տուն » Գրանցում » Առաջին մոտավորությամբ ուղղաթիռի թռիչքի քաշի հաշվարկը. Ուղղաթիռի թռիչքային բնութագրերի հաշվարկը նախագծման փուլում: Հիմնական պարամետրերի հաշվարկ և ուղղաթիռի դասավորության մշակում

Առաջին մոտավորությամբ ուղղաթիռի թռիչքի քաշի հաշվարկը. Ուղղաթիռի թռիչքային բնութագրերի հաշվարկը նախագծման փուլում: Հիմնական պարամետրերի հաշվարկ և ուղղաթիռի դասավորության մշակում

ՆԵՐԱԾՈՒԹՅՈՒՆ

Ուղղաթիռի նախագծումը բարդ գործընթաց է, որը զարգանում է ժամանակի ընթացքում՝ բաժանված նախագծման փոխկապակցված փուլերի և փուլերի: Ստեղծված ինքնաթիռը պետք է հանդիպի տեխնիկական պահանջներև համապատասխանում են նախագծման տեխնիկական և տնտեսական բնութագրերին: Տեխնիկական պայմանները պարունակում են ուղղաթիռի նախնական նկարագրությունը և դրա կատարողական բնութագրերը՝ ապահովելով բարձր տնտեսական արդյունավետությունըև նախագծված մեքենայի մրցունակությունը, այն է՝ կրողունակությունը, թռիչքի արագությունը, հեռահարությունը, ստատիկ և դինամիկ առաստաղը, ռեսուրսը, ամրությունը և արժեքը։

Տեխնիկական պայմանները սահմանվում են նախանախագծային հետազոտության փուլում, որի ընթացքում կատարվում է արտոնագրային որոնում, առկա տեխնիկական լուծումների վերլուծություն, հետազոտական և մշակման աշխատանքներ: Նախանախագծային հետազոտության հիմնական խնդիրը նախագծված օբյեկտի և դրա տարրերի գործունեության նոր սկզբունքների որոնումն ու փորձարարական ստուգումն է:

Նախնական նախագծման փուլում ընտրվում է աերոդինամիկ սխեման, ձևավորվում է ուղղաթիռի արտաքին տեսքը և կատարվում է հիմնական պարամետրերի հաշվարկ՝ նշված թռիչքի կատարման ձեռքբերումն ապահովելու համար։ Այս պարամետրերը ներառում են՝ ուղղաթիռի զանգված, հզորություն շարժիչ համակարգ, հիմնական և պոչի ռոտորների չափերը, վառելիքի զանգվածը, գործիքավորման զանգվածը և հատուկ սարքավորումները։ Հաշվարկների արդյունքները օգտագործվում են մշակման մեջ դասավորության դիագրամուղղաթիռ և հաշվեկշիռ կազմել՝ զանգվածի կենտրոնի դիրքը որոշելու համար։

Ուղղաթիռի առանձին ստորաբաժանումների և բաղադրիչների նախագծումը, հաշվի առնելով ընտրված տեխնիկական լուծումները, իրականացվում է տեխնիկական նախագծի մշակման փուլում։ Միևնույն ժամանակ, նախագծված միավորների պարամետրերը պետք է բավարարեն նախագծի նախագծին համապատասխանող արժեքները: Որոշ պարամետրեր կարող են ճշգրտվել դիզայնի օպտիմալացման համար: ժամը տեխնիկական դիզայնԿատարվում են ագրեգատների աերոդինամիկ ամրության և կինեմատիկական հաշվարկներ, ինչպես նաև կառուցվածքային նյութերի և նախագծման սխեմաների ընտրություն:

Մանրամասն նախագծման փուլում ուղղաթիռի աշխատանքային և մոնտաժային գծագրերի կատարումը, տեխնիկական բնութագրերը, հավաքագրման ցուցակները և այլն: տեխնիկական փաստաթղթերընդունված ստանդարտներին համապատասխան

Այս աշխատությունը ներկայացնում է նախնական նախագծման փուլում ուղղաթիռի պարամետրերի հաշվարկման մեթոդաբանությունը, որն օգտագործվում է «Ուղղաթիռների ձևավորում» առարկայի դասընթացի նախագիծն ավարտելու համար:

1. Առաջին մոտավորությամբ ուղղաթիռի թռիչքի քաշի հաշվարկը

որտեղ է ծանրաբեռնվածության զանգվածը, կգ;

Անձնակազմի քաշը, կգ.

Թռիչքի միջակայքը

2. Պարամետրերի հաշվարկ ռոտորուղղաթիռ

2.1 Շառավիղ Ռ, մ, մի ռոտոր ուղղաթիռի հիմնական ռոտորհաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ է ուղղաթիռի թռիչքի քաշը, կգ;

է - ազատ անկման արագացում, որը հավասար է 9,81 մ/վրկ 2;

էջ - հիմնական ռոտորով ծածկված տարածքի հատուկ բեռ,

=3,14.

Հատուկ բեռի արժեքը էջպտուտակով մաքրված տարածքի համար ընտրվում է աշխատանքում ներկայացված առաջարկությունների համաձայն /1/. որտեղ էջ= 280

Մենք ընդունում ենք հիմնական ռոտորի շառավիղը հավասար Ռ= 7.9

Անկյունային արագություն , s -1, հիմնական ռոտորի պտույտը սահմանափակվում է շրջագծային արագությամբ Ռսայրերի ծայրերը, որը կախված է ուղղաթիռի թռիչքի ծանրությունից և կազմել է Ռ= 232 մ/վրկ.

C -1.

RPM

2.2 Օդի հարաբերական խտությունները ստատիկ և դինամիկ առաստաղների վրա

2.3 Տնտեսական արագության հաշվարկը գետնի մոտ և դինամիկ առաստաղի վրա

Համարժեք վնասակար ափսեի հարաբերական տարածքը որոշվում է.

Որտեղ Ս հա= 2.5

Հաշվարկվում է գետնին մոտ տնտեսական արագության արժեքը Վ հ, կմ/ժ:

որտեղ Ի = 1,09…1,10 - ինդուկցիայի գործակիցը.

կմ/ժ.

Դինամիկ առաստաղի վրա տնտեսական արագության արժեքը հաշվարկվում է Վ դին, կմ/ժ:

որտեղ Ի = 1,09…1,10 - ինդուկցիայի գործակիցը.

կմ/ժ.

2.4 Հաշվարկվում են դինամիկ առաստաղի առավելագույն և տնտեսական արժեքները հորիզոնական թռիչքի արագություններ.

որտեղ Վ առավելագույնը=250 կմ/ժ և Վ դին\u003d 182.298 կմ / ժ - թռիչքի արագություն;

Ռ=232 մ/վ - սայրերի ծայրամասային արագություն:

2.5 Երկրի մոտ առավելագույն արագության և դինամիկ առաստաղի վրա տնտեսական արագության համար հիմնական ռոտորի լցման հետ մղման գործակցի թույլատրելի հարաբերակցության հաշվարկը.

ժամը

2.6 Հիմնական ռոտորի մղման գործակիցները գետնի մոտ և դինամիկ առաստաղի մոտ.

2.7 Հիմնական ռոտորի լցման հաշվարկ.

Ռոտորի լցնում հաշվարկված առավելագույն և տնտեսական արագություններով թռիչքների դեպքերի համար.

Որպես գնահատված լրացման արժեք ռոտոր, ամենամեծ արժեքը վերցված է Vmax և Վ դին:

Ընդունել

ակորդի երկարությունը բ և երկարացում ռոտորի շեղբերները հավասար կլինեն.

Որտեղ zl-ը ռոտորի շեղբերների թիվն է (zl = 3)

2.8 Հիմնական ռոտորի մղման հարաբերական աճ փոխհատուցել ֆյուզելյաժի և հորիզոնական պոչի աերոդինամիկ ձգումը.

որտեղ Sf-ը ֆյուզելաժի հորիզոնական պրոյեկցիայի տարածքն է.

S-րդ - հորիզոնական պոչի տարածքը:

S f \u003d 10 մ 2;

Սգնալ \u003d 1,5 մ 2:

3. Ուղղաթիռի շարժիչ համակարգի հզորության հաշվարկ.

3.1 Հզորության հաշվարկը ստատիկ առաստաղի վրա սավառնելիս.

Վիճակագրական առաստաղի վրա սավառնող ռեժիմով հիմնական ռոտորը վարելու համար պահանջվող հատուկ հզորությունը հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ Ն Հ սբ- պահանջվող հզորություն, Վտ;

մ 0 - թռիչքի քաշը, կգ;

է - ազատ անկման արագացում, մ/վ 2;

էջ - հիմնական ռոտորով ծածկված տարածքի հատուկ բեռ, N / մ 2;

սբ - օդի հարաբերական խտությունը ստատիկ առաստաղի բարձրության վրա.

0 - հարաբերական արդյունավետություն հիմնական ռոտորը սավառնող ռեժիմում ( 0 =0.75);

Հիմնական ռոտորի մղման հարաբերական աճը՝ ֆյուզելյաժի և հորիզոնական պոչի աերոդինամիկական ձգումը հավասարակշռելու համար.

3.2 Հատուկ հզորության հաշվարկը մակարդակի թռիչքի ժամանակ առավելագույն արագությամբ

Հիմնական ռոտորը հարթ թռիչքի ժամանակ առավելագույն արագությամբ վարելու համար պահանջվող հատուկ հզորությունը հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ է շեղբերների ծայրերի ծայրամասային արագությունը.

Հարաբերական համարժեք վնասակար ափսե;

Ի հա- ինդուկցիայի գործակիցը, որը որոշվում է կախված թռիչքի արագությունից՝ համաձայն հետևյալ բանաձևերի.

կմ/ժ արագությամբ,

կմ/ժ

3.3 Դինամիկ առաստաղով թռիչքի ժամանակ հատուկ հզորության հաշվարկ տնտեսական արագությամբ

Դինամիկ առաստաղի վրա հիմնական ռոտորը վարելու հատուկ հզորությունը հետևյալն է.

որտեղ դին- օդի հարաբերական խտությունը դինամիկ առաստաղի վրա,

Վ դին- ուղղաթիռի տնտեսական արագությունը դինամիկ առաստաղի վրա,

3.4 Երկրի մոտ թռիչքի ժամանակ հատուկ հզորության հաշվարկը տնտեսական արագությամբ՝ թռիչքի ժամանակ մեկ շարժիչի խափանումների դեպքում

Մեկ շարժիչի խափանման դեպքում թռիչքը տնտեսական արագությամբ շարունակելու համար պահանջվող հատուկ հզորությունը հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ է տնտեսական արագությունը գետնին մոտ,

3.5 Տարբեր թռիչքների դեպքերի համար հատուկ նվազեցված հզորությունների հաշվարկ

3.5.1 Ստատիկ առաստաղի վրա սավառնելիս հատուկ նվազեցված հզորությունը հետևյալն է.

որտեղ է շնչափողի հատուկ հատկանիշը, որը կախված է ստատիկ առաստաղի բարձրությունից Հ սբև հաշվարկվում է բանաձևով.

0 - շարժման համակարգի էներգիայի օգտագործման գործակիցը սավառնող ռեժիմում, որի արժեքը կախված է ուղղաթիռի թռիչքի քաշից. մ 0 :

ժամը մ 0 < 10 тонн

10 25 տոննայի վրա

ժամը մ 0 > 25 տոննա

3.5.2 Առավելագույն արագությամբ մակարդակով թռիչքի հատուկ նվազեցված հզորությունը հետևյալն է.

որտեղ է էներգիայի օգտագործման գործակիցը թռիչքի առավելագույն արագությամբ,

Շարժիչների շնչափողի բնութագրերը՝ կախված օդի արագությունից Վ առավելագույնը :

3.5.3 Տնտեսական արագությամբ դինամիկ առաստաղով թռիչքի ժամանակ հատուկ նվազեցված հզորություն Վ դին հավասար է.

