Dom » rejestracja » Pierwsze przybliżone obliczenie masy startowej śmigłowca. Do obliczenia charakterystyk lotnych śmigłowca na etapie projektowania Obliczenie głównych parametrów i opracowanie układu śmigłowca

Pierwsze przybliżone obliczenie masy startowej śmigłowca. Do obliczenia charakterystyk lotnych śmigłowca na etapie projektowania Obliczenie głównych parametrów i opracowanie układu śmigłowca

WPROWADZANIE

Projektowanie śmigłowca to złożony, ewoluujący w czasie proces, podzielony na powiązane ze sobą etapy i etapy projektowania. Tworzony samolot musi spełniać wymagania techniczne i są zgodne z właściwościami technicznymi i ekonomicznymi określonymi w specyfikacji projektowej. SIWZ zawiera wstępny opis śmigłowca oraz jego charakterystyki osiągów, które zapewniają wysoką wydajność ekonomiczna oraz konkurencyjność projektowanej maszyny, a mianowicie: nośność, prędkość lotu, zasięg, pułap statyczny i dynamiczny, zasoby, trwałość i koszt.

Zakres zadań określany jest na etapie opracowań przedprojektowych, podczas których prowadzone są poszukiwania patentowe, analiza istniejących rozwiązań technicznych, prace badawczo-rozwojowe. Głównym zadaniem badań przedprojektowych jest poszukiwanie i eksperymentalna weryfikacja nowych zasad funkcjonowania projektowanego obiektu i jego elementów.

Na etapie wstępnego projektu dobierany jest schemat aerodynamiczny, kształtowany jest wygląd śmigłowca, a główne parametry są obliczane w celu zapewnienia osiągnięcia określonych charakterystyk lotu. Te parametry to: masa śmigłowca, moc układ napędowy, wymiary wirnika głównego i ogonowego, masa paliwa, masa wyposażenia instrumentalnego i specjalnego. Wyniki obliczeń są wykorzystywane w opracowaniu schemat układuśmigłowca i sporządzenie arkusza centrującego w celu określenia położenia środka masy.

Projektowanie poszczególnych jednostek i zespołów śmigłowca z uwzględnieniem wybranych rozwiązań technicznych jest realizowane na etapie opracowywania projektu technicznego. W takim przypadku parametry projektowanych jednostek muszą odpowiadać wartościom odpowiadającym projektowi projektowemu. Niektóre parametry można dopracować w celu optymalizacji projektu. Na projekt techniczny Wykonywane są obliczenia wytrzymałości aerodynamicznej i kinematycznej zespołów, dobór materiałów konstrukcyjnych i schematy konstrukcyjne.

Na etapie projektu roboczego projekt rysunków wykonawczych i montażowych śmigłowca, specyfikacje, listy kompletacyjne i inne dokumentacja techniczna zgodnie z przyjętymi standardami

W artykule przedstawiono metodykę obliczania parametrów śmigłowca na etapie projektowania wstępnego, która służy do realizacji projektu kursu w dyscyplinie „Projektowanie śmigłowców”.

1. Obliczenie pierwszej przybliżonej masy startowej śmigłowca

gdzie jest masa ładunku, kg;

Waga załogi, kg.

Zasięg lotu

2. Obliczanie parametrów wirnik głównyśmigłowiec

2.1 Promień r, m, wirnik główny śmigłowca jednowirnikowego obliczona według wzoru:

gdzie jest masa startowa śmigłowca, kg;

g - przyspieszenie ziemskie równe 9,81 m/s 2;

P - obciążenie właściwe na obszar omiatany przez rotor,

=3,14.

Określona wartość obciążenia P na obszarze zamiatanym przez śrubę dobiera się zgodnie z zaleceniami przedstawionymi w pracy / 1 /: gdzie P= 280

Przyjmujemy promień wirnika równy r= 7.9

Prędkość kątowa s -1, obroty wirnika głównego ograniczone są wartością prędkości obwodowej r końcówki łopat, które zależą od masy startowej śmigłowca i były r= 232 m/s.

C -1.

obr/min

2.2 Względne gęstości powietrza na sufitach statycznych i dynamicznych

2.3 Obliczanie prędkości ekonomicznej przy ziemi i na pułapie dynamicznym

Określa się względny obszar równoważnej szkodliwej płytki:

Gdzie S ech= 2.5

Oblicza się wartość prędkości ekonomicznej na ziemi V s, km / h:

gdzie i = 1,09…1,10 jest współczynnikiem indukcji.

km / godzinę.

Obliczana jest wartość prędkości ekonomicznej przy pułapie dynamicznym V dziekan, km / h:

gdzie i = 1,09…1,10 jest współczynnikiem indukcji.

km / godzinę.

2.4 Obliczane są względne wartości maksymalnej i ekonomicznej na suficie dynamicznym prędkości lotu poziomego:

gdzie V maks= 250 km/h i V dziekan= 182,298 km / h - prędkość lotu;

r= 232 m/s - prędkość obwodowa ostrzy.

2.5 Obliczenie dopuszczalnych stosunków naporu do wypełnienia wirnika dla prędkości maksymalnej przy ziemi i prędkości ekonomicznej na stropie dynamicznym:

2.6 Współczynniki ciągu głównego wirnika przy ziemi i przy stropie dynamicznym:

2.7 Obliczanie wypełnienia wirnika:

Napełnianie wirnika głównego obliczone dla przypadków lotu przy prędkościach maksymalnych i ekonomicznych:

Jako obliczona wartość wypełnienia wirnik główny ma największą wartość Vmaks oraz V dziekan:

Akceptujemy

Długość akordu b i wydłużenie łopaty wirnika będą równe:

gdzie zł to liczba łopat wirnika (zł = 3)

2.8 Względny wzrost ciągu wirnika w celu skompensowania oporu aerodynamicznego kadłuba i usterzenia poziomego:

gdzie Sf jest obszarem rzutu poziomego kadłuba;

S go - obszar poziomego ogona.

Sf = 10 m2;

S th = 1,5 m 2.

3. Obliczanie mocy układu napędowego śmigłowca.

3.1 Obliczanie mocy przy zawieszeniu na suficie statycznym:

Moc właściwa potrzebna do napędzania wirnika głównego w trybie zawisu na suficie statystycznym jest obliczana ze wzoru:

gdzie n h st- wymagana moc, W;

m 0 - masa startowa, kg;

g - przyspieszenie grawitacyjne, m / s 2;

P - obciążenie właściwe na obszar zmiatany przez wirnik, N / m 2;

st - gęstość względna powietrza na wysokości stropu statycznego;

0 - względna sprawność wirnik główny w trybie zawisu ( 0 =0.75);

Względny wzrost ciągu wirnika w celu zrównoważenia oporu aerodynamicznego kadłuba i ogona poziomego:

3.2 Obliczanie gęstości mocy w locie poziomym przy maksymalnej prędkości

Moc właściwą potrzebną do napędzania wirnika głównego w locie poziomym z maksymalną prędkością oblicza się ze wzoru:

gdzie jest prędkość obwodowa końców ostrzy;

Względna równoważna tablica niebezpieczna;

i ech- współczynnik indukcji, wyznaczany w zależności od prędkości lotu według następujących wzorów:

Przy km/h,

Przy km/h.

