). В этом режиме несущий винт работает на вертикальных режимах полёта: висение, вертикальный набор высоты и снижение вертолёта. Основной особенностью этого режима является то, что положение лопасти относительно потока, набегающего на винт, не меняется, следовательно, не меняются аэродинамические силы при движении лопасти по азимуту. Режим косого обтекания характеризуется тем, что воздушный поток набегает на НВ под углом к его оси (рис12.4.). Воздух подходит к винту со скоростью V и отклоняется вниз за счет индуктивной скорости подсасывания Vi. Результирующая скорость потока через НВ будет равна векторной сумме скоростей невозмущенного потока и индуктивной скорости

V1 = V + Vi (12.11.)

В результате этого увеличивается секундный расход воздуха протекающий через НВ, а следовательно, и тяга несущего винта, которая увеличивается с ростом скорости полета. Практически рост тяги НВ наблюдается при скорости свыше 40 км/ч.

Рис. 12.4. Работа несущего винта на режиме косой обдувки.

Косая обдувка. Эффективная скорость обтекания элемента лопасти в плоскости вращения НВ и ее изменение по ометаемой поверхности НВ.

На режиме осевого обтекания каждый элемент лопасти находится в потоке, скорость которого равна окружной скорости элемента , где радиус данного элемента лопасти (Рис.12.6).

На режиме косого обтекания при угле атаки НВ не равном нулю (А=0) результирующая скорость W, с которой поток обтекает элемент лопасти, зависит от окружной скорости элемента u, скорости полета V1 и угла азимута .

W = u +V1 sinψ (12.12.)

т.е. при неизменной скорости полета и постоянной частоте вращения НВ (ωr = const.) эффективная скорость обтекания лопасти будет меняться в зависимости от угла азимута.

Рис.12.5. Изменение скорости обтекания лопасти в плоскости вращения ВВ.

Изменение эффективной скорости обтекания по ометаемой поверхности НВ.

На рис. 12.6. показаны векторы скоростей потока, который набегает на элемент лопасти в результате сложения окружной скорости и скорости полета. На схеме видно, что эффективная скорость обтекания изменяется как вдоль лопасти, так и по азимуту. Окружная скорость растёт от нуля у оси втулки винта до максимальной на концах лопастей. В азимуте 90 о скорость элементов лопасти равна , на азимуте 270 о результирующая скорость равна , у комля лопасти в зоне с диаметром d поток набегает со стороны ребра обтекания, т.е. образуется зона обратного обтекания, зона, которая не участвует в создании тяги.

Диаметр зоны обратного обтекания тем больше, чем больше радиус НВ и чем больше скорость полета при неизменной частоте вращения НВ.

На азимутах y=0 и y=180 0 результирующая скорость элементов лопасти равна .

Рис.12.6. Изменение эффективной скорости обтекания по ометаемой поверхности ВВ.

Косая обдувка. Аэродинамические силы элемента лопасти.

При нахождении элемента лопасти в потоке возникает полная аэродинамическая сила элемента лопасти , которая может быть разложена в скоростной системе координат на подъемную силу и силу лобового сопротивления .

Величина элементарной аэродинамической силы определяется по формуле:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

Просуммировав элементарные силы тяги и силы сопротивления вращению, можно определить величину силы тяги и сопротивления вращению всей лопасти.

Точка приложения аэродинамических сил лопасти является центром давления, который находится на пересечении полной аэродинамической силы с хордой лопасти.

Величина аэродинамической силы определяется углом атаки элемента лопасти , который представляет собой угол между хордой элемента лопасти и набегающим потоком (Рис.12.7).

Угол установки элемента лопасти φ есть угол между конструктивной плоскостью несущего винта (КПВ) и хордой элемента лопасти.

Угол притекания есть угол между скоростями и .(Рис.12.7.)

Рис.12.7.Аэродинамические силы элемента лопасти при косой обдувке.