որտեղ է էներգիայի օգտագործման գործակիցը տնտեսական թռիչքի արագության վրա,

և - շարժիչի կլանման մակարդակները կախված դինամիկ առաստաղի բարձրությունից Հև թռիչքի արագությունը Վ դինըստ շնչափողի հետևյալ բնութագրերի.

3.5.4 Հատուկ նվազեցված հզորությունը գետնին մոտ տնտեսական արագությամբ թռիչքի ժամանակ թռիչքի ժամանակ մեկ շարժիչի խափանման դեպքում հավասար է.

որտեղ է էներգիայի օգտագործման գործակիցը տնտեսական թռիչքի արագության վրա,

Շարժիչի կծկման աստիճանը վթարային ռեժիմում,

n =2 - ուղղաթիռի շարժիչների քանակը:

3.5.5 Շարժիչ համակարգի պահանջվող հզորության հաշվարկը

Շարժիչ համակարգի պահանջվող հզորությունը հաշվարկելու համար ընտրվում է հատուկ նվազեցված հզորության առավելագույն արժեքը.

Պահանջվող հզորություն Ն Ուղղաթիռի շարժիչ համակարգը հավասար է լինելու.

որտեղ մ 0 1 - ուղղաթիռի թռիչքի քաշը,

է = 9,81 մ 2 / վ - ազատ անկման արագացում:

Վ,

3.6 Շարժիչների ընտրություն

Ընդունում ենք երկու տուրբոլիսեռ VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) շարժիչ՝ յուրաքանչյուրի ընդհանուր հզորությամբ Ն\u003d 1,405 10 6 Վտ

VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) շարժիչը նախատեսված է նոր սերնդի ուղղաթիռների վրա տեղադրելու, ինչպես նաև գործող ուղղաթիռների շարժիչները փոխարինելու համար՝ դրանց թռիչքային աշխատանքը բարելավելու համար։ Այն ստեղծվել է TV3-117VMA սերիական սերտիֆիկացված շարժիչի հիման վրա և արտադրվում է Դաշնային պետական ունիտար ձեռնարկությունում «Վ.Յա. Կլիմով»:

4. Վառելիքի զանգվածի հաշվարկ

Վառելիքի զանգվածը հաշվարկելու համար, որն ապահովում է թռիչքի տվյալ միջակայքը, անհրաժեշտ է որոշել նավարկության արագությունը Վ կր. Նավարկության արագության հաշվարկն իրականացվում է հաջորդական մոտարկումների մեթոդով հետևյալ հաջորդականությամբ.

ա) առաջին մոտարկման արագության արժեքը վերցված է.

կմ/ժ;

բ) հաշվարկված է ինդուկցիայի գործակիցը Ի հա:

կմ/ժ

գ) նավարկության ռեժիմում թռիչքի ժամանակ հիմնական ռոտորը վարելու համար պահանջվող հատուկ հզորությունը որոշվում է.

որտեղ է շարժիչ համակարգի հատուկ նվազեցված հզորության առավելագույն արժեքը,

Հզորության փոփոխության գործակիցը կախված թռիչքի արագությունից Վ կր 1, հաշվարկված բանաձևով.

դ) Երկրորդ մոտարկման արագությունը հաշվարկվում է.

ե) Առաջին և երկրորդ մոտարկման արագությունների հարաբերական շեղումը որոշվում է.

Երբ առաջին մոտարկման արագությունը ճշգրտվում է Վ կր 1 , վերցված է երկրորդ մոտարկման հաշվարկված արագությանը հավասար : Այնուհետև հաշվարկը կրկնվում է բ) կետից և ավարտվում պայմանով.

Վառելիքի հատուկ սպառումը հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ է վառելիքի հատուկ սպառման փոփոխության գործակիցը կախված շարժիչների շահագործման ռեժիմից,

Վառելիքի հատուկ սպառման փոփոխության գործակիցը կախված թռիչքի արագությունից,

Վառելիքի հատուկ սպառումը թռիչքի ռեժիմում:

Կռուիզային ռեժիմով թռիչքի դեպքում ընդունվում է հետևյալը.

կՎտ-ով;

կՎտ-ով:

կգ/Վտժ,

Թռիչքի վրա ծախսված վառելիքի զանգվածը մ Տհավասար կլինի՝

որտեղ է նավարկության արագության ժամանակ սպառվող հատուկ հզորությունը,

Նավարկության արագություն,

Լ - թռիչքի միջակայք.

5. Ուղղաթիռի բաղադրիչների և հավաքների զանգվածի որոշում.

5.1 Հիմնական ռոտորի շեղբերների զանգվածը որոշվում է բանաձևով:

որտեղ Ռ - ռոտորի շառավիղը,

- հիմնական ռոտորի լցնում,

կգ,

5.2 Հիմնական ռոտորի հանգույցի զանգվածը հաշվարկվում է բանաձևով:

որտեղ կ Երք- ժամանակակից դիզայնի թփերի քաշի գործակիցը,

կ լ- թփերի զանգվածի վրա շեղբերների քանակի ազդեցության գործակիցը.

Դուք կարող եք հաշվի առնել.

կգ/կՆ,

հետևաբար, փոխակերպումների արդյունքում ստանում ենք.

Հիմնական ռոտորի հանգույցի զանգվածը որոշելու համար անհրաժեշտ է հաշվարկել սայրերի վրա ազդող կենտրոնախույս ուժը Ն ԿԲ(kN-ով):

KN,

կգ.

5.3 Խթանիչ կառավարման համակարգի զանգվածը, որը ներառում է ափսե, հիդրավլիկ ուժեղացուցիչներ, հիմնական ռոտորի կառավարման հիդրավլիկ համակարգը հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ բ- սայրի ակորդ,

կ բոյ- ուժեղացուցիչ կառավարման համակարգի քաշի գործակիցը, որը կարելի է ընդունել հավասար 13,2 կգ/մ3:

կգ.

5.4 Ձեռքով կառավարման համակարգի քաշը:

որտեղ կ RU- մեխանիկական կառավարման համակարգի քաշի գործակիցը, վերցված մեկ ռոտոր ուղղաթիռների համար, որը հավասար է 25 կգ/մ.

կգ.

5.5 Հիմնական փոխանցման տուփի զանգվածը կախված է հիմնական ռոտորի լիսեռի ոլորող մոմենտից և հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ կ խմբ- քաշային գործակից, որի միջին արժեքը 0,0748 կգ/(Նմ) 0,8 է։

Հիմնական ռոտորային լիսեռի առավելագույն ոլորող մոմենտը որոշվում է շարժիչ համակարգի նվազեցված հզորության միջոցով Նև պտուտակի արագությունը :

որտեղ 0 - շարժիչային համակարգի էներգիայի օգտագործման գործակիցը, որի արժեքը վերցվում է կախված ուղղաթիռի թռիչքի քաշից. մ 0 :

ժամը մ 0 < 10 тонн

10 25 տոննայի վրա

ժամը մ 0 > 25 տոննա

N մ

Հիմնական փոխանցման տուփի զանգվածը.

կգ.

5.6 Պոչային ռոտորի շարժիչ միավորների զանգվածը որոշելու համար հաշվարկվում է դրա մղումը Տ ռվ :

որտեղ Մ nv- ոլորող մոմենտ ռոտորի լիսեռի վրա,

Լ ռվ- հիմնական և պոչի պտուտակների առանցքների միջև հեռավորությունը:

Հիմնական և պոչի պտուտակների առանցքների միջև հեռավորությունը հավասար է դրանց շառավիղների և բացվածքի գումարին նրանց շեղբերների ծայրերի միջև.

որտեղ - վերցված բացը հավասար է 0,15 ... 0,2 մ,

Պոչային ռոտորի շառավիղը, որը, կախված ուղղաթիռի թռիչքի քաշից, կազմում է.

ժամը,

Ժամը տ.

Ուժ Ն ռվ, ծախսվում է պոչի ռոտորի պտտման վրա, հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ 0 - պոչի ռոտորի հարաբերական արդյունավետությունը, որը կարելի է ընդունել հավասար 0,6 ... 0,65:

Վ,

Ոլորող մոմենտ Մ ռվղեկի լիսեռով փոխանցվողը հավասար է.

N մ

որտեղ է ղեկի լիսեռի պտտման հաճախականությունը,

-1-ով,

Փոխանցման լիսեռով փոխանցվող ոլորող մոմենտ, N m, պտտման արագությամբ n v= 3000 rpm հավասար է:

N մ

Քաշը մ vփոխանցման լիսեռ:

որտեղկ v- փոխանցման լիսեռի կշռման գործակիցը, որը հավասար է 0,0318 կգ / (Նմ) 0,67:

Քաշը մ և այլնմիջանկյալ հանդերձանքը հավասար է.

որտեղ կ և այլն- միջանկյալ փոխանցման տուփի կշռման գործակիցը, հավասար է 0,137 կգ / (Նմ) 0,8:

Պոչային հանդերձանքի քաշը, որը պտտում է պոչի ռոտորը.

որտեղ կ xp- պոչային հանդերձանքի կշռման գործակիցը, որի արժեքը 0,105 կգ/(Նմ) 0,8 է.

կգ.

5.7 Պոչային ռոտորի զանգվածը և հիմնական չափերը հաշվարկվում են կախված նրա մղումից Տ ռվ .

Հպման գործակիցը Գ ռվպոչի ռոտորը հավասար է.

Պոչ ռոտորի սայրի լիցքավորում ռվհաշվարկված է նույն կերպ, ինչ հիմնական ռոտորի համար.

որտեղ է մղման գործակցի հարաբերակցության թույլատրելի արժեքը պոչի ռոտորի լցոնմանը:

ակորդի երկարությունը բ ռվև երկարացում ռվպոչի ռոտորի շեղբերները հաշվարկվում են բանաձևերով.

որտեղ զ ռվ- պոչի ռոտորի շեղբերների քանակը.

Պոչ ռոտորի շեղբերների քաշը մ LRհաշվարկված էմպիրիկ բանաձևով.

Կենտրոնախույս ուժի արժեքը Ն cbrգործում է պոչի ռոտորի շեղբերների վրա և ընկալվում է հանգույցի ծխնիներով,

Պոչ ռոտորի հանգույցի քաշը մ երեքշաբթիհաշվարկվում է նույն բանաձևով, ինչ հիմնական ռոտորի համար.

որտեղ Ն ԿԲ- սայրի վրա գործող կենտրոնախույս ուժ,

կ Երք- թևի քաշի գործակիցը, վերցված հավասար է 0,0527 կգ/կՆ 1,35

կ զ- կշռման գործակիցը կախված սայրերի քանակից և հաշվարկվում է բանաձևով.

5.8 Ուղղաթիռի շարժիչ համակարգի զանգվածի հաշվարկ

Ուղղաթիռի շարժիչ համակարգի տեսակարար կշիռը dvհաշվարկված էմպիրիկ բանաձևով.

որտեղ Ն- շարժիչ համակարգի հզորությունը.

Շարժիչ համակարգի զանգվածը հավասար կլինի.

կգ.

5.9 Ուղղաթիռի ֆյուզելյաժի և սարքավորումների զանգվածի հաշվարկ

Ուղղաթիռի ֆյուզելյաժի զանգվածը հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ Ս օհմ- ֆյուզելաժի լվացված մակերեսի տարածքը, որը որոշվում է բանաձևով.

M 2,

մ 0 - առաջին մոտավոր թռիչքի քաշը,

կ զ- գործակիցը հավասար է 1,7.

կգ,

Վառելիքի համակարգի քաշը.

որտեղ մ Տ- թռիչքի ընթացքում ծախսված վառելիքի զանգվածը,

կ ց- վառելիքի համակարգի համար վերցված կշռման գործակիցը հավասար է 0,09-ի:

կգ,

Ուղղաթիռի վայրէջքի սարքի զանգվածը կազմում է.

որտեղ կ շ- կշռման գործակիցը կախված շասսիի դիզայնից.