3.3 Obliczanie gęstości mocy w locie na suficie dynamicznym z prędkością ekonomiczną

Moc właściwa napędu głównego wirnika na suficie dynamicznym jest równa:

gdzie dziekan- względna gęstość powietrza na suficie dynamicznym,

V dziekan- ekonomiczna prędkość śmigłowca na suficie dynamicznym,

3.4 Obliczanie gęstości mocy w locie przy ziemi przy prędkości ekonomicznej w przypadku awarii jednego silnika podczas startu

Gęstość mocy wymagana do kontynuacji startu z prędkością ekonomiczną w przypadku awarii pojedynczego silnika jest obliczana ze wzoru:

gdzie jest prędkość ekonomiczna przy ziemi,

3.5 Obliczanie konkretnych zredukowanych mocy dla różnych przypadków lotu

3.5.1 Specyficzna zmniejszona moc podczas zawisu na suficie statycznym jest równa:

gdzie jest specyficzna charakterystyka przepustnicy, która zależy od wysokości sufitu statycznego? h st i jest obliczany według wzoru:

0 - współczynnik wykorzystania mocy układu napędowego w zawisie, którego wartość zależy od masy startowej śmigłowca m 0 :

Na m 0 < 10 тонн

Przy 10 25 ton

Na m 0> 25 ton

3.5.2 Specyficzna zmniejszona moc w locie poziomym przy maksymalnej prędkości jest równa:

gdzie jest współczynnik wykorzystania mocy przy maksymalnej prędkości lotu,

Charakterystyka przepustnicy silników w zależności od prędkości lotu V maks :

3.5.3 Specyficzna zmniejszona moc w locie na suficie dynamicznym z prędkością ekonomiczną V dziekan jest równe:

gdzie jest współczynnik wykorzystania mocy przy ekonomicznej prędkości lotu,

oraz - stopień dławienia silników w zależności od wysokości stropu dynamicznego h i prędkość lotu V dziekan zgodnie z następującymi charakterystykami dławienia:

3.5.4 Specyficzna zmniejszona moc w locie nad ziemią z prędkością ekonomiczną w przypadku awarii jednego silnika przy starcie wynosi:

gdzie jest współczynnik wykorzystania mocy przy ekonomicznej prędkości lotu,

Stopień dławienia silnika w trybie awaryjnym,

n = 2 - liczba silników śmigłowców.

3.5.5 Obliczanie wymaganej mocy układu napędowego

Aby obliczyć wymaganą moc układu napędowego, wybierana jest maksymalna wartość określonej zredukowanej mocy:

wymaganie mocy n układ napędowy śmigłowca będzie równy:

gdzie m 0 1 - masa startowa śmigłowca,

g = 9,81 m 2 / s - przyspieszenie grawitacyjne.

wt,

3.6 Wybór silnika

Przyjmujemy dwa silniki turbowałowe VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) o łącznej mocy każdego n= 1,405 10 6 W

Silnik VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) przeznaczony jest do montażu w nowych generacjach śmigłowców, a także do wymiany silników w istniejących śmigłowcach w celu poprawy ich osiągów w locie. Jest tworzony na podstawie seryjnie certyfikowanego silnika TV3-117VMA i jest produkowany w Federalnym Przedsiębiorstwie Jednostkowym „Zakład im. V.Ya. Klimow ”.

4. Obliczanie masy paliwa

Aby obliczyć masę paliwa, która zapewnia dany zasięg lotu, konieczne jest określenie prędkości przelotowej V cr... Prędkość przelotową oblicza się metodą kolejnych przybliżeń w następującej kolejności:

a) przyjmuje się wartość prędkości przelotowej pierwszego przybliżenia:

km / h;

b) obliczany jest współczynnik indukcji i ech:

Przy km / h

c) określona moc wymagana do napędzania wirnika głównego w locie w trybie przelotowym jest określona:

gdzie jest maksymalna wartość określonej zmniejszonej mocy układu napędowego,

Współczynnik zmiany mocy w zależności od prędkości lotu V cr 1, obliczone według wzoru:

d) Prędkość przelotową drugiego podejścia oblicza się:

e) Wyznacza się względne odchylenie prędkości pierwszego i drugiego przybliżenia:

Gdy określona jest prędkość przelotowa pierwszego przybliżenia V cr 1, przyjmuje się, że jest równa obliczonej prędkości drugiego przybliżenia. Następnie obliczenie jest powtarzane od punktu b) i kończy się pod warunkiem.

Jednostkowe zużycie paliwa oblicza się według wzoru:

gdzie jest współczynnik zmiany jednostkowego zużycia paliwa w zależności od trybu pracy silników,

Współczynnik zmiany jednostkowego zużycia paliwa w zależności od prędkości lotu,

Jednostkowe zużycie paliwa w trybie startu.

W przypadku rejsu wycieczkowego akceptowane są:

przy kW;

Przy kW.

Kg/W godzina,

Masa paliwa zużytego podczas lotu m T będzie równa:

gdzie jest konkretna moc pobierana przy prędkości przelotowej,

prędkość przelotowa,

L - zasięg lotu.

5. Wyznaczanie masy elementów i zespołów śmigłowca.

5.1 Masę łopat wirnika określa wzór:

gdzie r - promień wirnika głównego,

- napełnianie rotora,

Kg,

5.2 Masę piasty wirnika głównego oblicza się ze wzoru:

gdzie k wt- współczynnik wagowy tulei nowoczesnych konstrukcji,

k ja- współczynnik wpływu liczby ostrzy na masę tulei.

W obliczeniach możesz wziąć:

Kg/kN,

dlatego w wyniku przekształceń otrzymujemy:

Aby określić masę piasty wirnika głównego należy obliczyć siłę odśrodkową działającą na łopatki n Bank centralny(w kN):

KN,

kg.

5.3 Masa układu sterowania wspomagającego, w skład którego wchodzi tarcza skośna, hydrauliczne wspomagacze, hydrauliczny układ sterowania wirnika głównego obliczany jest ze wzoru:

gdzie b- cięciwa ostrza,

k gwizd- współczynnik wagowy układu sterowania wspomagającego, który można przyjąć równy 13,2 kg / m 3.

Kg.

5.4 Masy ręcznego systemu sterowania:

gdzie k RU- współczynnik wagowy ręcznego układu sterowania, przyjęty dla śmigłowców jednowirnikowych, równy 25 kg/m.

Kg.

5.5 Masa przekładni głównej zależy od momentu obrotowego na wale wirnika głównego i obliczana jest ze wzoru:

gdzie k Ed- współczynnik wagowy, którego średnia wartość wynosi 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Maksymalny moment obrotowy na wale wirnika jest określany przez zmniejszoną moc układu napędowego n i prędkość obrotowa śruby :

gdzie 0 - współczynnik wykorzystania mocy układu napędowego, którego wartość jest przyjmowana w zależności od masy startowej śmigłowca m 0 :

Na m 0 < 10 тонн

Przy 10 25 ton

Na m 0> 25 ton

Nm,

Masa przekładni głównej:

Kg.

5.6 Aby określić masę jednostek napędowych śmigła ogonowego, oblicza się jego ciąg T pv :

gdzie m nv- moment obrotowy na wale wirnika,

L pv- odległość między osiami wirnika głównego i ogonowego.

Odległość między osiami wirnika głównego i ogonowego jest równa sumie ich promieni i luzu między końcami ich ostrzy:

gdzie - szczelina, przyjęta równa 0,15 ... 0,2 m,

Promień śmigła ogonowego, który w zależności od masy startowej śmigłowca wynosi:

Kiedy t,

Kiedy t.

Moc n pv, wydatkowana na obrót śmigła ogonowego, obliczana jest według wzoru:

gdzie 0 to względna sprawność śmigła ogonowego, którą można przyjąć jako równą 0,6 ... 0,65.

wt,

Moment obrotowy m pv przekazywana przez wał kierownicy jest równa:

Nm,

gdzie jest częstotliwość obrotów wału kierownicy,

z -1,

Moment obrotowy przenoszony przez wał napędowy, Nm, przy prędkości n v= 3000 obr/min jest równe:

Nm,

Waga m v wał napędowy:

gdziek v- współczynnik wagowy wału napędowego, który wynosi 0,0318 kg/(Nm) 0,67.

Waga m itp przekładni pośredniej wynosi:

gdzie k itp- współczynnik wagowy przekładni pośredniej równy 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Masa koła ogonowego, które obraca śmigło ogonowe:

gdzie k xp- współczynnik wagowy dla ogona, którego wartość wynosi 0,105 kg/(Nm) 0,8

kg.

5.7 Masa i główne wymiary śmigła ogonowego są obliczane w zależności od jego ciągu T pv .

Współczynnik naporu C pvśmigło ogonowe jest równe:

Napełnianie łopat wirnika ogonowego pv obliczone analogicznie jak dla wirnika głównego:

gdzie jest dopuszczalną wartością stosunku współczynnika ciągu do wypełnienia śmigła ogonowego.