Возникновение опрокидывающего момента при жестком креплении лопастей. Силы тяги создаются всеми элементами лопасти, но наибольшие элементарные силы Т л будут у элементов, расположенных на ¾ радиуса лопасти, величина равнодействующей Т л на режиме косого обтекания тяги лопасти зависит от азимута. На ψ = 90 она максимальна, на ψ = 270 минимальна. Такое распределение элементарных сил тяги и расположение равнодействующей силы приводит к образованию большого переменного изгибающего момента у корня лопасти M изг.

Этот момент создает большую нагрузку в месте крепления лопасти, что может привести к её разрушению. В результате неравенства тяг Т л1 и Т л2 возникает опрокидывающий момент вертолета,

М х =Т л1 r 1 -T л2 r 2, (12.14.)

который возрастает с увеличением скорости полета вертолета.

Винт с жестким креплением лопастей имеет следующие недостатки (Рис 12.8):

Наличие опрокидывающего момента на режиме косого обтекания;

Наличие большого изгибающего момента в месте крепления лопасти;

Изменение момента тяги лопасти по азимуту.

Эти недостатки устраняются путем крепления лопасти к втулке с помощью горизонтальных шарниров.

Рис.12.8 Возникновение опрокидывающего момента при жестком креплении лопастей.

Выравнивание момента силы тяги в различных азимутальных положениях лопасти.

При наличии горизонтального шарнира тяга лопасти образует относительно этого шарнира момент, который поворачивает лопасть (рис.12. 9). Момент тяги Т л1 (Т л2) вызывает поворот лопасти относительного этого шарнира

или (12.15.)

поэтому момент не передается на втулку, т.е. устраняется опрокидывающий момент вертолета. Изгибающий момент Muзг. у корня лопасти становится равным нулю, разгружается ее корневая часть, уменьшается изгиб лопасти, за счет этого уменьшаются усталостные напряжения. Вибрации, вызванные изменением тяги по азимуту, уменьшаются. Таким образом, горизонтальный шарнир (ГШ) выполняет следующие функции:

Устраняет опрокидывающий момент на режиме косой обдувки;

Разгружает корневую часть лопасти от M изг;

Упрощают управление несущим винтом;

Улучшают статическую устойчивость вертолета;

Уменьшают величину изменения тяги лопасти по азимуту.

Уменьшает усталостные напряжения в лопасти, и уменьшают ее вибрацию, из-за изменения силы тяги по азимуту;

Изменение углов атаки элемента лопасти за счет взмаха.

При движении лопасти в режиме косой обдувки в азимуте ψ от 0 до 90 о скорость обтекания лопасти постоянно увеличивается за счет составляющей скорости горизонтального полета (при малых углах атаки НВ ) (рис.12. 10.)

т.е. . (12.16.)

Соответственно увеличивается сила тяги лопасти, которая пропорциональная квадрату скорости набегающего потока и момент тяги этой лопасти относительно горизонтального шарнира. Лопасть взмахивает вверх,
Рис12.9 Выравнивания момента силы тяги в различных азимутальных положениях лопасти.

сечение лопасти дополнительно обдуваются сверху (рис. 12.10), а это вызывает уменьшение истинных углов атаки и уменьшение подъёмной силы лопасти, что приводит к аэродинамической компенсации взмаха. При движении от ψ 90 до ψ 180 скорость обтекания лопастей уменьшается, углы атаки увеличиваются. На азимуте ψ = 180 о и на ψ = 0 о скорости обтекания лопасти одинаковы и равны ωr.

К азимуту ψ = 270 о лопасть начинает опускаться в связи с уменьшением скорости обтекания и уменьшением Т л, при этом лопасти дополнительно обдуваются снизу, что вызывает увеличение углов атаки элемента лопасти, а значит и некоторый прирост подъёмной силы.