Չքաշվող վայրէջքի սարքավորումների համար,

Շարժվող վայրէջքի սարքավորումների համար:

կգ,

Ուղղաթիռի էլեկտրական սարքավորումների զանգվածը հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ Լ ռվ- հիմնական և պոչի պտուտակների առանցքների միջև հեռավորությունը,

զ լ- ռոտորի շեղբերների քանակը,

Ռ - ռոտորի շառավիղը,

լ- հիմնական ռոտորի շեղբերների հարաբերական երկարացում,

կ և այլնև կ էլ- էլեկտրական լարերի և այլ էլեկտրական սարքավորումների քաշի գործակիցները, որոնց արժեքները հավասար են.

կգ,

Այլ ուղղաթիռային սարքավորումների զանգվածը.

որտեղ կ և այլն- քաշային գործակից, որի արժեքը հավասար է 2-ի.

կգ.

5.10 Երկրորդ մոտավոր ուղղաթիռի թռիչքի զանգվածի հաշվարկ

Դատարկ ուղղաթիռի զանգվածը հավասար է հիմնական միավորների զանգվածների գումարին.

Երկրորդ մոտավորության ուղղաթիռի թռիչքի քաշը մ 02-ը հավասար կլինի գումարին.

որտեղ մ Տ - վառելիքի զանգված,

մ գր- օգտակար բեռի զանգված,

մ հավասար- անձնակազմի զանգվածը.

կգ,

6. Ուղղաթիռի դասավորության նկարագրությունը

Նախագծված ուղղաթիռը պատրաստված է մեկ ռոտորային սխեմայով` պոչի ռոտորով, երկու գազատուրբինային շարժիչներով և երկու կրող դահուկներով: Շրջանակային կառուցվածքի ուղղաթիռի ֆյուզելյաժը բաղկացած է քթից և կենտրոնական մասերից, պոչից և ծայրամասային ճառագայթներից: Աղեղի մեջ կա անձնակազմի երկտեղանոց խցիկ՝ բաղկացած երկու օդաչուներից։ Սալոնի ապակեպատումն ապահովում է լավ ակնարկ, աջ և ձախ լոգարիթմական բշտիկները հագեցած են վթարային արձակման մեխանիզմներով։ Կենտրոնական մասում կա խցիկ՝ 6,8 x 2,05 x 1,7 մ չափսերով, և կենտրոնական լոգարիթմական դուռ՝ 0,62 x 1,4 մ՝ վթարային անկման մեխանիզմով։ բեռնախցիկԱյն նախատեսված է մինչև 2 տոննա բեռների փոխադրման համար և հագեցած է 12 ուղևորի համար նախատեսված ծալովի նստատեղերով, ինչպես նաև 5 պատգարակ ամրացնելու հանգույցներով։ Ուղևորային տարբերակում տնակում տեղադրված է 12 նստատեղ՝ տեղադրված 0,5 մ քայլով և 0,25 մ անցումով; իսկ հետևի մասում բաց է ետևի մուտքի դռան համար՝ բաղկացած երկու թեւերից։

Աշխատանքային կաշվով ճառագայթ-լարային տիպի գամված կոնստրուկցիայի պոչամբարը հագեցած է կառավարվող կայունացուցիչ և պոչի հենարան ամրացնելու հանգույցներով:

Կայունացուցիչ 2,2 մ չափսով և 1,5 մ 2 մակերեսով, NACA 0012 պրոֆիլով, մեկ-սփար դիզայնով, կողոսկրերի և դյուրալյումինի և գործվածքների պատյանով:

Կրկնակի հենարան, դահուկներ, ինքնակողմնորոշվող առջևի հենարան, չափսերը 500 x 185 մմ, հիմնական հենարանի ձևի տեսակը հեղուկ-գազի երկխցիկ շոկի կլանիչներով, չափերը 865 x 280 մմ: Պոչի հենարանը բաղկացած է երկու հենարաններից, ցնցող կլանիչից և կրունկից; լեռնադահուկային ուղի 2 մ, լեռնադահուկային բազա 3,5 մ.

Հիմնական ռոտոր՝ կախովի շեղբերով, հիդրավլիկ կափույրներով և ճոճանակի թրթռումային կափույրներով, տեղադրված է 4° 30 առաջ թեքությամբ։ Շեղբերները հատակագծով ուղղանկյուն են՝ 0,67 մ լարով և NACA 230 պրոֆիլներով և 5% երկրաչափական շրջադարձով։ Սայրերի արագությունը 200 մ/վ է, սայրերը հագեցած են տեսողական սպարի վնասման ազդանշանային համակարգով և էլեկտրաջերմային հակասառցակալման սարքով։

1,44 մ տրամագծով պոչի ռոտորը եռասայր է, մղիչ, կարդան տեսակի թևով և հատակին ամբողջությամբ մետաղական ուղղանկյուն շեղբերով, 0,51 մ լարով և NACA 230M պրոֆիլով։

Էլեկտրակայանը բաղկացած է երկու տուրբոլիսեռային գազատուրբինային շարժիչներից՝ անվճար VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) տուրբինով Սանկտ Պետերբուրգի Սբ. V.Ya.Klimov յուրաքանչյուր N = 1405 Վտ ընդհանուր հզորությամբ, տեղադրված է ֆյուզելաժի վերևում և փակված բացվող դռներով ընդհանուր գլխարկով: Շարժիչն ունի ինը աստիճանի առանցքային կոմպրեսոր, օղակաձև տիպի այրման խցիկ և երկաստիճան տուրբին, շարժիչները հագեցած են փոշուց պաշտպանող սարքերով։

Փոխանցման տուփը բաղկացած է հիմնական, միջանկյալ և պոչի փոխանցման տուփերից, արգելակային լիսեռներից, հիմնական ռոտորից: Հիմնական փոխանցման տուփ VR-8A-ը եռաստիճան է, այն ապահովում է էներգիայի փոխանցում շարժիչներից դեպի հիմնական ռոտոր, պոչի ռոտոր և հովացման օդափոխիչ, շարժիչի յուղի հովացուցիչներ և հիմնական փոխանցումատուփ; նավթային համակարգի ընդհանուր հզորությունը 60 կգ է:

Հսկիչը կրկնօրինակված է, կոշտ և մալուխային լարերով և հիդրավլիկ ուժեղացուցիչներով, որոնք շարժվում են հիմնական և պահեստային հիդրավլիկ համակարգերից: AP-34B չորս ալիքով ավտոմատ օդաչուն ապահովում է ուղղաթիռի կայունացումը թռիչքի ժամանակ՝ գլորման, ուղղության, թռիչքի և բարձրության առումով: Հիմնական հիդրավլիկ համակարգը էներգիա է ապահովում բոլոր հիդրավլիկ ագրեգատներին, իսկ պահեստայինը` միայն հիդրավլիկ ուժեղացուցիչներին:

Ջեռուցման և օդափոխության համակարգը ապահովում է ջեռուցվող կամ սառը օդի մատակարարում անձնակազմի և ուղևորների խցիկներին, հակասառցակալման համակարգը պաշտպանում է հիմնական և պոչի ռոտորի շեղբերները, անձնակազմի խցիկի առջևի ապակիները և շարժիչի օդափոխիչները սառցակալումից:

Ծանր օդերևութաբանական պայմաններում ցերեկային և գիշերային պայմաններում գործիքային թռիչքի սարքավորումները ներառում են երկու արհեստական հորիզոններ, երկու արագության ցուցիչներ HB, համակցված փոխարժեքի համակարգ GMK-1A, ավտոմատ ռադիո կողմնացույց, ռադիո բարձրաչափ RV-3:

Կապի սարքավորումները ներառում են R-860 և R-828 VHF հրամանատարական ռադիոկայաններ, R-842 և Karat կապի HF ռադիոկայաններ, SPU-7 ինքնաթիռի ինտերկոմ:

7. Ուղղաթիռի հաշվեկշռի հաշվարկ

Աղյուսակ 1. Ուղղաթիռի դատարկ հաշվեկշիռ

Միավորի անվանումը	միավոր քաշը, մ ես, կգ	Համակարգել x i միավորի զանգվածի կենտրոն, մ	Միավորի ստատիկ պահը Մ xi	Համակարգել y եսմիավորի զանգվածի կենտրոն, մ	Միավորի ստատիկ պահը Մ yi
1 հիմնական ռոտոր
1.1 Շեղբեր
1.2 Թև
2 Կառավարման համակարգ
2.1 Booster կառավարման համակարգ
2.2 Ձեռնարկի կառավարման համակարգ
3 Փոխանցում
3.1 Հիմնական փոխանցումատուփ
3.2 Միջանկյալ փոխանցման տուփ
3.3 Պոչային հանդերձանք
3.4 Փոխանցման լիսեռ
4 պոչի պտուտակ
4.1 Շեղբեր
4.2 Թև
5 Շարժիչ համակարգ
6 Վառելիքի համակարգ
7 Ֆյուզելաժ
7.1 աղեղ (15%)
7.2 Միջին մաս (50%)
7.3 Պոչի հատված (20%)
7.4 Փոխանցման տուփի ամրացում (4%)
7.5 Գլխարկներ (11%)

8.1 Հիմնական (82%)
8.2 Առջևի (16%)
8.3 պոչի աջակցություն (2%)
9 Էլեկտրասարքավորումներ
10 Սարքավորումներ
10.1 Գործիքներ օդաչուի խցիկում (25%)
10.2 Ռադիոտեխնիկա (27%).
10.3 Հիդրավլիկ սարքավորումներ (20%)
10.4 Օդաճնշական սարքավորումներ (6%).

Ստատիկ պահերը հաշվարկվում են Մ cx եսև Մ սու եսկոորդինատային առանցքների համեմատ.

Ամբողջ ուղղաթիռի զանգվածի կենտրոնի կոորդինատները հաշվարկվում են բանաձևերով :

Աղյուսակ 2. Կենտրոնացման ցուցակը առավելագույն բեռնվածությամբ

Աղյուսակ 3. Կենտրոնացվող ցուցակ 5% մնացյալ վառելիքով և կոմերցիոն լրիվ բեռով

Զանգվածի կոորդինատների կենտրոնդատարկ ուղղաթիռ՝ x0 = -0,003; y0 = -1,4524;

Զանգվածի կոորդինատների կենտրոն առավելագույն ծանրաբեռնվածությամբ x0 =0.0293; y0 = -2,0135;

Զանգվածի կոորդինատների կենտրոն 5% մնացյալ վառելիքով և լրիվ օգտակար բեռնվածքովնեղ: x 0 \u003d -0,0678; y 0 = -1,7709.