Długość akordu b pv i wydłużenie pvłopaty śmigła ogonowego oblicza się według wzorów:

gdzie z pv- ilość łopat śmigła ogonowego.

Masa łopat wirnika ogonowego m lr obliczone za pomocą wzoru empirycznego:

Wartość siły odśrodkowej n CBD działając na łopatki śmigła ogonowego i pochłaniany przez zawiasy piasty,

Masa tulei wirnika ogonowego m wt obliczone według tego samego wzoru jak dla wirnika głównego:

gdzie n Bank centralny- siła odśrodkowa działająca na ostrze,

k wt- współczynnik wagowy tulei, przyjęty równy 0,0527 kg/kN 1,35

k z- współczynnik wagowy, zależny od liczby ostrzy i obliczany według wzoru:

5.8 Obliczanie masy układu napędowego śmigłowca

Ciężar właściwy układu napędowego śmigłowca dv obliczone za pomocą wzoru empirycznego:

gdzie n- moc układu napędowego.

Masa układu napędowego będzie równa:

kg.

5.9 Obliczanie masy kadłuba i wyposażenia śmigłowca

Masę kadłuba śmigłowca oblicza się ze wzoru:

gdzie S om- powierzchnia mytej powierzchni kadłuba, którą określa wzór:

M 2,

m 0 - masa startowa pierwszego przybliżenia,

k F- współczynnik równy 1,7.

kg,

Masa układu paliwowego:

gdzie m T- masa paliwa zużytego w locie,

k mf- współczynnik wagowy przyjęty dla układu paliwowego równy 0,09.

Kg,

Masa podwozia śmigłowca wynosi:

gdzie k w- współczynnik wagowy w zależności od konstrukcji podwozia:

Do podwozia bez chowania,

Do chowanego podwozia.

kg,

Masę wyposażenia elektrycznego śmigłowca oblicza się ze wzoru:

gdzie L pv- odległość między osiami wirnika głównego i ogonowego,

z ja- ilość łopat wirnika,

r - promień wirnika głównego,

ja- wydłużenie względne łopat wirnika,

k itp oraz k e-mail- współczynniki wagowe dla przewodów elektrycznych i innych urządzeń elektrycznych, których wartości są równe:

kg,

Waga innego wyposażenia śmigłowca:

gdzie k itp- współczynnik wagowy, którego wartość wynosi 2.

kg.

5.10 Obliczanie drugiej przybliżonej masy startowej śmigłowca

Masa pustego helikoptera jest równa sumie mas jednostek głównych:

Masa startowa drugiego śmigłowca aproksymacyjnego m 02 będzie równa sumie:

gdzie m T - masa paliwa,

m gr- masa ładunku,

m równ- masa załogi.

kg,

6. Opis układu śmigłowca

Projektowany śmigłowiec wykonany jest w schemacie jednowirnikowym z śmigłem ogonowym, dwoma silnikami z turbiną gazową i dwoma płozami podporowymi. Kadłub śmigłowca ramowego składa się z części dziobowej i środkowej, ogona i belek końcowych. Na dziobie znajduje się dwumiejscowa kabina załogi, składająca się z dwóch pilotów. Przeszklenie kabiny zapewnia dobry przegląd blistry przesuwne prawe i lewe wyposażone są w mechanizmy zwalniania awaryjnego. W części środkowej znajduje się kabina o wymiarach 6,8 x 2,05 x 1,7m oraz środkowe drzwi przesuwne o wymiarach 0,62 x 1,4m z mechanizmem awaryjnego zwalniania. Kabina ładunkowa przeznaczony do przewozu towarów o masie do 2 ton i wyposażony w składane siedzenia dla 12 pasażerów oraz węzły do mocowania 5 noszy. W wersji pasażerskiej w kokpicie znajduje się 12 miejsc siedzących o rozstawie 0,5 m i przejściu 0,25 m; a z tyłu znajduje się otwór na tylne drzwi wejściowe, składający się z dwóch skrzydeł.

Bom ogonowy to belka-belka nitowana z działającą skórą, wyposażona w węzły do mocowania sterowanego stabilizatora i wspornika ogona.

Stabilizator o wielkości 2,2m i powierzchni 1,5m2 o konstrukcji jednodźwigarowej NACA 0012, z kompletem żeber oraz poszyciem duraluminiowo-brezentowym.

Narty dwupunktowe, podpora przednia samoorientująca o wymiarach 500 x 185mm, podpory główne kształtowe z amortyzatorami dwukomorowymi cieczowo-gazowymi o wymiarach 865 x 280mm. Wsparcie ogona składa się z dwóch rozpórek, amortyzatora i pięty wspierającej; trasa narciarska 2m, baza narciarska 3,5m.

Wirnik główny z łopatkami na zawiasach, amortyzatorami hydraulicznymi i amortyzatorami drgań wahadłowych, zainstalowany z pochyleniem do przodu 4°30". Łopaty w całości z metalu składają się z prasowanego dźwigara wykonanego ze stopu aluminium AVT-1, utwardzanego przez zgniotowo hartowane stalowe zawiasy na wibracji stół, część ogonowa, stalowa końcówka i stalowa końcówka Łopaty mają kształt prostokątny w planie o cięciwie 0,67 m oraz profilach NACA 230 i skręcie geometrycznym 5%, prędkość obwodowa końcówek łopat wynosi 200 m / Łopaty wyposażone są w sygnalizację wizualną o uszkodzeniu drzewca oraz elektryczne termiczne urządzenie przeciwoblodzeniowe.

Śmigło ogonowe o średnicy 1,44 m, trzyłopatowe, pchające, z tuleją typu kardana i całkowicie metalowymi, prostokątnymi łopatami w planie, o cięciwie 0,51 mi profilu NACA 230M.

Elektrownia składa się z dwóch silników turbowałowych z turbiną gazową z wolną turbiną VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) św. V.Ya Klimov o łącznej mocy każdego N = 1405 W, zainstalowany na górze kadłuba i zamknięty wspólnym kapturem z otwieranymi klapami. Silnik posiada dziewięciostopniową sprężarkę osiową, pierścieniową komorę spalania i dwustopniową turbinę, a silniki wyposażone są w urządzenia przeciwpyłowe.

Przekładnia składa się z głównej, pośredniej i tylnej skrzyni biegów, wałków hamulcowych i wirnika głównego. Przekładnia główna VR-8A jest trójstopniowa, zapewnia przeniesienie mocy z silników na wirnik główny, śmigło ogonowe i wentylator do chłodzenia, chłodnice oleju silnikowego i przekładnię główną; całkowita pojemność układu olejowego wynosi 60 kg.

Sterowanie jest zdublowane, z okablowaniem sztywnym i kablowym oraz hydraulicznymi wspomagaczami napędzanymi z głównego i zapasowego układu hydraulicznego. Czterokanałowy autopilot AP-34B zapewnia stabilizację śmigłowca w locie w zakresie przechyłu, kursu, pochylenia i wysokości. Główny układ hydrauliczny dostarcza zasilanie do wszystkich jednostek hydraulicznych, a nadmiarowy - tylko hydrauliczne wspomagacze.

System ogrzewania i wentylacji dostarcza ogrzane lub zimne powietrze do kokpitu i pasażerów, system przeciwoblodzeniowy chroni przed oblodzeniem łopaty wirnika i łopaty śmigła ogonowego, przednie szyby kokpitu oraz wloty powietrza do silnika.

Sprzęt do lotu instrumentalnego w złożonych warunkach meteorologicznych, w dzień iw nocy, obejmuje dwa sztuczne horyzonty, dwa wskaźniki częstotliwości rotacji NV, połączone system kursów walut GMK-1A, automatyczny kompas radiowy, radiowysokościomierz RV-3.

Wyposażenie łączności obejmuje radiostacje dowodzenia VHF R-860 i R-828, radiostacje łączności HF R-842 i „Karat”, domofon samolotowy SPU-7.