На ψ = 270 скорость обтекания лопасти минимальна, мах Vy лопасти вниз максимальный, углы атаки на концах лопастей близки к критическим. Вследствие различия скорости обтекания лопасти на различных азимутах, углы атаки на ψ = 270 о возрастают в несколько раз больше, чем уменьшаются при ψ = 90 о. Поэтому при увеличении скорости полета вертолета, в районе азимута ψ = 270 о углы атаки могут превышать критические значения, что вызывает срыв потока с элементов лопасти.

Косое обтекание приводит к тому, что углы взмаха лопастей в передней части диска НВ в районе азимута 180 0 значительно больше, чем в задней части диска в районе азимута 0 0 . Этот наклон диска называется завалом конуса НВ. Изменение углов взмаха лопасти по азимуту на свободном НВ, когда отсутствует регулятор взмаха, изменяются следующим образом:

азимут от 0 до 90 0:

Результирующая скорость обтекания лопасти растет, подъемная сила и ее момент увеличиваются;

Угол взмаха b и вертикальная скорость V у увеличиваются;

азимут 90 0:

Скорость взмаха вверх V у максимальная;

азимут 90 0 – 180 0:

Подъемная сила лопасти уменьшается за счет уменьшения результирующей скорости обтекания;

Скорость взмаха V у вверх уменьшается, но угол взмаха лопасти продолжает увеличиваться.

азимут 200 0 – 210 0:

Вертикальная скорость взмаха равна нулю V у = 0, угол взмаха лопасти b - максимальный, лопасть, в результате уменьшения подъёмной силы, идёт вниз;

азимут 270 0:

Скорость обтекания лопасти минимальная, подъемная сила и ее момент уменьшаются;

Скорость маха вниз V у – максимальная;

Угол взмаха b уменьшается.

азимут 20 0 – 30 0:

Скорость обтекания лопасти начинает увеличиваться;

V у = 0, угол взмаха вниз – максимальный.

Таким образом, у свободного НВ правого вращения при косой обдувке конус заваливается назад влево. С ростом скорости полёта завал конуса увеличивается.

Рис.12.10.Изменение углов атаки элемента лопасти за счет взмаха.

Регулятор взмаха (РВ). Маховое движение приводит к росту динамических нагрузок на конструкцию лопасти и неблагоприятному изменению углов атаки лопастей по диску несущего винта. Уменьшение амплитуды взмаха и изменение естественного наклона конуса НВ с левого на правое производится регулятором взмаха. Регулятором взмаха (рис.12.11.) является кинематическая связь между осевым шарниром и вращающимся кольцом автомата перекоса, обеспечивающая уменьшение углов установки лопастей j при уменьшении угла взмаха b и наоборот, увеличение угла установки лопастей при увеличении угла взмаха. Эта связь заключается в смещении точки крепления тяги от автомата перекоса к поводку осевого шарнира (точка А) (рис.12.12) с оси горизонтального шарнира. На вертолетах типа Ми регулятор взмаха заваливает конус НВ назад и вправо. В этом случае боковая составляющая по оси Z от результирующей силы НВ направлена вправо против направления тяги рулевого винта, что улучшает условия боковой балансировки вертолета.

Рис.12.11 Регулятор взмаха, Кинематическая схема. . . Равновесие лопасти относительно горизонтального шарнира.

При маховом движении лопасти (рис.12.12.) в плоскости силы тяги на нее действуют следующие силы и моменты:

Тяга Т л, приложена на ¾ длины лопасти, образует момент М т =Т·а, поворачивающий лопасть на увеличение взмаха;

Центробежная сила F цб действующая перпендикулярно конструктивного оси вращения НВ во внешнюю сторону. Сила инерции от взмаха лопасти, направленная перпендикулярно оси лопасти и противоположна ускорению взмаха;

Сила тяжести G л приложена к центру тяжести лопасти и образует момент М G =G·в поворачивающий лопасть на уменьшение взмаха.

Лопасть занимает положение в пространстве вдоль результирующей силы Rл. Условия равновесия лопасти относительно горизонтального шарнира определяется выражением

(12.17.)