Եզրակացություն

Դասընթացի այս նախագծում իրականացվել են ուղղաթիռի թռիչքի քաշի, նրա բաղադրամասերի և հավաքակների զանգվածի, ինչպես նաև ուղղաթիռի դասավորության հաշվարկներ։ Հատակագծային գործընթացում ճշտվել է ուղղաթիռի մնացորդը, որի հաշվարկին նախորդում է ագրեգատների և էլեկտրակայանի քաշային հաշվարկների, սարքավորումների, սարքավորումների, բեռների ցուցակների և այլնի հիման վրա քաշային հաշվետվության կազմումը։ Նախագծման նպատակն է որոշել ուղղաթիռի և դրա համակարգերի հիմնական պարամետրերի օպտիմալ համադրությունը, որոնք ապահովում են նշված պահանջների կատարումը:

Նախագծման փուլում ուղղաթիռի թռիչքի բնութագրերի հաշվարկին

Իր հրապարակումներում 1999-2000 թթ. «AON» ամսագիրը բազմիցս բարձրացրել է Ուկրաինայում տարբեր դասերի ուղղաթիռների մշակման և արտադրության նպատակահարմարության հարցը։ 1999 թվականի հոկտեմբերին «Ավիայմպեքս» ՍՊԸ-ի հիման վրա կազմակերպված «XXI դարի հեռանկարային ուկրաինական բազմաֆունկցիոնալ ուղղաթիռ» գիտագործնական գիտաժողովից հետո որոշակի առաջընթաց է նկատվել այս խնդրի լուծման գործում։ Ներկայումս Ուկրաինայում իրականացվում են թեթեւ ուղղաթիռների մշակման ու արտադրության մի շարք նախագծեր։ Նախագծված ուղղաթիռների որոշ նմուշներ և մոդելներ ներկայացվել են 1999 և 2000 թվականներին Aviamir-XXI ավիաշոուներին։

Մեզ հատկապես տպավորեց Վ.Ն.Ալեքսեևի նամակը Դնեպրոպետրովսկից («AON» No 12, 1999 թ.), որտեղ նա կոչ էր անում ստեղծել անհրաժեշտ տեսական և գիտական բազա, որն անհրաժեշտ է մեր նահանգում ուղղաթիռների շինարարության զարգացման համար։ Դա պետք է արվի, քանի որ ուղղաթիռների մասնագիտացված ընկերությունները, գիտահետազոտական ինստիտուտները և համալսարանները, որոնք խորապես ներգրավված կլինեն տեսական և փորձարարական հետազոտություններում աերոդինամիկ և ուժային հաշվարկների, շարժման դինամիկայի, կառավարման համակարգերի և այլնի ոլորտներում: ուղղաթիռի հետ կապված, ներկայումս Ուկրաինայում չկա: Միաժամանակ վճարում են օտարերկրյա ֆիրմաները մեծ ուշադրությունՄոդելավորման կենտրոնների ստեղծում և արդյունավետ մաթեմատիկական մոդելների մշակում՝ դրանում զգալի միջոցներ ներդնելով։

Նախնական նախագծման (նախնական նախագծման) փուլում, երբ դրվում են հիմնական նախագծային լուծումները, որոշվում են ուղղաթիռի աերոդինամիկական և քաշային պարամետրերը, դրա ստորաբաժանումները և համակարգերը, անհրաժեշտ է գտնել երկրաչափական և կինեմատիկական տարածքը: հիմնական և պոչի ռոտորների պարամետրերը, որոնց համաձայն պահպանվում են մարտավարական և տեխնիկական պահանջներով սահմանված թռիչքային կատարումը, ապագա ուղղաթիռի տեխնիկական բնութագրերը. Միաժամանակ անհրաժեշտ է առավելագույնս օգտագործել ներքին (սովետական) և արտասահմանյան անալոգային վիճակագրական տվյալները, ինչպես նաև ժամանակակից մաթեմատիկական մեթոդներն ու հաշվարկային մոդելները։

Ուղղաթիռների նախագծման գործընթացում միշտ կան մի քանի միջանկյալ փուլեր, որոնք պետք է իրականացվեն խստորեն սահմանված ժամկետում որոշակի գնով: Օրացույցի կամ բյուջեի սահմանափակումների խախտումը կարող է հանգեցնել ամենալուրջ հետևանքների ինչպես նախագծի, այնպես էլ նախագծային կազմակերպության համար: Նկար 1-ը ցույց է տալիս նախագծում փոփոխություններ կատարելու արժեքի աճը Ինքնաթիռդրա ստեղծման տարբեր փուլերում, ինչը վկայում է նախնական նախագծման փուլում ընդունված որոշումների կարևորության և պատասխանատվության մասին:

Այս հոդվածում հեղինակներն առաջարկում են ուղղաթիռի հիմնական թռիչքային բնութագրերի հաշվարկման թվային մեթոդ՝ հիմնված Միլ-Յարոշենկոյի մեթոդով ուղղաթիռի աերոդինամիկ հաշվարկի հայտնի մոտեցման վրա: Ի տարբերություն Միլ-Յարոշենկոյի գրաֆիկա-վերլուծական մեթոդի, առաջարկված մոտեցումը թույլ է տալիս թվայինորեն լուծել հիմնական և պոչի ռոտորից բաղկացած պարզեցված դասավորության աերոդինամիկ հաշվարկի խնդիրը՝ հիմնված Գլաուերտ-Լոկի իմպուլսային տեսության հավասարումների վրա:

1. Խնդրի հայտարարություն. Հիմնական գործակիցներ

Մենք դիտարկում ենք ուղղաթիռի կայուն ուղիղ թռիչքը փոքր հետագծի թեքության անկյուններով: Տրված հիմնական ռոտորի արագության դեպքում (HB) մենք համարում ենք, որ դրա մղումը հավասարակշռում է ուղղաթիռի քաշը: Ուղղաթիռի շարժման ուղղությամբ ստացված HB ուժի պրոյեկցիան հնարավոր է փոխել միայն հիմնական ռոտորի հարձակման անկյունը փոխելով (նկ. 2): Ուղղահայաց երկայնքով ուժերի հավասարակշռությունը պահպանելու համար անհրաժեշտ է փոխել ընդհանուր բարձրության HB անկյունը և պտուտակին փոխանցվող հզորությունը:

Հաստատուն հորիզոնական թռիչքի ժամանակ ուղղաթիռի շարժման հավասարումը գրում ենք հետևյալ կերպ.

(1) հավասարումներին ավելացնում ենք հավասարում, որն արտահայտում է NV լիսեռի Nn և Nsu ուղղաթիռի էլեկտրակայանի հզորությունների հավասարությունը։

որտեղ x-ը էներգիայի կորստի գործակիցն է:

Արդյունքների և արագության վեկտորի ուղղության միջև ընկած անկյունը կարող է որոշվել հարաբերությունից

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

Ուղղաթիռի վնասակար դիմադրության գործակիցը, որը կապված է ավլված HB տարածքի հետ;

Գործակից

լցնում HB;

HB սայրի ծայրի շրջագծային արագություն:

Հորիզոնական թռիչքի համար անհրաժեշտ արդյունք HB ուժի թեքության անկյունը հայտնաբերվում է համակարգի առաջին հավասարումից (4)

Կայուն բարձրացումով հետագծի թեքության առավելագույն անկյունը հայտնաբերվում է հարաբերությունից.

որտեղ է արդյունքի թեքության անկյան արժեքը տվյալ թռիչքի ռեժիմում էլեկտրակայանի ողջ հասանելի հզորությունն օգտագործելիս:

Հաշվարկի խնդիրն է որոշել արդյունքի թեքության պահանջվող անկյունը ուղղաթիռի յուրաքանչյուր կայուն վիճակի թռիչքի ռեժիմի համար: Ուղղաթիռի թռիչքի ռեժիմը սահմանվում է թռիչքի H բարձրությամբ, պտուտակի ռեժիմի m գործակցով կամ թռիչքի հարաբերական արագությամբ: Կայուն բարձրացման ուղղահայաց արագությունները հայտնաբերվում են բանաձևով

(3), (4) բանաձևերում ներառված երկայնական ուժի և ոլորող մոմենտ NV գործակիցների արժեքները որոշվել են աշխատանքի բանաձևերով: Այս բանաձևերը հետևյալն են.

Թափման գործակիցը

(8)

Հարձակման անկյուն HB

Մեծ ոլորող մոմենտ գործոն HB

Երկայնական ուժի գործակիցը

Ներառված (10) և (11) հավասարումների մեջ, շեղբերների փեղկերի շարժումների առաջին ներդաշնակության գործակիցները գտնվել են պարզեցված բանաձևերի միջոցով (12) - (14):

Վերջնական կորստի գործակիցի B HB արժեքը, որը ներառված է (8) - (14) բանաձևերում, որոշվել է ըստ առաջարկությունների, և սայրի իներցիոն զանգվածային բնութագրերը կարող են հաշվարկվել մոտավոր բանաձևերի միջոցով:

Պոչային ռոտորի (RV) բնութագրերը հաշվարկելիս համարվել է, որ ուղղաթիռի գծի հավասարակշռման պայմանը կատարվում է թռիչքի բոլոր ռեժիմներում.

Այս պայմանից հայտնաբերվել է մղման գործակից RV-ի պահանջվող արժեքը.

որտեղ - համապատասխանաբար սայրի RV-ի վերջի լրացման գործակիցը և ծայրամասային արագությունը:

Այնուհետև, ըստ (8) - (14) բանաձևերի, հաշվարկվել են ՌՎ-ի աերոդինամիկական բնութագրերը։

Գործնական մեծ հետաքրքրություն են ներկայացնում ուղղաթիռի ինքնապտույտի ռեժիմով իջնելու բնութագրերը։ Այս դեպքում կարևոր է իմանալ ընդհանուր բարձրության j 0,7 HB անկյունների պահանջվող արժեքները՝ կախված իջնելու արագությունից, որպեսզի պահպանվի HB-ի տվյալ արագությունը:

Ուղղաթիռի վայրէջքի բնութագրերի հաշվարկը HB ինքնապտույտի ռեժիմում իրականացվում է ուղղաթիռի աերոդինամիկական որակի հիման վրա, (17):

t-ը NV մղման գործակիցն է տվյալ թռիչքի ռեժիմում.

Շարժիչ ուժի HB գործակիցը ինքնապտույտի ռեժիմում.

Ուղղաթիռի վայրէջքի անկյունը HB-ի ինքնապտույտի ռեժիմում հավասար է ուղղաթիռի հակառակ որակին.

Հարաբերություններից հայտնաբերվում են ուղղաթիռի վայրէջքի արագության հորիզոնական և ուղղահայաց բաղադրիչները

Առաջարկվող մեթոդը հնարավորություն է տալիս հաշվարկել ուղղաթիռի հիմնական թռիչքային բնութագրերը նախնական նախագծման փուլերում, երբ ընտրվում է սայրի պրոֆիլը, հիմնական և պոչի ռոտորների երկրաչափական, կինեմատիկական, իներցիոն զանգվածային պարամետրերը, հզորության բնութագրերը: հայտնի է կայանը և ուղղաթիռի թռիչքային քաշը.

Հաշվարկը կատարվում է տարբեր բարձունքների համար՝ գործառնական ռեժիմի գործակիցի թռիչքի արժեքների միջակայքում, երբ ընդհանուր սայրի թեքության անկյունները փոխվում են j 0,7 = 2°-ից մինչև 20°՝ 2° քայլով:

2. Ստացված արդյունքների հավաստիության հիմնավորում

Առաջարկվող մեթոդով ստացված արդյունքների հավաստիության հիմնավորումն իրականացվել է հայտնի ուղղաթիռների թռիչքային բնութագրերի որոշման փորձնական խնդիրների լուծման հիման վրա։

Նկ. Նկար 3-ը ցույց է տալիս Մի-4 և Մի-34 ուղղաթիռների թռիչքի բնորոշ արագությունների բարձրությունից կախվածությունը: Հաշվարկի արդյունքները համեմատվում են աշխատանքային տվյալների հետ: Մի-4 ուղղաթիռի համար հաշվարկը կատարվել է թռիչքային քաշի m=7200 կգ և սայրի ծայրի ծայրամասային արագության wR=196 մ/վրկ, Մի-34 ուղղաթիռը հաշվարկվել է աերոբատիկ տարբերակում՝ m=1020 կգ. եւ wR=206 մ/վ.

Մի-34 ուղղաթիռի ընդհանուր թռիչքի NV-ի պահանջվող անկյունների վերաբերյալ հաշվարկված տվյալների համեմատությունը տարբեր բարձրությունների համար շարժիչի անվանական աշխատանքի ռեժիմում (wR=180 մ/վ) մակարդակով թռիչքի համար ներկայացված է Նկ. 4.