7. Obliczanie centrowania śmigłowca

Tabela 1. Lista centrująca pustego śmigłowca

Nazwa jednostki	Waga jednostkowa, m i, kg	Koordynować x i środek masy jednostki, m	Jednostkowy moment statyczny m xi	Koordynować tak iśrodek masy jednostki, m	Jednostkowy moment statyczny m yi
1 główny wirnik
1.1 Ostrza
1.2 Tuleja
2 System sterowania
2.1 Układ sterowania wzmacniaczem
2.2 Ręczny system sterowania
3 Transmisja
3.1 Przekładnia główna
3.2 Przekładnia pośrednia
3.3 Przekładnia ogonowa
3.4 Wał napędowy
4 Wirnik ogonowy
4.1 Ostrza
4.2 Tuleja
5 Układ napędowy
6 Układ paliwowy
7 Kadłub
7.1 Łuk (15%)
7.2 Sekcja środkowa (50%)
7,3 Ogon (20%)
7.4 Montaż skrzyni biegów (4%)
7,5 Okapy (11%)

8.1 Ogólne (82%)
8,2 Przód (16%)
8.3 Wsparcie ogona (2%)
9 Sprzęt elektryczny
10 Sprzęt
10.1 Instrumenty w kokpicie (25%)
10.2 Sprzęt radiowy (27%)
10.3 Sprzęt hydrauliczny (20%)
10.4 Wyposażenie pneumatyczne (6%)

Obliczane są momenty statyczne m cx i oraz m su i względem osi współrzędnych:

Współrzędne środka masy całego śmigłowca obliczane są ze wzorów :

Tabela 2. Listwa centrująca z maksymalnym obciążeniem

Tabela 3. Lista centrująca z 5% pozostałym paliwem i pełnym obciążeniem

Współrzędne środka masy pusty helikopter: x0 = -0.003; y0 = -1,4524;

Współrzędne środka masy przy maksymalnym obciążeniu: x0 = 0,0293; y0 = -2,0135;

Środek masy z 5% pozostałym paliwem i pełnym ładunkiem komercyjnym twardy: x 0 = -0,0678; r 0 = -1,7709.

Wniosek

W tym projekcie kursu wykonano obliczenia masy startowej śmigłowca, masy jego elementów i zespołów oraz rozplanowania śmigłowca. W trakcie montażu doprecyzowano ustawienie śmigłowca, którego obliczenia poprzedza sporządzenie raportu wagowego na podstawie obliczeń masy jednostek i elektrowni, wykazów wyposażenia, wyposażenia, ładunku itp. Celem projektu jest określenie optymalnej kombinacji głównych parametrów śmigłowca i jego układów, zapewniającej spełnienie określonych wymagań.

Do obliczenia charakterystyk lotnych śmigłowca na etapie projektowania

W swoich publikacjach w latach 1999-2000. magazyn „AON” wielokrotnie podnosił kwestię wykonalności rozwoju i produkcji śmigłowców różnych klas na Ukrainie. Po konferencji naukowo-praktycznej „Obiecujący wielozadaniowy śmigłowiec ukraiński XXI wieku”, zorganizowanej na bazie Aviaimpex LLC w październiku 1999 r., nastąpił pewien postęp w rozwiązaniu tego problemu. Szereg projektów dotyczących rozwoju i produkcji lekkich śmigłowców jest obecnie realizowanych na Ukrainie. Niektóre próbki i modele zaprojektowanych śmigłowców były prezentowane na pokazach lotniczych Aviamir-XXI w 1999 i 2000 roku.

Szczególne wrażenie zrobił na nas list W.N. Aleksiejewa z Dniepropietrowska („AON” nr 12, 1999), w którym wezwał do stworzenia niezbędnej bazy teoretycznej i naukowej niezbędnej do rozwoju produkcji śmigłowców w naszym państwie. Trzeba to zrobić, ponieważ wyspecjalizowane firmy śmigłowcowe, instytuty badawcze i uczelnie, które byłyby głęboko zaangażowane w badania teoretyczne i eksperymentalne w zakresie obliczeń aerodynamicznych i wytrzymałościowych, dynamiki ruchu, systemów sterowania itp. w sprawie śmigłowca, obecnie na Ukrainie, nr. Jednocześnie firmy zagraniczne płacą duże skupienie tworzenie centrów modelowania i opracowywanie efektywnych modeli matematycznych, inwestując w to znaczne środki.

Na etapie projektu wstępnego (projektu wstępnego), gdy układane są podstawowe rozwiązania konstrukcyjne, określane są parametry aerodynamiczne i wagowe śmigłowca, jego zespołów i układów, konieczne jest znalezienie obszaru parametrów geometrycznych i kinematycznych śmigła głównego i ogonowego, przy którym określono w wymaganiach taktyczno-technicznych lot i parametry techniczne przyszłego śmigłowca. W tym przypadku konieczne jest maksymalne wykorzystanie danych statystycznych dotyczących analogów krajowych (radzieckich) i zagranicznych, a także nowoczesnych metod matematycznych i modeli obliczeniowych.

W procesie projektowania śmigłowców zawsze wyznacza się kilka etapów pośrednich, które należy osiągnąć w ściśle określonych terminach przy określonych kosztach. Naruszenie ograniczeń kalendarzowych lub budżetowych może prowadzić do najpoważniejszych konsekwencji zarówno dla projektu, jak i organizacji prowadzącej projekt. Rysunek 1 pokazuje wzrost kosztów wprowadzenia zmian w projekcie. samolot na różnych etapach jego tworzenia, co mówi o wadze i odpowiedzialności decyzji podejmowanych na etapie projektowania wstępnego.

W artykule autorzy proponują numeryczną metodę obliczania głównych charakterystyk lotnych śmigłowca, opartą na znanym podejściu do obliczeń aerodynamicznych śmigłowca metodą Mil-Jaroszenko. W przeciwieństwie do metody graficzno-analitycznej Mil-Yaroshenki, zaproponowane podejście umożliwia numeryczne rozwiązanie problemu obliczeń aerodynamicznych uproszczonego układu składającego się z wirnika głównego i ogonowego, w oparciu o równania teorii impulsów Glauerta-Locke'a.

1. Stwierdzenie problemu. Podstawowe relacje

Rozważamy ustalony lot prostoliniowy śmigłowca z małymi kątami nachylenia trajektorii. Przy danej prędkości obrotowej wirnika głównego (HB) zakładamy, że jego ciąg równoważy masę śmigłowca. Zmiana rzutu siły wypadkowej NV na kierunek ruchu śmigłowca jest możliwa tylko poprzez zmianę kąta natarcia wirnika głównego (rys. 2). Aby zachować równowagę sił w pionie, konieczna jest zmiana kąta wspólnego skoku NV i mocy przenoszonej na śrubę napędową.

Zapiszmy równanie ruchu śmigłowca w ustalonym locie poziomym jako:

Do równań (1) dodajemy równanie wyrażające równość sił na wale NV Nн i elektrowni śmigłowca Nsu

gdzie x jest współczynnikiem strat mocy.

Kąt między kierunkiem wypadkowej a normalną do wektora prędkości można wyznaczyć z zależności

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

Współczynnik odporności na szkodę śmigłowca, odniesiony do obszaru przemiatania HB;

Współczynnik

wypełnienie HB;

Prędkość obwodowa końcówki ostrza wynosi HB.

Kąt nachylenia siły wypadkowej NV wymagany do lotu poziomego wyznacza się z pierwszego równania układu (4)

Maksymalny kąt nachylenia trajektorii przy stałym wzniesieniu wyznacza się ze stosunku:

gdzie jest wartością kąta nachylenia wypadkowej przy wykorzystaniu całej dostępnej mocy elektrowni w danym trybie lotu.