Рис.12.12. Силы и моменты, действующие на лопасть в плоскости взмаха.

Лопасти НВ движутся по образующей конуса, вершина которого расположена в центре втулки, а ось перпендикулярна к плоскости концов лопастей.

Каждая лопасть занимает на определенном азимуте Ψ одинаковые угловые положения β л относительно плоскости вращения НВ.

Маховое движение лопастей является циклическим, строго повторяющимся с периодом равным времени одного оборота НВ.

Момент горизонтальных шарниров втулки НВ (М гш).

На режиме осевого обтекания НВ равнодействующая сил лопастей R н направлена вдоль оси НВ и приложена в центре втулки. На режиме косой обдувки сила R н отклоняется в сторону завала конуса. Из-за разноса горизонтальных шарниров аэродинамическая сила R н не проходит через центр втулки и между вектором силы R н и центром втулки образуется плечо. Возникает момент М гш, называемый инерционным моментом горизонтальных шарниров втулки НВ. Он зависит от разноса l r горизонтальных шарниров. Момент горизонтальных шарниров втулки НВ М гш увеличивается с увеличением расстояния l r и направлен в сторону завала конуса НВ.

Наличие разноса горизонтальных шарниров улучшает демпфирующее свойство НВ, т.е. улучшает динамическую устойчивость вертолета.

Равновесие лопасти относительно вертикального шарнира (ВШ).

Во время вращения НВ лопасть отклоняется на угол x. Угол качания x измеряется между радиальной линией и продольной осью лопасти в плоскости вращения НВ и будет положительным, если лопасть поворачивается относительно радиальной линии назад (отстает) (рис. 12.13.).

В среднем угол качания равен 5-10 о, а на режиме самовращения он отрицателен и равен 8-12 о в плоскости вращения НВ. На лопасть действуют следующие силы:

Сила лобового сопротивления Х л, приложена в центре давления;

Центробежная сила, направленная по прямой соединяющей центр массы лопасти и ось вращения НВ;

Инерционная сила F ин, направленная перпендикулярно оси лопасти и противоположно ускорению, приложена в центре масс лопасти;

Знакопеременные силы Кориолиса F к, приложенные в центре масс лопасти.

Возникновение силы Кориолиса объясняется законом сохранения энергии.

Энергия вращения зависит от радиуса,если радиус уменьшился, то часть энергии используется на увеличение угловой скорости вращения.

Поэтому, когда происходит взмах лопасти вверх, уменьшаются радиус r ц2 центра масс лопасти и окружная скорость, появляется кориолисово ускорение, стремящиеся ускорить вращение, а значит и сила - сила Кориолиса, которая поворачивает лопасть вперёд относительно вертикального шарнира. При уменьшении угла взмаха кориолисово ускорение,а значит,и сила будет направлена против вращения. Сила Кориолиса прямо пропорциональна весу лопасти, частоте вращения НВ, угловой скорости взмаха и углу взмаха

Выше перечисленные силы образуют моменты, которые на каждом азимуте похождения лопасти должны быть уравновешены

. (12.15.)

Рис.12.13.. Равновесие лопасти относительно вертикального шарнира (ВШ).

Возникновение моментов на НВ.

При работе НВ возникают следующие моменты:

Крутящий момент М к, создается силами аэродинамического сопротивления лопастей, определяется параметрами НВ;

Реактивный момент М р, приложен к главному редуктору и через раму редуктора на фюзеляже.;

Крутящий момент двигателей, передаваемый через главный редуктор на вал НВ, определяется крутящим моментом двигателей.

Крутящий момент двигателей направлен по вращению НВ, а реактивный и крутящий момент НВ – против вращения. Крутящий момент двигателя определяется расходом топлива, программой автоматического регулирования, внешними атмосферными условиями.

На установившихся режимах полета М к = М р = - М дв.

Крутящий момент НВ иногда отождествляют с реактивным моментом НВ или с крутящим моментом двигателей, но как видно из выше приведенного физическая сущность этих моментов различна.