Նկ.-ի գրաֆիկների վրա: Նկար 5-ում ներկայացված են Մի-4 ուղղաթիռի ուղղահայաց արագության և վայրէջքի անկյան կախվածությունները HB ինքնապտույտի ռեժիմում H=0 կմ բարձրության համար:

Հոդվածի սահմանափակ ծավալը թույլ չի տալիս տրամադրել այս ուղղաթիռների համար հաշվարկված ողջ նյութը։

Մեթոդաբանական ուսումնասիրությունները ցույց են տվել, որ առաջարկվող մեթոդը թույլ է տալիս բավականաչափ ճշգրտությամբ վերլուծել ուղղաթիռի թռիչքի ռեժիմը որոշող բազմաթիվ պարամետրերի ազդեցությունը թռիչքի բնութագրերի վրա: Աշխատանքային ռեժիմի գործակիցը m 0,08-ից 0,3-ի փոփոխության շրջանակներում, երբ HB սկավառակի երկայնքով սայրի հատվածների հարձակման անկյունները չեն գերազանցում առավելագույն թույլատրելիը, տեսության մեջ արված ենթադրությունները կախվածության գծայինության մասին Cy(a) և Схрср=const վավեր են, այս մեթոդը տալիս է սխալի հաշվարկներ, որոնք չեն գերազանցում 8-10%-ը: Թեթև ուղղաթիռների համար դա համապատասխանում է մինչև 25 կգ/մ2 բեռնվածության G/F տարածքի և մինչև 220-230 կմ/ժ թռիչքի առավելագույն արագության:

3. Հաշվարկման օրինակներ

Հոդվածում ներկայացված են Robinson R22 (m=620 կգ, wR=217 մ/վ) և Hughes 269В/300 (m=930 կգ, wR=202 մ/վ) ուղղաթիռների թռիչքային բնութագրերի հաշվարկների որոշ արդյունքներ։ Աշխատանքից վերցված են հիմնական և պոչի ռոտորների, ինչպես նաև ուղղաթիռների երկրաչափական և կինեմատիկական պարամետրերը:

R22 ուղղաթիռը ունի 7,67 մ տրամագծով երկսեղանով HB (sn=0,03) և NACA-63015 սայրի պրոֆիլ, ավլված հատվածի ծանրաբեռնվածությունը 13,45 կգ/մ2 է։ Որպես էլեկտրակայան, օգտագործվում է մեկ Lycoming U-320-B2C մխոցային շարժիչ՝ N = 160 ձիաուժ հզորությամբ:

269/300 ուղղաթիռի մոդելը օգտագործում է եռաշեղանի պտուտակ՝ D = 8,18 մ տրամագծով (sn = 0,04) և NACA-0015 սայրի պրոֆիլով, ավլված տարածքի ծանրաբեռնվածությունը 17,7 կգ/մ2 է։ Lycoming HIO-360D մխոցային շարժիչը ապահովում է թռիչքի հզորություն, որը հավասար է 190 ձիաուժ:

Նկար 6-ը ցույց է տալիս R22 և Hughes 269/300 ուղղաթիռների բարձրությունների և կայուն մակարդակի թռիչքի արագությունների գործառնական միջակայքերը: Վերգետնյա առավելագույն արագությունը Robinson R22-ի համար կազմում է 190 կմ/ժ, իսկ Hughes 269/300-ի համար՝ 175 կմ/ժ: Այն նաև ցույց է տալիս Vek տնտեսական արագության արժեքները, որն ապահովում է առավելագույն կայուն բարձրացման ռեժիմ:

Ուղղաթիռի HB-ի ընդհանուր թեքության անկյան պահանջվող արժեքները գետնին մոտ ինքնապտտվող ռեժիմով վայրէջքի ժամանակ ներկայացված են Նկար 7-ում: jc-ի այս արժեքներով HB-ի պտտման արագությունը պահպանվում է հաստատուն:

5. Johnson W. ուղղաթիռի տեսություն. Գիրք 1. Մ.: Միր, 1983 թ.

6. Բրեյվերման Ա.Ս. Ուղղաթիռի որակը և շարժման արդյունավետությունը: Աերոդինամիկ հաշվարկի գծայնացում // Ուղղաթիռի թռիչքի բնութագրերի հաշվարկի մասին. ՑԱԳԻ նրանց աշխատություն. պրոֆ. N.E. Ժուկովսկի, թողարկում 2448, 1989 թ.

7. Օտարերկրյա ուղղաթիռների վիճակագրական տվյալներ / ակնարկներ No 678. TsAGI im. պրոֆ. Ն.Է.Ժուկովսկի, Մ.: ONTI TsAGI, 1988:

8. Araslanov S. A. Ի՞նչ ուղղաթիռներ են պետք Ուկրաինային: // Ընդհանուր ավիացիա, թիվ 10, 1999 թ.

Ներածություն

Ուղղաթիռի նախագծումը բարդ գործընթաց է, որը զարգանում է ժամանակի ընթացքում՝ բաժանված նախագծման փոխկապակցված փուլերի և փուլերի: Ստեղծված օդանավը պետք է համապատասխանի տեխնիկական պահանջներին և համապատասխանի նախագծային մասնագրում նշված տեխնիկական և տնտեսական բնութագրերին: Տեխնիկական պայմանները պարունակում են ուղղաթիռի նախնական նկարագրությունը և դրա կատարողական բնութագրերը, որոնք ապահովում են նախագծված մեքենայի բարձր տնտեսական արդյունավետությունն ու մրցունակությունը, մասնավորապես՝ կրողունակությունը, թռիչքի արագությունը, հեռահարությունը, ստատիկ և դինամիկ առաստաղը, ռեսուրսը, ամրությունը և արժեքը:

Նախնական նախագծման փուլում ընտրվում է աերոդինամիկ սխեման, ձևավորվում է ուղղաթիռի արտաքին տեսքը և կատարվում է հիմնական պարամետրերի հաշվարկ՝ նշված թռիչքի կատարման ձեռքբերումն ապահովելու համար։ Այս պարամետրերը ներառում են՝ ուղղաթիռի զանգվածը, շարժիչ համակարգի հզորությունը, հիմնական և պոչի ռոտորների չափերը, վառելիքի զանգվածը, գործիքավորման և հատուկ սարքավորումների զանգվածը։ Հաշվարկների արդյունքներն օգտագործվում են ուղղաթիռի դասավորության սխեմայի մշակման և զանգվածի կենտրոնի դիրքը որոշելու համար հաշվեկշռի կազմման մեջ:

Ուղղաթիռի առանձին ստորաբաժանումների և բաղադրիչների նախագծումը, հաշվի առնելով ընտրված տեխնիկական լուծումները, իրականացվում է տեխնիկական նախագծի մշակման փուլում։ Միևնույն ժամանակ, նախագծված միավորների պարամետրերը պետք է բավարարեն նախագծի նախագծին համապատասխանող արժեքները: Որոշ պարամետրեր կարող են ճշգրտվել դիզայնի օպտիմալացման համար: Տեխնիկական նախագծման ընթացքում կատարվում են ագրեգատների աերոդինամիկ ամրության և կինեմատիկական հաշվարկներ, ինչպես նաև կառուցվածքային նյութերի և նախագծման սխեմաների ընտրություն:

Մանրամասն նախագծման փուլում ուղղաթիռի աշխատանքային և հավաքման գծագրերը, տեխնիկական բնութագրերը, փաթեթավորման ցուցակները և այլ տեխնիկական փաստաթղթերը պատրաստվում են ընդունված ստանդարտներին համապատասխան:

1. Առաջին մոտավորությամբ ուղղաթիռի թռիչքի քաշի հաշվարկը

որտեղ է ծանրաբեռնվածության զանգվածը, կգ;

Անձնակազմի քաշը, կգ.

Թռիչքի միջակայքը

2. Ուղղաթիռի հիմնական ռոտորի պարամետրերի հաշվարկ

2.1 Շառավիղ Ռ, m, մեկ ռոտոր ուղղաթիռի հիմնական ռոտորը հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ է ուղղաթիռի թռիչքի քաշը, կգ;

է- ազատ անկման արագացում, որը հավասար է 9,81 մ/վ 2;

էջ- հիմնական ռոտորով ծածկված տարածքի հատուկ բեռ,

Մենք ընդունում ենք հիմնական ռոտորի շառավիղը հավասար Ռ= 7.9

Անկյունային արագություն w, s -1 , հիմնական ռոտորի պտույտը սահմանափակվում է շրջագծային արագությամբ wՌսայրերի ծայրերը, որը կախված է ուղղաթիռի թռիչքի ծանրությունից և կազմել է wՌ= 232 մ/վրկ.

2.2 Օդի հարաբերական խտությունները ստատիկ և դինամիկ առաստաղների վրա

2.3 Տնտեսական արագության հաշվարկը գետնի մոտ և դինամիկ առաստաղի վրա

Համարժեք վնասակար ափսեի հարաբերական տարածքը որոշվում է.

Որտեղ Սհա= 2.5

Հաշվարկվում է գետնին մոտ տնտեսական արագության արժեքը Վհ, կմ/ժ:

որտեղ Ի

Դինամիկ առաստաղի վրա տնտեսական արագության արժեքը հաշվարկվում է Վդին, կմ/ժ:

որտեղ Ի\u003d 1.09 ... 1.10 - ինդուկցիոն գործակից:

2.4 Դինամիկ առաստաղի վրա հորիզոնական թռիչքի առավելագույն և տնտեսական արագությունների հարաբերական արժեքները հաշվարկվում են.

որտեղ Vmax=250 կմ/ժ և Վդին\u003d 182.298 կմ / ժ - թռիչքի արագություն;

wՌ=232 մ/վ - սայրերի ծայրամասային արագություն:

2.5 Հպման գործակցի և հիմնական ռոտորի լցման թույլատրելի հարաբերությունների հաշվարկը գետնին մոտ առավելագույն արագության և դինամիկ առաստաղի վրա տնտեսական արագության համար.

2.6 Հիմնական ռոտորի մղման գործակիցները գետնի մոտ և դինամիկ առաստաղի մոտ.

2.7 Հիմնական ռոտորի լցման հաշվարկ.

Ռոտորի լցնում սհաշվարկված առավելագույն և տնտեսական արագություններով թռիչքների դեպքերի համար.

Որպես գնահատված լրացման արժեք սռոտոր, ամենամեծ արժեքը վերցված է սVmaxև սՎդին:

Ընդունել

ակորդի երկարությունը բև երկարացում լռոտորի շեղբերները հավասար կլինեն.

Որտեղ z l-ը ռոտորի շեղբերների թիվն է (z l \u003d 3)

2.8 Հիմնական ռոտորի մղման հարաբերական ավելացում՝ փոխհատուցելու ֆյուզելյաժի և հորիզոնական պոչի աերոդինամիկական դիմադրությունը.

որտեղ S f-ը ֆյուզելաժի հորիզոնական պրոյեկցիայի տարածքն է.

S-րդ - հորիզոնական պոչի տարածքը:

S-րդ \u003d 1,5 մ 2:

3. Ուղղաթիռի շարժիչ համակարգի հզորության հաշվարկ.

3.1 Հզորության հաշվարկը ստատիկ առաստաղի վրա սավառնելիս.

որտեղ Ն Հսբ- պահանջվող հզորություն, Վտ;

մ 0 - թռիչքի քաշը, կգ;

է- ազատ անկման արագացում, մ/վ 2;

էջ- հատուկ բեռը հիմնական ռոտորով ծածկված տարածքի վրա, N/m 2;

Դ սբ- օդի հարաբերական խտությունը ստատիկ առաստաղի բարձրության վրա.

հ 0 - հարաբերական արդյունավետություն: հիմնական ռոտորը սավառնող ռեժիմում ( հ 0 =0.75);

3.2 Հատուկ հզորության հաշվարկը մակարդակի թռիչքի ժամանակ առավելագույն արագությամբ

որտեղ է շեղբերների ծայրերի ծայրամասային արագությունը.

Հարաբերական համարժեք վնասակար ափսե;

Իհա- ինդուկցիայի գործակիցը, որը որոշվում է կախված թռիչքի արագությունից՝ համաձայն հետևյալ բանաձևերի.

կմ/ժ արագությամբ,

կմ/ժ

3.3 Դինամիկ առաստաղով թռիչքի ժամանակ հատուկ հզորության հաշվարկ տնտեսական արագությամբ

Դինամիկ առաստաղի վրա հիմնական ռոտորը վարելու հատուկ հզորությունը հետևյալն է.

որտեղ Դ դին- օդի հարաբերական խտությունը դինամիկ առաստաղի վրա,

Վդին- ուղղաթիռի տնտեսական արագությունը դինամիկ առաստաղի վրա,

որտեղ է տնտեսական արագությունը գետնին մոտ,

3.5 Տարբեր թռիչքների դեպքերի համար հատուկ նվազեցված հզորությունների հաշվարկ

3.5.1 Ստատիկ առաստաղի վրա սավառնելիս հատուկ նվազեցված հզորությունը հետևյալն է.