Zadaniem obliczeń jest wyznaczenie wymaganego kąta przechyłu wypadkowej dla każdego ustalonego trybu lotu śmigłowca. Tryb lotu śmigłowca jest ustawiany przez wysokość lotu H, współczynnik trybu pracy śmigła m lub względną prędkość lotu. Prędkości pionowe stałego wznoszenia obliczamy ze wzoru

Zawarte we wzorach (3), (4) wartości współczynników siły wzdłużnej i momentu obrotowego HB zostały określone wzorami prac. Te formuły są następujące:

Wskaźnik wycieku

(8)

Kąt natarcia HB

Współczynnik momentu obrotowego HB

Współczynnik siły wzdłużnej

Współczynniki pierwszej harmonicznej ruchów trzepotających łopatek zawarte w równaniach (10) i (11) wyznaczono za pomocą uproszczonych wzorów (12) - (14).

Wartość współczynnika strat końcowych B NV zawartą we wzorach (8) - (14) wyznaczono zgodnie z zaleceniami, a charakterystyki masy bezwładnościowej łopatki można obliczyć z przybliżonych wzorów.

Przy obliczaniu charakterystyk śmigła ogonowego (RV) założono, że warunek wyważenia kierunkowego śmigłowca jest spełniony we wszystkich trybach lotu:

Z tego warunku ustalono wymaganą wartość współczynnika naporu RV:

gdzie jest odpowiednio współczynnikiem wypełnienia i prędkością obwodową ostrza PB.

Następnie według wzorów (8) - (14) obliczono charakterystyki aerodynamiczne samolotu.

Duże znaczenie praktyczne mają charakterystyki zniżania śmigłowca w trybie samoobrotu. W takim przypadku ważne jest, aby znać wymagane wartości kątów wspólnego kroku j 0,7 HB, w zależności od szybkości opadania, aby utrzymać stałą zadaną prędkość obrotową HB.

Obliczenie charakterystyk opadania śmigłowca w trybie samoobrotu NV odbywa się na podstawie jakości aerodynamicznej śmigłowca (17).

t jest współczynnikiem ciągu NV w danym trybie lotu;

Współczynnik siły napędowej NV w trybie samoobrotu.

Kąt opadania śmigłowca w trybie samoobrotu HB jest równy odwrotnej jakości śmigłowca

Składowe poziome i pionowe prędkości zniżania śmigłowca znajdują się na podstawie przełożeń

Zaproponowana metoda umożliwia obliczenie głównych charakterystyk lotnych śmigłowca na etapach projektowania wstępnego, przy doborze profilu łopaty, parametrów geometrycznych, kinematycznych, mas bezwładnościowych wirnika głównego i ogonowego, charakterystyk mocy fabryka i masa lotu śmigłowca są znane.

Obliczenia wykonuje się dla różnych wysokości w zakresie wartości lotu współczynnika trybu pracy, gdy kąty całkowitego nachylenia łopat zmieniają się z j 0,7 = 2° do 20° z krokiem 2°.

2. Potwierdzenie wiarygodności uzyskanych wyników

Potwierdzenie wiarygodności wyników uzyskanych zaproponowaną metodą przeprowadzono na podstawie rozwiązania problemów testowych w celu wyznaczenia charakterystyk lotnych znanych śmigłowców.

Na ryc. Na rysunku 3 przedstawiono zależności wysokościowe charakterystycznych prędkości lotu śmigłowców Mi-4 i Mi-34. Wyniki obliczeń są porównywane z danymi roboczymi. Dla śmigłowca Mi-4 obliczenia wykonano dla masy lotu m = 7200 kg i prędkości obwodowej wierzchołka łopaty wR = 196 m/s, śmigłowiec Mi-34 obliczono w wersji sportowo-akrobacyjnej z m = 1020 kg i wR = 206 m/s.

Porównanie obliczonych danych dotyczących wymaganych kątów wspólnego skoku NV śmigłowca Mi-34 dla lotu poziomego przy nominalnym trybie pracy silnika (wR = 180 m/s) dla różnych wysokości ilustruje rys. 4.

Wykresy na ryc. Na rys. 5 przedstawiono zależności prędkości pionowej i kąta opadania śmigłowca Mi-4 w trybie samoobrotu NV dla wysokości H=0 km.

Ograniczona objętość artykułu nie pozwala na podanie całego obliczonego materiału dla tych śmigłowców.

Badania metodologiczne wykazały, że zaproponowana metoda umożliwia z wystarczającą dokładnością analizę wpływu wielu parametrów determinujących tryb lotu śmigłowca na jego charakterystykę lotną. W granicach zmienności współczynnika trybu pracy m od 0,08 do 0,3, gdy kąty natarcia przekrojów łopatek wzdłuż tarczy HB nie przekraczają maksymalnych dopuszczalnych, przyjęte w teorii założenia o liniowości zależności Cy ( a) i Chpav = const są prawidłowe, ta metoda zapewnia błąd obliczeń nie przekraczający 8-10%. W przypadku lekkich śmigłowców odpowiada to obciążeniu obszaru zamiatania G / F do 25 kgf / m2 i maksymalnej prędkości lotu do 220-230 km / h.

3. Przykłady obliczeń

W artykule przedstawiono niektóre wyniki obliczeń charakterystyk lotnych śmigłowców Robinson R22 (m=620 kg, wR=217 m/s) oraz Hughes 269B/300 (m=930 kg, wR=202 m/s). Z pracy zaczerpnięto parametry geometryczne i kinematyczne wirnika głównego i ogonowego oraz śmigłowca jako całości.

Śmigłowiec R22 posiada dwułopatowy HB o średnicy 7,67 m (sn = 0,03) i profilu łopat NACA-63015, obciążenie na przemiatanym obszarze wynosi 13,45 kgf/m2. Jako elektrownia używany jest pojedynczy silnik tłokowy Lycoming U-320-В2С o mocy startowej N = 160 KM.

W śmigłowcu model 269/300 zastosowano śmigło trzyłopatowe o średnicy D=8,18 m (sn=0,04) i profilu łopat NACA-0015, obciążenie na powierzchni zamiatania wynosi 17,7 kgf/m2. Silnik tłokowy Lycoming HIO-360D zapewnia moc startową równą 190 KM.

Na rys. 6 przedstawiono operacyjne zakresy wysokości i prędkości ustalonego lotu poziomego śmigłowców R22 i Hughes 269/300. Maksymalna prędkość lotu na ziemi wynosi 190 km/h dla Robinsona R22 i 175 km/h dla Hughes 269/300. Pokazuje również wartości prędkości ekonomicznej Vek, zapewniając reżim maksymalnego stabilnego wznoszenia.

Wymagane wartości kąta ogólnego pochylenia śmigłowca NV podczas schodzenia w trybie samoobrotu przy ziemi przedstawiono na rys. 7. Przy tych wartościach jc zapewniona jest stała częstotliwość obrotów NV.

5. Teoria śmigłowca Johnsona W.. Książka 1.M.: Mir, 1983.

6. Braverman A.S. Jakość i sprawność napędu śmigłowca. Linearyzacja obliczeń aerodynamicznych // O obliczaniu charakterystyk lotu śmigłowca. Postępowanie TsAGI im. prof. N.E. Zhukovsky, nr 2448, 1989.

7. Dane statystyczne śmigłowców zagranicznych / Recenzje nr 678. TsAGI im. prof. N.E. Zhukovsky, Moskwa: ONTI TsAGI, 1988.

8. Araslanov S.A. Jakich helikopterów potrzebuje Ukraina? // Lotnictwo ogólne, nr 10, 1999.

Wstęp

Projektowanie śmigłowca to złożony, ewoluujący w czasie proces, podzielony na powiązane ze sobą etapy i etapy projektowania. Tworzony statek powietrzny musi spełniać wymagania techniczne oraz odpowiadać charakterystyce technicznej i ekonomicznej określonej w specyfikacji projektu. SIWZ zawiera wstępny opis śmigłowca i jego charakterystyk użytkowych zapewniających wysoką efektywność ekonomiczną i konkurencyjność projektowanej maszyny, a mianowicie: nośność, prędkość lotu, zasięg, pułap statyczny i dynamiczny, zasoby, trwałość i koszt.