Критические зоны обтекания НВ.

При косой обдувке на НВ, образуются следующие критические зоны (рис. 12.14.):

Зона обратного обтекания;

Зона срыва потока;

Зона волнового кризиса;

Зона обратного обтекания . В районе азимута 270 0 в горизонтальном полете образуется зона, в которой комлевые сечения лопастей обтекаются не с передней, а с задней кромки лопасти. Участок лопасти находящийся в этой зоне в создании подъемной силы лопасти не участвует. Эта зона зависит от скорости полёта, чем больше скорость полета, тем больше зона обратного обтекания.

Зона срыва потока. В полете на азимуте 270 0 – 300 0 на концах лопастей за счет маха лопасти вниз увеличиваются углы атаки сечения лопасти. Этот эффект усиливается при увеличении скорости полета вертолета, т.к. при этом возрастают скорость и амплитуда махового движения лопастей. При значительном увеличении шага НВ или увеличении скорости полета, в этой зоне происходит срыв потока (рис. 12.14.) за счёт выхода лопастей на закритические углы атаки, что приводит к уменьшению подъёмной силы и увеличению лобового сопротивления лопастей, находящихся в этой зоне. Тяга несущего винта в этом секторе падает и при большом превышении скорости полёта на НВ появляется значительный кренящий момент.

Зона волнового кризиса. Волновое сопротивление на лопасти возникает в районе азимута 90 0 на большой скорости полета, когда скорость обтекания лопасти достигает местной скорости звука, и образуются местные скачки уплотнения, что вызывает резкое увеличение коэффициента С хо за счет возникновения волнового сопротивления

С хо =С хтр +С хв. (12.18.)

Волновое сопротивление может в несколько раз превосходить сопротивление трения, а т.к. скачки уплотнения на каждой лопасти появляются циклически и на небольшой промежуток времени, то это вызывает вибрацию лопасти, которая увеличивается с ростом скорости полета. Критические зоны обтекания несущего винта уменьшают эффективную площадь несущего винта, а значит и тягу НВ, ухудшают аэродинамические и эксплутационные характеристики вертолёта в целом, поэтому ограничения полётов вертолётов по скорости связаны с рассмотренными явлениями.

.«Вихревое кольцо».

Режим вихревого кольца возникает при малой горизонтальной скорости и большой вертикальной скорости снижения вертолета при работающих двигателях вертолета.

При снижении вертолёта в таком режиме, на некотором расстоянии под НВ образуется поверхность а-а, где индуктивная скорость отбрасывания становится равной скорости снижения V y (рис.12.15). Достигая этой поверхности, индуктивный поток поворачивается навстречу НВ, частично им захватывается и снова отбрасывается вниз. При увеличении V y , поверхность а-а приближается к НВ, и при некоторой критической скорости снижения почти весь отбрасываемый воздух снова подсасывается несущим винтом, образуя вокруг винта вихревой тор. Наступает режим вихревого кольца.

Рис12.14. Критические зоны обтекания НВ.

В этом случае общая тяга НВ уменьшается, вертикальная скорость снижения V y возрастает. Поверхность раздела а-а периодически разрывается, вихри тора резко изменяют распределение аэродинамической нагрузки и характер махового движения лопастей. В результате тяга НВ становится пульсирующей, возникает тряска и броски вертолета, ухудшается эффективность управления, указатель скорости и вариометр дают неустойчивые показания.

Чем меньше установочный угол лопастей и скорость горизонтального полета, больше вертикальная скорость снижения тем интенсивнее проявляется режим вихревого кольца. снижения на скоростях полета от 40 км/час и менее.

Для предотвращения попадание вертолета в режим «вихревого кольца» необходимо выполнять требования РЛЭ по ограничению вертикальной скорости

Введение

1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения

где - масса полезного груза, кг;

Масса экипажа, кг.

Дальность полета

кг.