որտեղ է շնչափողի հատուկ հատկանիշը, որը կախված է ստատիկ առաստաղի բարձրությունից Հսբև հաշվարկվում է բանաձևով.

x 0 - շարժման համակարգի էներգիայի օգտագործման գործակիցը սավառնող ռեժիմում, որի արժեքը կախված է ուղղաթիռի թռիչքի քաշից. մ 0:

ժամը մ 0

10 25 տոննայի վրա

ժամը մ 0 > 25 տոննա

3.5.2 Առավելագույն արագությամբ մակարդակով թռիչքի հատուկ նվազեցված հզորությունը հետևյալն է.

որտեղ է էներգիայի օգտագործման գործակիցը թռիչքի առավելագույն արագությամբ,

Շարժիչների շնչափողի բնութագրերը՝ կախված օդի արագությունից Vmax :

3.5.3 Տնտեսական արագությամբ թռիչքի ժամանակ դինամիկ առաստաղի հատուկ նվազեցված հզորությունը Վդինհավասար է.

որտեղ է էներգիայի օգտագործման գործակիցը տնտեսական թռիչքի արագության վրա,

և - շարժիչի կլանման մակարդակները կախված դինամիկ առաստաղի բարձրությունից Հև թռիչքի արագությունը Վդինըստ շնչափողի հետևյալ բնութագրերի.

3.5.4 Տնտեսական նվազեցված հզորությունը գետնին մոտ տնտեսական արագությամբ թռիչքի ժամանակ մեկ շարժիչի խափանումով թռիչքի ժամանակ հավասար է.

որտեղ է էներգիայի օգտագործման գործակիցը տնտեսական թռիչքի արագության վրա,

Շարժիչի կծկման աստիճանը վթարային ռեժիմում,

n=2 - ուղղաթիռի շարժիչների քանակը:

3.5.5 Շարժիչ համակարգի պահանջվող հզորության հաշվարկը

Պահանջվող հզորություն ՆՈւղղաթիռի շարժիչ համակարգը հավասար է լինելու.

որտեղ մ 01 - ուղղաթիռի թռիչքի քաշը,

է\u003d 9,81 մ 2 / վ - ազատ անկման արագացում:

3.6 Շարժիչների ընտրություն

Ընդունում ենք երկու տուրբոլիսեռ VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) շարժիչ՝ յուրաքանչյուրի ընդհանուր հզորությամբ Ն\u003d 1,405 10 6 Վտ

VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) շարժիչը նախատեսված է նոր սերնդի ուղղաթիռների վրա տեղադրելու, ինչպես նաև գործող ուղղաթիռների շարժիչները փոխարինելու համար՝ դրանց թռիչքային աշխատանքը բարելավելու համար։ Այն ստեղծվել է սերիական սերտիֆիկացված TV3-117VMA շարժիչի հիման վրա և արտադրվում է «Վ.Յա.Կլիմովի անվան գործարանում» Դաշնային պետական ունիտար ձեռնարկությունում։

4. Վառելիքի զանգվածի հաշվարկ

Վառելիքի զանգվածը հաշվարկելու համար, որն ապահովում է թռիչքի տվյալ միջակայքը, անհրաժեշտ է որոշել նավարկության արագությունը Վկր.Նավարկության արագության հաշվարկն իրականացվում է հաջորդական մոտարկումների մեթոդով հետևյալ հաջորդականությամբ.

ա) առաջին մոտարկման արագության արժեքը վերցված է.

բ) հաշվարկված է ինդուկցիայի գործակիցը Իհա:

կմ/ժ-ով

որտեղ է շարժիչ համակարգի հատուկ նվազեցված հզորության առավելագույն արժեքը,

Հզորության փոփոխության գործակիցը կախված թռիչքի արագությունից Վկր 1, հաշվարկված բանաձևով.

դ) Երկրորդ մոտարկման արագությունը հաշվարկվում է.

ե) Առաջին և երկրորդ մոտարկման արագությունների հարաբերական շեղումը որոշվում է.

Առաջին մոտավորության նավարկության արագությունը ճշգրտվում է Վկր 1 , այն վերցված է երկրորդ մոտարկման հաշվարկված արագությանը հավասար։ Այնուհետև հաշվարկը կրկնվում է բ) կետից և ավարտվում պայմանով.

Վառելիքի հատուկ սպառումը հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ է վառելիքի հատուկ սպառման փոփոխության գործակիցը կախված շարժիչների շահագործման ռեժիմից,

Վառելիքի հատուկ սպառման փոփոխության գործակիցը կախված թռիչքի արագությունից,

Վառելիքի հատուկ սպառումը թռիչքի ռեժիմում:

Կռուիզային ռեժիմով թռիչքի դեպքում ընդունվում է հետևյալը.

կգ/Վտժ,

Թռիչքի վրա ծախսված վառելիքի զանգվածը մՏհավասար կլինի՝

որտեղ է նավարկության արագության ժամանակ սպառվող հատուկ հզորությունը,

Նավարկության արագություն,

Լ- թռիչքի միջակայք.

5. Ուղղաթիռի բաղադրիչների և հավաքների զանգվածի որոշում.

5.1 Հիմնական ռոտորի շեղբերների զանգվածը որոշվում է բանաձևով.

որտեղ Ռ- ռոտորի շառավիղը

ս- հիմնական ռոտորի լցնում,

5.2 Հիմնական ռոտորային հանգույցի զանգվածը հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ կԵրք- ժամանակակից դիզայնի թփերի քաշի գործակիցը,

կլ- թփերի զանգվածի վրա շեղբերների քանակի ազդեցության գործակիցը.

Դուք կարող եք հաշվի առնել.

հետևաբար, փոխակերպումների արդյունքում ստանում ենք.

5.3 Խթանիչ կառավարման համակարգի զանգվածը, որը ներառում է ափսեը, հիդրավլիկ ուժեղացուցիչները, հիմնական ռոտորի կառավարման հիդրավլիկ համակարգը, հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ բ- սայրի ակորդ,

կբոյ- ուժեղացուցիչի կառավարման համակարգի քաշի գործակիցը, որը կարելի է ընդունել հավասար 13,2 կգ/մ 3:

5.4 Ձեռքով կառավարման համակարգի զանգվածը.

որտեղ կRU- մեխանիկական կառավարման համակարգի քաշային գործակիցը, վերցված մեկ ռոտոր ուղղաթիռների համար, որը հավասար է 25 կգ/մ.

որտեղ կխմբ- քաշային գործակից, որի միջին արժեքը կազմում է 0,0748 կգ / (Նմ) 0,8:

Հիմնական ռոտորային լիսեռի առավելագույն ոլորող մոմենտը որոշվում է շարժիչ համակարգի նվազեցված հզորության միջոցով Նև պտուտակի արագությունը w:

որտեղ x 0 - շարժիչային համակարգի էներգիայի օգտագործման գործակիցը, որի արժեքը վերցվում է կախված ուղղաթիռի թռիչքի քաշից. մ 0:

ժամը մ 0

10 25 տոննայի վրա

ժամը մ 0 > 25 տոննա

Հիմնական փոխանցման տուփի զանգվածը.

5.6 Պոչային ռոտորի շարժիչ միավորների զանգվածը որոշելու համար հաշվարկվում է դրա մղումը Տռվ:

որտեղ Մnv- ոլորող մոմենտ ռոտորի լիսեռի վրա,

Լռվ- հիմնական և պոչի պտուտակների առանցքների միջև հեռավորությունը:

Հիմնական և պոչի պտուտակների առանցքների միջև հեռավորությունը հավասար է դրանց շառավիղների և բացվածքի գումարին դնրանց շեղբերների ծայրերի միջև.

որտեղ դ- վերցված բացը հավասար է 0,15 ... 0,2 մ,

Պոչային ռոտորի շառավիղը, որը, կախված ուղղաթիռի թռիչքի քաշից, կազմում է.

Ուժ Նռվ, ծախսվում է պոչի ռոտորի պտտման վրա, հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ հ 0 - պոչի ռոտորի հարաբերական արդյունավետությունը, որը կարելի է ընդունել հավասար 0,6 ... 0,65:

Ոլորող մոմենտ Մռվղեկի լիսեռով փոխանցվողը հավասար է.

որտեղ է ղեկի լիսեռի պտտման հաճախականությունը,

Փոխանցման լիսեռով փոխանցվող ոլորող մոմենտ, N∙m, պտտման արագությամբ nv= 3000 rpm:

Քաշը մvփոխանցման լիսեռ:

որտեղ կv- փոխանցման լիսեռի կշռման գործակիցը, որը հավասար է 0,0318 կգ / (Նմ) 0,67:

Քաշը մև այլնմիջանկյալ հանդերձանքը հավասար է.

որտեղ կև այլն- միջանկյալ փոխանցման տուփի քաշի գործակիցը, հավասար է 0,137 կգ / (Նմ) 0,8:

Պոչային հանդերձանքի քաշը, որը պտտում է պոչի ռոտորը.

որտեղ կxp- պոչային հանդերձանքի կշռման գործակիցը, որի արժեքը 0,105 կգ/(Նմ) 0,8 է.

5.7 Պոչային ռոտորի զանգվածը և հիմնական չափերը հաշվարկվում են կախված նրա մղումից Տռվ.

Հպման գործակիցը Գռվպոչի ռոտորը հավասար է.

Պոչ ռոտորի սայրի լիցքավորում սռվհաշվարկված է նույն կերպ, ինչ հիմնական ռոտորի համար.

որտեղ է մղման գործակցի հարաբերակցության թույլատրելի արժեքը պոչի ռոտորի լցոնմանը:

ակորդի երկարությունը բռվև երկարացում լռվպոչի ռոտորի շեղբերները հաշվարկվում են բանաձևերով.

որտեղ զռվ- պոչի ռոտորի շեղբերների քանակը.

Պոչ ռոտորի շեղբերների քաշը մLR

Կենտրոնախույս ուժի արժեքը Նcbrգործելով պոչի ռոտորի շեղբերների վրա և ընկալվում է թփի ծխնիներով,

Պոչ ռոտորի հանգույցի քաշը մերեքշաբթիհաշվարկվում է նույն բանաձևով, ինչ հիմնական ռոտորի համար.

որտեղ ՆԿԲ- սայրի վրա գործող կենտրոնախույս ուժ,

կԵրք- թևի քաշի գործակիցը, վերցված հավասար է 0,0527 կգ/կՆ 1,35

կզ- քաշի գործակիցը կախված սայրերի քանակից և հաշվարկվում է բանաձևով.

5.8 Ուղղաթիռի շարժիչ համակարգի զանգվածի հաշվարկ

Ուղղաթիռի շարժիչ համակարգի տեսակարար կշիռը էdvհաշվարկված էմպիրիկ բանաձևով.

որտեղ Ն- շարժիչ համակարգի հզորությունը.

Շարժիչ համակարգի զանգվածը հավասար կլինի.

5.9 Ուղղաթիռի ֆյուզելյաժի և սարքավորումների զանգվածի հաշվարկ

Ուղղաթիռի ֆյուզելյաժի զանգվածը հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ Սօհմ- ֆյուզելաժի լվացված մակերեսի տարածքը, որը որոշվում է բանաձևով.

մ 0 - առաջին մոտավոր թռիչքի քաշը,

կզ-գործակիցը հավասար է 1.7.

Վառելիքի համակարգի քաշը.

որտեղ մՏ- թռիչքի համար օգտագործվող վառելիքի զանգվածը,

կց- վառելիքի համակարգի համար վերցված քաշի գործակիցը հավասար է 0,09-ի:

Ուղղաթիռի վայրէջքի սարքի զանգվածը կազմում է.

որտեղ կշ- կշռման գործակիցը կախված շասսիի դիզայնից.