Na etapie wstępnego projektu dobierany jest schemat aerodynamiczny, kształtowany jest wygląd śmigłowca, a główne parametry są obliczane w celu zapewnienia osiągnięcia określonych charakterystyk lotu. Do parametrów tych należą: masa śmigłowca, moc układu napędowego, wymiary wirnika głównego i ogonowego, masa paliwa, masa wyposażenia instrumentalnego i specjalnego. Wyniki obliczeń wykorzystywane są przy opracowaniu rozplanowania śmigłowca i sporządzeniu arkusza osiowania do określenia położenia środka masy.

Projektowanie poszczególnych jednostek i zespołów śmigłowca z uwzględnieniem wybranych rozwiązań technicznych jest realizowane na etapie opracowywania projektu technicznego. W takim przypadku parametry projektowanych jednostek muszą odpowiadać wartościom odpowiadającym projektowi projektowemu. Niektóre parametry można dopracować w celu optymalizacji projektu. Podczas projektowania technicznego, obliczeń aerodynamicznych wytrzymałościowych i kinematycznych zespołów, doboru materiałów konstrukcyjnych i schematów konstrukcyjnych.

Na etapie projektu roboczego wykonuje się projekt rysunków wykonawczych i montażowych śmigłowca, specyfikacji, list kompletacyjnych i innej dokumentacji technicznej zgodnie z przyjętymi normami

W artykule przedstawiono metodykę obliczania parametrów śmigłowca na etapie projektowania wstępnego, która służy do realizacji projektu kursu w dyscyplinie „Projektowanie śmigłowców”.

1. Obliczenie pierwszej przybliżonej masy startowej śmigłowca

gdzie jest masa ładunku, kg;

Waga załogi, kg.

Zasięg lotu

2. Obliczanie parametrów wirnika głównego śmigłowca

2.1 Promień r, m, wirnik główny śmigłowca jednowirnikowego oblicza się ze wzoru:

gdzie jest masa startowa śmigłowca, kg;

g- przyspieszenie ziemskie równe 9,81 m/s 2;

P- obciążenie właściwe na obszar omiatany przez rotor,

Określona wartość obciążenia P na obszarze zamiatanym przez śrubę dobiera się zgodnie z zaleceniami przedstawionymi w pracy / 1 /: gdzie P= 280

Przyjmujemy promień wirnika równy r= 7.9

Prędkość kątowa w s -1, obroty wirnika głównego ograniczone są wartością prędkości obwodowej wr końcówki łopat, które zależą od masy startowej śmigłowca i były wr= 232 m/s.

2.2 Względne gęstości powietrza na sufitach statycznych i dynamicznych

2.3 Obliczanie prędkości ekonomicznej przy ziemi i na pułapie dynamicznym

Określa się względny obszar równoważnej szkodliwej płytki:

Gdzie Sech= 2.5

Oblicza się wartość prędkości ekonomicznej na ziemi Vs, km / h:

gdzie i

Obliczana jest wartość prędkości ekonomicznej przy pułapie dynamicznym Vdziekan, km / h:

gdzie i= 1,09 ... 1,10 to współczynnik indukcji.

2.4 Oblicza się względne wartości maksymalnych i ekonomicznych przy pułapie dynamicznym prędkości lotu poziomego:

gdzie V maks= 250 km/h i Vdziekan= 182,298 km / h - prędkość lotu;

wr= 232 m/s - prędkość obwodowa ostrzy.

2.5 Obliczenie dopuszczalnego stosunku ciągu do napełnienia wirnika dla prędkości maksymalnej na ziemi i prędkości ekonomicznej na stropie dynamicznym:

2.6 Współczynniki ciągu głównego wirnika przy ziemi i przy stropie dynamicznym:

2.7 Obliczanie wypełnienia wirnika:

Napełnianie wirnika głównego s obliczone dla przypadków lotu przy prędkościach maksymalnych i ekonomicznych:

Jako obliczona wartość wypełnienia s wirnik główny ma największą wartość sVmaks oraz sVdziekan:

Akceptujemy

Długość akordu b i wydłużenie jałopaty wirnika będą równe:

gdzie z l jest liczbą łopat wirnika (z l = 3)

2.8 Względny wzrost ciągu wirnika w celu skompensowania oporu aerodynamicznego kadłuba i usterzenia poziomego:

gdzie S f jest obszarem rzutu poziomego kadłuba;

S go - obszar poziomego ogona.

S th = 1,5 m 2.

3. Obliczanie mocy układu napędowego śmigłowca.

3.1 Obliczanie mocy przy zawieszeniu na suficie statycznym:

Moc właściwa potrzebna do napędzania wirnika głównego w trybie zawisu na suficie statystycznym jest obliczana ze wzoru:

gdzie NHst- wymagana moc, W;

m 0 - masa startowa, kg;

g-przyspieszenie swobodnego spadania, m / s 2;

P-właściwe obciążenie powierzchni zmiatanej przez wirnik, N / m 2;

D st- względna gęstość powietrza na wysokości stropu statycznego;

h 0 - względna sprawność wirnik główny w trybie zawisu ( h 0 =0.75);

Względny wzrost ciągu wirnika w celu zrównoważenia oporu aerodynamicznego kadłuba i ogona poziomego:

3.2 Obliczanie gęstości mocy w locie poziomym przy maksymalnej prędkości

Moc właściwą potrzebną do napędzania wirnika głównego w locie poziomym z maksymalną prędkością oblicza się ze wzoru:

gdzie jest prędkość obwodowa końców ostrzy;

Względna równoważna tablica niebezpieczna;

iech- współczynnik indukcji, wyznaczany w zależności od prędkości lotu według wzorów:

Przy km/h,

Przy km/h.

3.3 Obliczanie gęstości mocy w locie na suficie dynamicznym z prędkością ekonomiczną

Moc właściwa napędu głównego wirnika na suficie dynamicznym jest równa:

gdzie d dziekan- względna gęstość powietrza na suficie dynamicznym,

Vdziekan- ekonomiczna prędkość śmigłowca na suficie dynamicznym,

3.4 Obliczanie gęstości mocy w locie przy ziemi przy prędkości ekonomicznej w przypadku awarii jednego silnika podczas startu

Gęstość mocy wymagana do kontynuacji startu z prędkością ekonomiczną w przypadku awarii pojedynczego silnika jest obliczana ze wzoru:

gdzie jest prędkość ekonomiczna przy ziemi,

3.5 Obliczanie konkretnych zredukowanych mocy dla różnych przypadków lotu

3.5.1 Specyficzna zmniejszona moc podczas zawisu na suficie statycznym jest równa:

gdzie jest specyficzna charakterystyka przepustnicy, która zależy od wysokości sufitu statycznego? hst i jest obliczany według wzoru:

x 0 - współczynnik wykorzystania mocy układu napędowego w zawisie, którego wartość zależy od masy startowej śmigłowca m 0:

w m 0

przy 10 25 ton

w m 0> 25 ton

3.5.2 Specyficzna zmniejszona moc w locie poziomym z maksymalną prędkością jest równa:

gdzie jest współczynnik wykorzystania mocy przy maksymalnej prędkości lotu,

Charakterystyka przepustnicy silników w zależności od prędkości lotu V maks :

3.5.3 Specyficzna zmniejszona moc w locie przy pułapie dynamicznym przy prędkości ekonomicznej Vdziekan jest równe:

gdzie jest współczynnik wykorzystania mocy przy ekonomicznej prędkości lotu,

oraz - stopień dławienia silników w zależności od wysokości stropu dynamicznego h i prędkość lotu Vdziekan zgodnie z następującymi charakterystykami dławienia:

3.5.4 Specyficzna zmniejszona moc w locie na ziemi z prędkością ekonomiczną w przypadku niesprawności jednego silnika przy starcie jest równa:

gdzie jest współczynnik wykorzystania mocy przy ekonomicznej prędkości lotu,

Stopień dławienia silnika w trybie awaryjnym,

n= 2 - liczba silników śmigłowców.

3.5.5 Obliczanie wymaganej mocy układu napędowego

Aby obliczyć wymaganą moc układu napędowego, wybierana jest maksymalna wartość określonej zredukowanej mocy:

wymaganie mocy n układ napędowy śmigłowca będzie równy:

gdzie m 01 - masa startowa śmigłowca,

g= 9,81 m 2 / s to przyspieszenie ziemskie.