2. Расчет параметров несущего винта вертолета

2.1 Радиус R , м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле:

где - взлетная масса вертолета, кг;

g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с 2 ;

p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,

=3,14.

м.

Принимаем радиус несущего винта равным R = 7.9

Угловая скорость  , с -1 , вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости  R концов лопастей, которая зависит от взлетной массы вертолета и составили  R = 232 м/с.

с -1 .

об/мин.

2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках

2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке

Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки:

Где S э = 2.5

Рассчитывается значение экономической скорости у земли V з , км/час:

где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.

км/час.

Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке V дин , км/час:

где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.

км/час.

2.4 Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета:

где V max =250 км/час и V дин =182.298 км/час - скорости полета;

R =232 м/с - окружная скорость лопастей.

2.5 Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:

2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:

2.7 Расчет заполнения несущего винта:

Заполнение несущего винта  рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:

;

В качестве расчетной величины заполнения  несущего винта принимается наибольшее значение из  Vmax и  V дин :

Принимаем

Длина хорды b и относительное удлинение  лопастей несущего винта будет равны:

, где z л -число лопастей несущего винта( z л =3)

м,

2.8 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения:

где S ф -площадь горизонтальной проекции фюзеляжа;

S го -площадь горизонтального оперения.

S ф =10 м 2 ;

S го =1.5 м 2 .

3. Расчет мощности двигательной установки вертолета.

3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке:

где N H ст - потребная мощность, Вт;

m 0 - взлетная масса, кг;

g - ускорение свободного падения, м/с 2 ;

p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м 2 ;

 ст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;

 0 - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (  0 =0.75);

3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

где - окружная скорость концов лопастей;

- относительная эквивалентная вредная пластинка;

I э - коэффициент индукции, определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:

, при км/ч,

, при км/ч.

3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью

Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:

где  дин - относительная плотность воздуха на динамическом потолке,

V дин - экономическая скорость вертолета на динамическом потолке,

где - экономическая скорость у земли,

3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета

3.5.1 Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке равна:

где - удельная дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка H ст и рассчитывается по формуле:

 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения, значение которого зависит от взлетной массы вертолета m 0 :

при m 0 < 10 тонн

при 10 25 тонн

при m 0 > 25 тонн

3.5.2 Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости равна:

где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,

- дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета V max :

;

3.5.3 Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростью V дин равна:

и - степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета V дин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:

;

3.5.4 Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете равна:

где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,

- степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы,

n = 2 - количество двигателей вертолета.

3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки

Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:

где m 01 - взлетная масса вертолета,

g = 9.81 м 2 /с - ускорение свободного падения.

Вт,

3.6 Выбор двигателей

Принимаем два турбовальных двигателя ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) общей мощность каждого N =1,405∙10 6 Вт

Двигатель ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) предназначен для установки на вертолеты новых поколений, а также для замены двигателей на существующих вертолетах для повышения их летно-технических характеристик. Он создан на базе серийного сертифицированного двигателя ТВ3-117ВМА и производится на ФГУП «Завод имени В.Я. Климова».

4. Расчет массы топлива

а) принимается значение крейсерской скорости первого приближения:

км/час;

б) рассчитывается коэффициент индукции I э :

при км/час

в) определяется удельная мощность , потребная для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме:

где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки,

- коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета V кр 1 , рассчитываемый по формуле:

г) Рассчитывается крейсерская скорость второго приближения:

д) Определяется относительное отклонение скоростей первого и второго приближения:

При производится уточнение крейсерской скорости первого приближения V кр 1 , она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения . Затем расчет повторяется с пункта б) и заканчивается при условии .

Удельный расход топлива рассчитывается по формуле:

где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей,

- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета,

- удельный расход топлива на взлетном режиме.

В случае полета на крейсерском режиме принимается:

;

при кВт;

при кВт.