Ֆիքսված վայրէջքի սարքավորումների համար,

Շարժվող վայրէջքի սարքավորումների համար:

Ուղղաթիռի էլեկտրական սարքավորումների զանգվածը հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ Լռվ- հիմնական և պոչի պտուտակների առանցքների միջև հեռավորությունը,

զլ- ռոտորի շեղբերների քանակը,

Ռ- ռոտորի շառավիղը,

լլ- հիմնական ռոտորի շեղբերների հարաբերական երկարացում,

կև այլնև կէլ- էլեկտրական լարերի և այլ էլեկտրական սարքավորումների քաշի գործակիցները, որոնց արժեքները հավասար են.

Այլ ուղղաթիռային սարքավորումների զանգվածը.

որտեղ կև այլն-քաշային գործակից, որի արժեքը հավասար է 2-ի:

5.10 Երկրորդ մոտավոր ուղղաթիռի թռիչքի զանգվածի հաշվարկ

Դատարկ ուղղաթիռի զանգվածը հավասար է հիմնական միավորների զանգվածների գումարին.

Երկրորդ մոտավորության ուղղաթիռի թռիչքի քաշը մ 02-ը հավասար կլինի գումարին.

որտեղ մՏ- վառելիքի զանգված,

մգր- օգտակար բեռի զանգված,

մհավասար- անձնակազմի զանգվածը.

6. Ուղղաթիռի դասավորության նկարագրությունը

Նախագծված ուղղաթիռը պատրաստված է մեկ ռոտորային սխեմայով` պոչի ռոտորով, երկու գազատուրբինային շարժիչներով և երկու կրող դահուկներով: Շրջանակային կառուցվածքի ուղղաթիռի ֆյուզելյաժը բաղկացած է քթից և կենտրոնական մասերից, պոչից և ծայրամասային ճառագայթներից: Աղեղի մեջ կա անձնակազմի երկտեղանոց խցիկ՝ բաղկացած երկու օդաչուներից։ Սալոնի ապակեպատումն ապահովում է լավ տեսանելիություն, աջ և ձախ լոգարիթմական բշտիկները հագեցած են վթարային անջատման մեխանիզմներով: Կենտրոնական մասում կա խցիկ՝ 6,8 x 2,05 x 1,7 մ չափսերով, և կենտրոնական լոգարիթմական դուռ՝ 0,62 x 1,4 մ՝ վթարային անկման մեխանիզմով։ Բեռնախցիկը նախատեսված է մինչև 2 տոննա բեռների փոխադրման համար և հագեցած է 12 ուղևորի համար նախատեսված ծալովի նստատեղերով, ինչպես նաև 5 պատգարակ ամրացնելու հանգույցներով։ Ուղևորային տարբերակում սրահում կա 12 նստատեղ՝ տեղադրված 0,5 մ քայլով և 0,25 մ անցումով; իսկ հետևի մասում բաց է ետևի մուտքի դռան համար՝ բաղկացած երկու թեւերից։

Կրկնակի հենարան, դահուկներ, ինքնակողմնորոշվող առջևի հենարան, չափսերը 500 x 185 մմ, հիմնական հենարանի ձևի տեսակը հեղուկ-գազի երկխցիկ շոկի կլանիչներով, չափսերը 865 x 280 մմ: Պոչի հենարանը բաղկացած է երկու հենարաններից, ցնցող կլանիչից և կրունկից; լեռնադահուկային ուղի 2 մ, լեռնադահուկային բազա 3,5 մ.

Օր ու գիշեր դժվար օդերևութաբանական պայմաններում գործիքային թռիչքների համար սարքավորումները ներառում են երկու արհեստական հորիզոններ, երկու NV արագության ցուցիչ, GMK-1A համակցված վերնագրի համակարգ, ավտոմատ ռադիո կողմնացույց և RV-3 ռադիո բարձրաչափ:

7. Ուղղաթիռի հաշվեկշռի հաշվարկ

Աղյուսակ 1. Դատարկ ուղղաթիռի հավասարակշռման ցուցակ

Միավորի անվանումը	միավոր քաշը, m i, կգ	Համակարգել x i միավորի զանգվածի կենտրոն, մ	Միավորի ստատիկ պահը M xi	Համակարգել y iմիավորի զանգվածի կենտրոն, մ	Միավորի ստատիկ պահը Մ ի
1 ռոտոր
1.1 Շեղբեր
1.2 Թև
2 Կառավարման համակարգ
2.1 Booster կառավարման համակարգ
2.2 Ձեռնարկի կառավարման համակարգ
3 Փոխանցում
3.1 Հիմնական փոխանցումատուփ
3.2 Միջանկյալ փոխանցման տուփ
3.3 Պոչային հանդերձանք
3.4 Փոխանցման լիսեռ
4 պոչի պտուտակ
4.1 Շեղբեր
4.2 Թև
5 Շարժիչ համակարգ
6 Վառելիքի համակարգ
7 Ֆյուզելաժ
7.1 աղեղ (15%)
7.2 Միջին մաս (50%)
7.3 Պոչի հատված (20%)
7.4 Փոխանցման տուփի ամրացում (4%)
7.5 Գլխարկներ (11%)

8.1 Հիմնական (82%)
8.2 Առջևի (16%)
8.3 պոչի աջակցություն (2%)
9 Էլեկտրասարքավորումներ
10 Սարքավորումներ
10.1 Գործիքներ օդաչուի խցիկում (25%)
10.2 Ռադիոտեխնիկա (27%).
10.3 Հիդրավլիկ սարքավորումներ (20%)
10.4 Օդաճնշական սարքավորումներ (6%).

Ստատիկ պահերը հաշվարկվում են M cxեսև Մ սուեսկոորդինատային առանցքների համեմատ.

Ամբողջ ուղղաթիռի զանգվածի կենտրոնի կոորդինատները հաշվարկվում են բանաձևերով.

Աղյուսակ 2. Կենտրոնացման ցուցակը առավելագույն բեռնվածությամբ

Միավորի անվանումը	միավոր քաշը, m i, կգ	Համակարգել x i միավորի զանգվածի կենտրոն, մ	Միավորի ստատիկ պահը M xi	Համակարգել y iմիավորի զանգվածի կենտրոն, մ	Միավորի ստատիկ պահը Մ ի
Ուղղաթիռ
Վառելիքի բաքեր 1 և 2

Աղյուսակ 3. Կենտրոնացվող ցուցակ 5% մնացյալ վառելիքով և կոմերցիոն լրիվ բեռով

Միավորի անվանումը	միավոր քաշը, m i, կգ	Համակարգել x i միավորի զանգվածի կենտրոն, մ	Միավորի ստատիկ պահը M xi	Համակարգել y iմիավորի զանգվածի կենտրոն, մ	Միավորի ստատիկ պահը Մ ի
Ուղղաթիռ

Դատարկ ուղղաթիռի զանգվածի կոորդինատները՝ x 0 =-0,003, y 0 =-1,4524;

Առավելագույն ծանրաբեռնվածությամբ զանգվածի կենտրոնի կոորդինատները՝ x 0 \u003d 0,0293; y 0 \u003d -2,0135;

Զանգվածի կենտրոնի կոորդինատները 5% մնացյալ վառելիքով և ամբողջական առևտրային բեռով՝ x 0 \u003d -0,0678; y 0 = -1,7709.

Եզրակացություն

Դասընթացի այս նախագծում իրականացվել են ուղղաթիռի թռիչքի քաշի, նրա բաղադրամասերի և հավաքակների զանգվածի, ինչպես նաև ուղղաթիռի դասավորության հաշվարկներ։ Դասավորության ընթացքում հստակեցվել է ուղղաթիռի դասավորությունը, որի հաշվարկին նախորդում է ագրեգատների և էլեկտրակայանի քաշի հաշվարկների հիման վրա քաշային հաշվետվության կազմումը, սարքավորումների, սարքավորումների, բեռների ցուցակները և այլն: Նախագծման նպատակն է որոշել ուղղաթիռի և դրա համակարգերի հիմնական պարամետրերի օպտիմալ համադրությունը, որոնք ապահովում են սահմանված պահանջների կատարումը:

Ներածություն

Նախնական նախագծման փուլում ընտրվում է աերոդինամիկ սխեման, ձևավորվում է ուղղաթիռի արտաքին տեսքը և կատարվում է հիմնական պարամետրերի հաշվարկ՝ նշված թռիչքի կատարման ձեռքբերումն ապահովելու համար։ Այս պարամետրերը ներառում են՝ ուղղաթիռի զանգվածը, շարժիչ համակարգի հզորությունը, հիմնական և պոչի ռոտորների չափերը, վառելիքի զանգվածը, գործիքավորման և հատուկ սարքավորումների զանգվածը։ Հաշվարկների արդյունքներն օգտագործվում են ուղղաթիռի դասավորության սխեմայի մշակման և զանգվածի կենտրոնի դիրքը որոշելու համար հաշվեկշռի կազմման մեջ:

Ուղղաթիռի առանձին ստորաբաժանումների և բաղադրիչների նախագծումը, հաշվի առնելով ընտրված տեխնիկական լուծումները, իրականացվում է տեխնիկական նախագծի մշակման փուլում։ Միևնույն ժամանակ, նախագծված միավորների պարամետրերը պետք է բավարարեն նախագծի նախագծին համապատասխանող արժեքները: Որոշ պարամետրեր կարող են ճշգրտվել դիզայնի օպտիմալացման համար: Տեխնիկական նախագծման ընթացքում կատարվում են ագրեգատների աերոդինամիկ ամրության և կինեմատիկական հաշվարկներ, ինչպես նաև կառուցվածքային նյութերի և կառուցվածքային սխեմաների ընտրություն:

1. Առաջին մոտավորությամբ ուղղաթիռի թռիչքի քաշի հաշվարկը

որտեղ է ծանրաբեռնվածության զանգվածը, կգ;

Անձնակազմի քաշը, կգ.

Թռիչքի միջակայքը

կգ.

2. Ուղղաթիռի հիմնական ռոտորի պարամետրերի հաշվարկ

Մեկ ռոտոր ուղղաթիռի հիմնական ռոտորի 2.1 շառավիղը R, m, հաշվարկվում է բանաձևով.

որտեղ է ուղղաթիռի թռիչքի քաշը, կգ;

g - ազատ անկման արագացում, հավասար է 9,81 մ / վ 2;

p - հատուկ ծանրաբեռնվածություն հիմնական ռոտորով ծածկված տարածքի վրա,

Պտուտակով ծածկված տարածքի վրա հատուկ բեռի արժեքը p-ն ընտրվում է ըստ /1/ աշխատանքում ներկայացված առաջարկությունների, որտեղ p=280.

Վերցնում ենք ռոտորի շառավիղը հավասար R=7,9

Հիմնական ռոտորի պտույտի w, s -1 անկյունային արագությունը սահմանափակվում է սայրերի ծայրերի շրջագծային արագությամբ wR, որը կախված է ուղղաթիռի թռիչքի զանգվածից և կազմել է wR=232 մ/վ։

-1-ով:

պտույտ/րոպե

2.2 Օդի հարաբերական խտությունները ստատիկ և դինամիկ առաստաղների վրա

2.3 Տնտեսական արագության հաշվարկը գետնի մոտ և դինամիկ առաստաղի վրա

Համարժեք վնասակար ափսեի հարաբերական տարածքը որոշվում է.

Որտեղ S e \u003d 2.5

Գետնին մոտ տնտեսական արագության արժեքը V s, կմ/ժ հաշվարկվում է.

Տնտեսական արագության արժեքը դինամիկ առաստաղի V dyne-ի վրա, կմ/ժ հաշվարկվում է.

որտեղ ես \u003d 1.09 ... 1.10-ը ինդուկցիոն գործակիցն է:

որտեղ V max \u003d 250 կմ / ժ և V dyn \u003d 182,298 կմ / ժ - թռիչքի արագություններ;

wR=232 մ/վ - սայրերի ծայրամասային արագություն.

2.5 Հպման գործակցի և հիմնական ռոտորի լցման թույլատրելի հարաբերակցության հաշվարկը գետնին մոտ առավելագույն արագության և դինամիկ առաստաղի վրա տնտեսական արագության համար.