3.6 Wybór silnika

Przyjmujemy dwa silniki turbowałowe VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) o łącznej mocy każdego n= 1,405 ∙ 10 6 W

Silnik VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) przeznaczony jest do montażu w nowych generacjach śmigłowców, a także do wymiany silników w istniejących śmigłowcach w celu poprawy ich osiągów w locie. Został stworzony na podstawie seryjnego certyfikowanego silnika TV3-117VMA i jest produkowany w Federalnym Państwowym Przedsiębiorstwie Jednostkowym "Zakład im. V.Ya. Klimova".

4.Obliczanie masy paliwa

Aby obliczyć masę paliwa, która zapewnia dany zasięg lotu, konieczne jest określenie prędkości przelotowej Vcr Obliczenie prędkości przelotowej wykonuje się metodą kolejnych przybliżeń w następującej kolejności:

a) przyjmuje się wartość prędkości przelotowej pierwszego przybliżenia:

b) obliczany jest współczynnik indukcji iech:

przy km / h

c) określona moc wymagana do napędzania wirnika głównego w locie w trybie przelotowym jest określona:

gdzie jest maksymalna wartość określonej zmniejszonej mocy układu napędowego,

Współczynnik zmiany mocy w zależności od prędkości lotu Vcr 1, obliczone według wzoru:

d) Prędkość przelotową drugiego podejścia oblicza się:

e) Wyznacza się względne odchylenie prędkości pierwszego i drugiego przybliżenia:

Poprawiono prędkość przelotową pierwszego przybliżenia Vcr 1, przyjmuje się, że jest równa obliczonej prędkości drugiego przybliżenia. Następnie obliczenie jest powtarzane od punktu b) i kończy się pod warunkiem.

Jednostkowe zużycie paliwa oblicza się według wzoru:

gdzie jest współczynnik zmiany jednostkowego zużycia paliwa w zależności od trybu pracy silników,

Współczynnik zmiany jednostkowego zużycia paliwa w zależności od prędkości lotu,

Jednostkowe zużycie paliwa w trybie startu.

W przypadku rejsu wycieczkowego akceptowane są:

kg / W ∙ godzina,

Masa paliwa zużytego podczas lotu mT będzie równa:

gdzie jest konkretna moc pobierana przy prędkości przelotowej,

prędkość przelotowa,

L- zasięg lotu.

5. Wyznaczanie masy elementów i zespołów śmigłowca.

5.1 Masę łopat wirnika określa wzór:

gdzie r- promień wirnika głównego,

s- napełnianie rotora,

5.2 Masę piasty wirnika głównego oblicza się ze wzoru:

gdzie kwt- współczynnik wagowy tulei nowoczesnych konstrukcji,

kja- współczynnik wpływu liczby ostrzy na masę tulei.

W obliczeniach możesz wziąć:

dlatego w wyniku przekształceń otrzymujemy:

Aby określić masę piasty wirnika głównego należy obliczyć siłę odśrodkową działającą na łopatki nBank centralny(w kN):

5.3 Masę układu sterowania wspomagania, w skład którego wchodzi tarcza skośna, wspomagacze hydrauliczne i układ hydrauliczny sterowania wirnikiem głównym, oblicza się ze wzoru:

gdzie b- cięciwa ostrza,

kgwizd- współczynnik wagowy układu sterowania wspomagającego, który można przyjąć równy 13,2 kg / m 3.

5.4 Waga ręcznego systemu sterowania:

gdzie kRU- współczynnik wagowy ręcznego układu sterowania, przyjęty dla śmigłowców jednowirnikowych, równy 25 kg/m.

5.5 Masa przekładni głównej zależy od momentu obrotowego na wale wirnika głównego i obliczana jest ze wzoru:

gdzie kEd- współczynnik wagowy, którego średnia wartość wynosi 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Maksymalny moment obrotowy na wale wirnika jest określany przez zmniejszoną moc układu napędowego n i prędkość obrotowa śruby w:

gdzie x 0 - współczynnik wykorzystania mocy układu napędowego, którego wartość jest przyjmowana w zależności od masy startowej śmigłowca m 0:

w m 0

przy 10 25 ton

w m 0> 25 ton

Masa przekładni głównej:

5.6 Aby określić masę jednostek napędowych śmigła ogonowego, oblicza się jego ciąg Tpv:

gdzie mnv- moment obrotowy na wale wirnika,

Lpv- odległość między osiami wirnika głównego i ogonowego.

Odległość między osiami wirnika głównego i ogonowego jest równa sumie ich promieni i luzu D między końcami ich ostrzy:

gdzie D- szczelina, przyjęta równa 0,15 ... 0,2 m,

Promień śmigła ogonowego, który w zależności od masy startowej śmigłowca wynosi:

Moc npv, wydatkowana na obrót śmigła ogonowego, obliczana jest według wzoru:

gdzie h 0 to względna sprawność śmigła ogonowego, którą można przyjąć jako równą 0,6 ... 0,65.

Moment obrotowy mpv przekazywana przez wał kierownicy jest równa:

gdzie jest częstotliwość obrotów wału kierownicy,

Moment obrotowy przenoszony przez wał napędowy, N ∙ m, przy prędkości nv= 3000 obr/min

Waga mv wał napędowy:

gdzie kv- współczynnik wagowy wału napędowego, który wynosi 0,0318 kg/(Nm) 0,67.

Waga mitp przekładni pośredniej wynosi:

gdzie kitp- współczynnik wagowy przekładni pośredniej równy 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Masa koła ogonowego, które obraca śmigło ogonowe:

gdzie kxp- współczynnik wagowy dla ogona, którego wartość wynosi 0,105 kg/(Nm) 0,8

5.7 Masa i główne wymiary śmigła ogonowego są obliczane w zależności od jego ciągu Tpv.

Współczynnik naporu Cpvśmigło ogonowe jest równe:

Napełnianie łopat wirnika ogonowego spv obliczone analogicznie jak dla wirnika głównego:

gdzie jest dopuszczalną wartością stosunku współczynnika ciągu do wypełnienia śmigła ogonowego.

Długość akordu bpv i wydłużenie japvłopaty śmigła ogonowego oblicza się według wzorów:

gdzie zpv- ilość łopat śmigła ogonowego.

Masa łopat wirnika ogonowego mlr

Wartość siły odśrodkowej nCBD działając na łopatki śmigła ogonowego i pochłaniany przez zawiasy piasty,

Masa tulei wirnika ogonowego mwt obliczone według tego samego wzoru jak dla wirnika głównego:

gdzie nBank centralny- siła odśrodkowa działająca na ostrze,

kwt- współczynnik wagowy tulei, przyjęty równy 0,0527 kg/kN 1,35

k z- współczynnik wagowy, zależny od liczby ostrzy i obliczany według wzoru:

5.8 Obliczanie masy układu napędowego śmigłowca

Ciężar właściwy układu napędowego śmigłowca gdv obliczone za pomocą wzoru empirycznego:

gdzie n- moc układu napędowego.

Masa układu napędowego będzie równa:

5.9 Obliczanie masy kadłuba i wyposażenia śmigłowca

Masę kadłuba śmigłowca oblicza się ze wzoru:

gdzie Som- powierzchnia mytej powierzchni kadłuba, którą określa wzór:

m 0 - masa startowa pierwszego przybliżenia,

kF- współczynnik równy 1,7.

Masa układu paliwowego:

gdzie mT- masa paliwa zużytego w locie,

kmf- współczynnik wagowy przyjęty dla układu paliwowego równy 0,09.

Masa podwozia śmigłowca wynosi:

gdzie kw- współczynnik wagowy w zależności od konstrukcji podwozia:

Do podwozia stałego,

Do chowanego podwozia.

Masę wyposażenia elektrycznego śmigłowca oblicza się ze wzoru:

gdzie Lpv- odległość między osiami wirnika głównego i ogonowego,

zja- ilość łopat wirnika,

r- promień wirnika głównego,

jaja- wydłużenie względne łopat wirnika,

kitp oraz ke-mail- współczynniki wagowe dla przewodów elektrycznych i innych urządzeń elektrycznych, których wartości są równe:

Waga innego wyposażenia śmigłowca:

gdzie kitp- współczynnik wagowy, którego wartość wynosi 2.