кг/Вт∙час,

Масса топлива затрачиваемого на полет m т будет равна:

где - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости,

- крейсерская скорость,

L - дальность полета.

кг.

5. Определение массы узлов и агрегатов вертолета.

5.1 Масса лопастей несущего винта определяется по формуле :

где R - радиус несущего винта,

 - заполнение несущего винта,

кг,

5.2 Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле :

где k вт - весовой коэффициент втулок современных конструкций,

k л – коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.

В расчете можно принять:

кг/кН,

следовательно, в результате преобразований мы получи:

Для определения массы втулки несущего винта необходимо рассчитать действующую на лопасти центробежную силу N цб (в кН):

кН,

кг.

5.3 Масса системы бустерного управления , в которую входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом рассчитывается по формуле:

где b – хорда лопасти,

k бу - весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м 3 .

кг.

5.4 Масса системы ручного управления :

где k ру - весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кг/м.

кг.

5.5 Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле:

где k ред – весовой коэффициент, среднее значение которого равно 0,0748 кг/(Нм) 0,8 .

Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N и частоту вращения винта  :

где  0 - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m 0 :

при m 0 < 10 тонн

при 10 25 тонн

при m 0 > 25 тонн

Н∙м,

Масса главного редуктора:

кг.

5.6 Для определения массы узлов привода рулевого винта рассчитывается его тяга T рв :

где M нв – крутящий момент на валу несущего винта,

L рв – расстояние между осями несущего и рулевого винтов.

Расстояние между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора  между концами их лопастей:

где  - зазор, принимаемый равным 0,15…0,2 м,

- радиус рулевого винта, который в зависимости от взлетной массы вертолета составляет:

при т,

при т.

м,

Н,

Мощность N рв , расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле:

где  0 – относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.

Вт,

Крутящий момент M рв , передаваемый рулевым валом, равен:

Н∙м,

где - частота вращения рулевого вала,

с -1 ,

Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, Н∙м, при частоте вращения n в = 3000 об/мин равен:

Н∙м,

Масса m в трансмиссионного вала:

где k в – весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм) 0,67 . кг

Значение центробежной силы N цбр , действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки,

Масса втулки рулевого винта m втр рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:

где N цб - центробежная сила, действующая на лопасть,

k вт - весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН 1,35

k z - весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле: кг,

Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле:

где L рв – расстояние между осями несущего и рулевого винтов,

z л – число лопастей несущего винта,

R – радиус несущего винта,

 л – относительное удлинение лопастей несущего винта,

k пр и k эл - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования, значения которых равны:

Расчёт и построение посадочных поляр 3.4 Расчёт и построение... / S 0,15 10. Общие данные 10.1 Взлётная масса самолёта кг m0 880 10 ...

Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Контрольная работа >> Транспорт

Курсовой работы по Аэродинамике «Расчёт аэродинамических характеристик самолёта Ан... и тип двигателей Взлётная тяга одного двигателя Взлётная мощность одного двигателя... ТРДД 23450 - Взлетная масса самолёта Масса пустого снаряженного самолёта Платная нагрузка...

Расчёт закона управления продольным движением самолета

Курсовая работа >> Транспорт

Изменение положения подвижной массы акселерометра фиксируется потенциометрическим или... системы управления. В качестве инструмента расчётов рекомендуется использовать пакет MATLAB , ... полёте; б) при стоянке на взлётной полосе; в) при свободном падении...

Предполетная подготовка

Контрольная работа >> Авиация и космонавтика

Фактической взлётной массе определяется скорость принятия решения V1. Расчёт предельной коммерческой загрузки Неизменная масса = масса ...

История создания фильма Если завтра война

Реферат >> Культура и искусство

...) Масса пустого: 1 348 кг Нормальная взлётная масса : 1 765 кг Максимальная взлётная масса : 1 859 кг Масса топлива... характеристики: Калибр, мм 152,4 Расчёт , чел. 10 Масса в походном положении, кг 4550 ...