2.6 Հիմնական ռոտորի մղման գործակիցները գետնի մոտ և դինամիկ առաստաղի մոտ.

2.7 Հիմնական ռոտորի լցման հաշվարկ.

Հիմնական ռոտորի լցոնումը հաշվարկվում է առավելագույն և տնտեսական արագություններով թռիչքի դեպքերի համար.

;

Որպես հիմնական ռոտորի լցման արժեք s, վերցվում է s Vmax և s V dyn-ի ամենամեծ արժեքը.

Ընդունել

Հիմնական ռոտորի շեղբերների լարի երկարությունը b և հարաբերական երկարացումը l հավասար կլինեն.

Որտեղ z l-ը ռոտորի շեղբերների թիվն է (z l \u003d 3)

մ,

որտեղ S f-ը ֆյուզելաժի հորիզոնական պրոյեկցիայի տարածքն է.

S-րդ - հորիզոնական պոչի տարածքը:

S-րդ \u003d 1,5 մ 2:

Մարտական առաջադրանք կատարելու և թռիչքների անվտանգությունն ապահովելու համար ուղղաթիռի կառուցվածքը պետք է լինի բավականաչափ ամուր և կոշտ: Հզորություն ասելով նրանք հասկանում են կառուցվածքի կարողությունը՝ առանց փլուզման ընկալելու տվյալ արտաքին բեռները, որոնք հանդիպում են շահագործման ընթացքում։ Կոշտությունը վերաբերում է բեռի տակ դեֆորմացիային դիմակայելու կառույցի կարողությանը:

Շահագործման ընթացքում ուղղաթիռը ենթարկվում է տարբեր բնույթի և մեծության բեռների՝ ստատիկ (ժամանակի ընթացքում անընդհատ կամ դանդաղ փոփոխվող), դինամիկ (ցնցում և թրթռում): Կախված բեռնվածքի տեսակից՝ կառուցվածքը կամ դրա առանձին հատվածը պետք է ունենա համապատասխան տեսակի ամրություն։

Պահանջվող արժեքների համադրություն տարբեր տեսակներուժ, ապահովում նորմալ աշխատանքկառույցները սահմանված սահմաններում և ժամկետներում, կոչվում է գործառնական ուժ:

Գործողության ընթացքում կառուցվածքի ամրությունը չի մնում անփոփոխ: Մեծ բեռները՝ սահմանայինին մոտ, կարող են առաջացնել նրա տարրերի մշտական դեֆորմացիաներ։ Փոքր, բայց բազմիցս կրկնվող բեռները առաջացնում են հոգնածության ճաքերի զարգացում, որոնք թուլացնում են կառուցվածքը: Առաջանում է մաշվածություն

քսող մասեր, HB շեղբերների հղկող մաշվածություն, շեղբեր գազատուրբինային շարժիչներփոշու, ավազի ազդեցության տակ։ Բացի այդ, ժամը սպասարկումվնասը հասցվում է փորվածքների, քերծվածքների, քերծվածքների, ծակերի և այլնի տեսքով: Այս ամենը հանգեցնում է կառուցվածքային ամրության աստիճանական նվազմանը և ուղղաթիռին ստիպում սահմանափակել ուղղաթիռի ռեսուրսը (թռիչքի ժամերը):

Շահագործման ընթացքում կառուցվածքի վրա մշտապես ազդում են ջերմաստիճանի փոփոխությունները, տեղումները, փոշին, արևային ճառագայթումը և այլն: Այս գործոնների ազդեցությունը հանգեցնում է կառուցվածքային տարրերի կոռոզիայի, ապակեպատման և այլ ոչ մետաղական մասերի ճեղքմանը և պաշտպանիչ ծածկույթների վնասմանը: Արդյունքում անհրաժեշտ է սահմանափակել սարքավորումների շահագործման օրացուցային ժամանակը (ծառայության ժամկետը):

Այսպիսով, վերը նշված բոլոր արտաքին գործոնները, որոնք նվազեցնում են ուժը և վատթարացնում կառուցվածքի կատարումը, սահմանափակում են դրա ամրությունը: Ինքնաթիռի երկարակեցությունը գործունակությունը պահպանելու կարողությունն է՝ հաշվի առնելով տեխնիկական սպասարկումը և վերանորոգումը, մինչև որոշակի սահմանափակող վիճակ, որի դեպքում խախտվում են թռիչքների անվտանգության պահանջները և նվազում է գործառնական արդյունավետությունը: Երկարակեցության ցուցանիշներն են ռեսուրսը և ծառայության ժամկետը։

Ավիացիոն սարքավորումների տեխնիկական շահագործման հիմնական խնդիրներից է պահանջվող ուժի պահպանումն իրական շահագործման պայմաններում ողջ ծառայության ընթացքում:

Ուղղաթիռի ուժի հաշվարկման ընդհանուր սկզբունքներ

Ուժի ստանդարտները նաև նախատեսում են՝ պլանավորման մեջ մտնելիս բացասական G = -0,5, սավառնելիս ուղղաթիռի էներգետիկ պտույտները, օդի ուղղահայաց և կողային պոռթկումների ազդեցությունը և այլն: Նախագծային դեպքերից յուրաքանչյուրը որոշիչ է ամրության համար: ուղղաթիռի այս կամ այն մասի կամ միավորի։

Դիտարկվում են վայրէջքի նախագծման դեպքեր տարբեր տարբերակներվայրէջքներ՝ բոլոր հենարանների վրա, միայն հիմնականների վրա, կողային հարվածով վայրէջք և այլն։

Հողի նախագծման դեպքերը հաշվի են առնում քամու ազդեցությունը, ուղղաթիռի քարշակումը անպատրաստ տեղամասի վրա և այլն:

Ուղղաթիռի ուժի հաշվարկի առանձնահատուկ բարդությունը կայանում է նրանում, որ նրա հիմնական բեռները, օրինակ՝ HB շեղբերից ստացվող ուժերը, փոփոխական են մեծությամբ և ուղղությամբ, ինչը հանգեցնում է հենց շեղբերների և ուղղաթիռի կառուցվածքի տատանումների: Նման բեռնումը կոչվում է դինամիկ: Բազմիցս կրկնվող բեռների երկարատև գործողությամբ կառուցվածքի քայքայումը տեղի է ունենում լարումների դեպքում, որոնք շատ ավելի ցածր են, քան մշտական, ստատիկ բեռի դեպքում: Դա պայմանավորված է նյութական հոգնածության երեւույթով։

Ամրության ստանդարտները տրամադրում են նաև բոլոր անհրաժեշտ տվյալները կառուցվածքի կոշտության, դրա դինամիկ ամրության և ռեսուրսի (ծառայության ժամկետը) հաշվարկելու համար:

Ստատիկ ուժի հաշվարկման հայեցակարգը

Եթե կառուցվածքի ծանրաբեռնվածությունը հաստատուն է կամ դանդաղ է փոխվում, ապա դրանում դեֆորմացիաներն ու լարումները նույնպես հաստատուն կլինեն կամ կփոխվեն աստիճանաբար՝ բեռին համաչափ, առանց տատանողական պրոցեսների։ Նման բեռնումը կոչվում է ստատիկ:

Ուղղաթիռի համար կարելի է դիտարկել ստատիկ բեռներ. շեղբերների կենտրոնախույս ուժերը; թևի և պոչի աերոդինամիկ ուժերը.

Ստատիկ ուժի հաշվարկը ներառում է.

- Ուժի ստանդարտներին համապատասխան նախագծային բեռների բաշխման մեծության և բնույթի որոշում.
- ուղղաթիռի կառուցվածքի դիտարկվող մասի լայնակի Q և երկայնական N ուժերի, ճկման և ոլորող մոմենտների դիագրամների կառուցում.
- կառուցվածքի առավել բեռնված հատվածների նույնականացում, որոնցում հնարավոր են մեծագույն լարումներ.
- կառուցվածքային տարրերի լարումների որոշում և դրանց համեմատությունը կործանարարների հետ:

Կառույցի ստատիկ ամրությունը ապահովվում է, եթե նրա տարրերում լարումները չեն գերազանցում կործանարար արժեքները։

Այնուամենայնիվ, ստատիկ ուժը չի երաշխավորում անվտանգ շահագործումուղղաթիռ, քանի որ նրա կառուցվածքում փոփոխական բեռների ազդեցության տակ առաջանում են համապատասխան փոփոխական լարումներ։ Այս լարումները, որոնք դրված են հաստատունների վրա, մեծացնում են ընդհանուր լարումները և կարող են հանգեցնել նաև կառուցվածքի հոգնածության:

Ուղղաթիռի փոփոխական բեռնման աղբյուրներ

Ուղղաթիռի հիմնական բեռներն իրենց բնույթով փոփոխական են, որոշակի հաճախականություններով անընդհատ փոփոխվում են մեծությամբ և ուղղությամբ։

Փոփոխական բեռների հիմնական աղբյուրները հիմնական և պոչի պտուտակներն են: HB շեղբերների վրա ազդող ուժերի պարբերական փոփոխության պատճառը ուղղաթիռի փոխադրական թռիչքի ընթացքում դրանց վրա հոսքի արագության և ուղղության անընդհատ փոփոխությունն է տարբեր ազիմուտներում և տարբեր հատվածներում։ Երբ սայրն իր պտտման ընթացքում ուղղաթիռի վրա շարժվում է դեպի հոսքի միջադեպը, նրա հոսքի ընդհանուր արագությունը մեծանում է, իսկ հետ շարժվելիս, ընդհակառակը, նվազում է։ Քանի որ աերոդինամիկական ուժերը համաչափ են հոսքի արագության քառակուսու հետ, բարձրացնող ուժը Ul և սայրի քաշք Xl նույնպես անընդհատ փոխվում են: Սա հանգեցնում է նրան, որ շեղբերները թռչում են ուղղահայաց հարթությունում և տատանվում պտտման հարթությունում:

Թռիչքի շարժման ժամանակ շեղբերների զանգվածի կենտրոնները պարբերաբար մոտենում և հեռանում են պտուտակի առանցքից, ինչը առաջացնում է պտտման հարթությունում գործող փոփոխական Coriolis ուժերի տեսք։ Այս ուժերը նաև առաջացնում են շեղբերների տատանումներ պտտման հարթությունում:

Այս բոլոր փոփոխական ուժերը փոխանցվում են HB կոճակին և հետագայում պտուտակի լիսեռի և փոխանցման տուփի միջոցով դեպի ուղղաթիռի ֆյուզելաժ՝ ստիպելով այն տատանվել ուղղահայաց և հորիզոնական հարթություններում: Շեղբերից փոխանցվող փոփոխական ուժերի ամպլիտուդները կարող են լինել հազարավոր նյուտոններ, իսկ ծանր ուղղաթիռների համար՝ տասնյակ հազարներ։ Այս ուժերի հաճախականությունները պտուտակի արագության և շեղբերների քանակի արտադրյալի բազմապատիկն են:

Փոփոխական ուժերի լրացուցիչ աղբյուրներ կարող են լինել շեղբերների վատ հավասարակշռումը և սխալ դասավորությունը: Վատ հավասարակշռումը բաղկացած է սայրերի անհավասար ստատիկ պահերից, ինչը հանգեցնում է նրանց կենտրոնախույս ուժերի անհավասարակշռությանը: Սխալը դրսևորվում է շեղբերների շարժման տարբեր ամպլիտուդներով՝ պայմանավորված դրանց արտաքին ձևերի տարբերությամբ, ոլորման կոշտությամբ կամ տեղադրման անկյունների ոչ ճշգրիտ ճշգրտմամբ: Նույն պատճառներով առաջանում են պոչի ռոտորի փոփոխական ուժեր:

Ուղղաթիռի ուժի հաշվարկման ընդհանուր սկզբունքներ

Ստատիկ ուժի հաշվարկման հայեցակարգը

Ուղղաթիռի փոփոխական բեռնման աղբյուրներ

Հանրաճանաչ