5.10 Obliczanie drugiej przybliżonej masy startowej śmigłowca

Masa pustego helikoptera jest równa sumie mas jednostek głównych:

Masa startowa drugiego śmigłowca aproksymacyjnego m 02 będzie równa sumie:

gdzie mT- masa paliwa,

mgr- masa ładunku,

mrówn- masa załogi.

6. Opis układu śmigłowca

Projektowany śmigłowiec jest wykonany w schemacie jednowirnikowym z wirnikiem ogonowym, dwoma silnikami turbinowymi i dwułożyskowymi płozami. Kadłub śmigłowca ramowego składa się z części dziobowej i środkowej, ogona i belek końcowych. Na dziobie znajduje się dwumiejscowa kabina załogi, składająca się z dwóch pilotów. Przeszklenie kokpitu zapewnia dobrą widoczność, prawy i lewy blistry przesuwne wyposażone są w mechanizmy awaryjnego zwalniania. W części środkowej znajduje się kabina o wymiarach 6,8 x 2,05 x 1,7m oraz środkowe drzwi przesuwne o wymiarach 0,62 x 1,4m z mechanizmem awaryjnego zwalniania. Przedział ładunkowy przeznaczony jest do przewozu towarów o masie do 2 ton i jest wyposażony w składane siedzenia dla 12 pasażerów, a także węzły do mocowania 5 noszy. W wersji pasażerskiej w kabinie znajduje się 12 miejsc siedzących, zainstalowanych ze stopniem 0,5 mi przejściem 0,25 m; a z tyłu znajduje się otwór na tylne drzwi wejściowe, składający się z dwóch skrzydeł.

Bom ogonowy to belka-belka nitowana z działającą skórą, wyposażona w węzły do mocowania sterowanego stabilizatora i wspornika ogona.

Stabilizator o wielkości 2,2m i powierzchni 1,5m2 o konstrukcji jednodźwigarowej NACA 0012, z kompletem żeber oraz poszyciem duraluminiowo-brezentowym.

Narty dwupunktowe, podpora przednia samoorientująca o wymiarach 500 x 185 mm, podpory główne kształtowe z amortyzatorami dwukomorowymi cieczowo-gazowymi o wymiarach 865 x 280 mm. Wsparcie ogona składa się z dwóch rozpórek, amortyzatora i pięty wspierającej; trasa narciarska 2m, baza narciarska 3,5m.

Śmigło ogonowe o średnicy 1,44 m, trzyłopatowe, pchające, z tuleją typu kardana i całkowicie metalowymi, prostokątnymi łopatami w planie, o cięciwie 0,51 mi profilu NACA 230M.

Wyposażenie do lotów według wskazań przyrządów w złożonych warunkach meteorologicznych, w dzień iw nocy, obejmuje dwa sztuczne horyzonty, dwa prędkościomierze NV, kombinowany system kursu GMK-1A, automatyczny kompas radiowy i radiowysokościomierz RV-3.

Wyposażenie łączności obejmuje radiostacje dowodzenia VHF R-860 i R-828, radiostacje łączności HF R-842 i „Karat”, domofon samolotowy SPU-7.

7. Obliczanie centrowania śmigłowca

Tabela 1. Arkusz centrujący pustego śmigłowca

Nazwa jednostki	Waga jednostkowa, ja, kg	Koordynować x i środek masy jednostki, m	Jednostkowy moment statyczny M xi	Koordynować ja jaśrodek masy jednostki, m	Jednostkowy moment statyczny mój yi
1 śruba nośna
1.1 Ostrza
1.2 Tuleja
2 System sterowania
2.1 Układ sterowania wzmacniaczem
2.2 Ręczny system sterowania
3 Transmisja
3.1 Przekładnia główna
3.2 Przekładnia pośrednia
3.3 Przekładnia ogonowa
3.4 Wał napędowy
4 Wirnik ogonowy
4.1 Ostrza
4.2 Tuleja
5 Układ napędowy
6 Układ paliwowy
7 Kadłub
7.1 Łuk (15%)
7.2 Sekcja środkowa (50%)
7,3 Ogon (20%)
7.4 Montaż skrzyni biegów (4%)
7,5 Okapy (11%)

8.1 Ogólne (82%)
8,2 Przód (16%)
8.3 Wsparcie ogona (2%)
9 Sprzęt elektryczny
10 Sprzęt
10.1 Instrumenty w kokpicie (25%)
10.2 Sprzęt radiowy (27%)
10.3 Sprzęt hydrauliczny (20%)
10.4 Wyposażenie pneumatyczne (6%)

Obliczane są momenty statyczne M cxi oraz M sui względem osi współrzędnych:

Współrzędne środka masy całego śmigłowca obliczane są ze wzorów:

Tabela 2. Listwa centrująca z maksymalnym obciążeniem

Nazwa jednostki	Waga jednostkowa, ja, kg	Koordynować x i środek masy jednostki, m	Jednostkowy moment statyczny M xi	Koordynować ja jaśrodek masy jednostki, m	Jednostkowy moment statyczny mój yi
Śmigłowiec
Zbiorniki paliwa 1 i 2

Tabela 3. Lista centrująca z 5% pozostałym paliwem i pełnym obciążeniem

Nazwa jednostki	Waga jednostkowa, ja, kg	Koordynować x i środek masy jednostki, m	Jednostkowy moment statyczny M xi	Koordynować ja jaśrodek masy jednostki, m	Jednostkowy moment statyczny mój yi
Śmigłowiec

Współrzędne środka masy pustego śmigłowca: x 0 = -0,003; y 0 = -1,4524;

Współrzędne środka masy przy maksymalnym obciążeniu: x 0 = 0,0293; y 0 = -2,0135;

Współrzędne środka masy z pozostałym paliwem 5% i pełnym ładunkiem: x 0 = -0,0678; y 0 = -1,7709.

Wniosek

W tym projekcie kursu wykonano obliczenia masy startowej śmigłowca, masy jego elementów i zespołów oraz rozplanowania śmigłowca. W trakcie montażu doprecyzowano ustawienie śmigłowca, którego obliczenia poprzedza sporządzenie raportu wagowego na podstawie obliczeń masy jednostek i zespołu napędowego, wykazów wyposażenia, wyposażenia, ładunku itp. Celem projektu jest wyznaczenie optymalnej kombinacji głównych parametrów śmigłowca i jego układów zapewniających spełnienie określonych wymagań.

Wstęp

Na etapie wstępnego projektu dobierany jest schemat aerodynamiczny, kształtowany jest wygląd śmigłowca, a główne parametry są obliczane w celu zapewnienia osiągnięcia określonych charakterystyk lotu. Do parametrów tych należą: masa śmigłowca, moc układu napędowego, wymiary wirnika głównego i ogonowego, masa paliwa, masa wyposażenia instrumentalnego i specjalnego. Wyniki obliczeń wykorzystywane są przy opracowaniu rozplanowania śmigłowca i sporządzeniu arkusza osiowania do określenia położenia środka masy.

Projektowanie poszczególnych jednostek i zespołów śmigłowca z uwzględnieniem wybranych rozwiązań technicznych jest realizowane na etapie opracowywania projektu technicznego. W takim przypadku parametry projektowanych jednostek muszą odpowiadać wartościom odpowiadającym projektowi projektowemu. Niektóre parametry można dopracować w celu optymalizacji projektu. Podczas projektowania technicznego, obliczeń aerodynamicznych wytrzymałościowych i kinematycznych zespołów, doboru materiałów konstrukcyjnych i schematów konstrukcyjnych.

Na etapie projektu roboczego wykonuje się projekt rysunków wykonawczych i montażowych śmigłowca, specyfikacji, list kompletacyjnych i innej dokumentacji technicznej zgodnie z przyjętymi normami

W artykule przedstawiono metodykę obliczania parametrów śmigłowca na etapie projektowania wstępnego, która służy do realizacji projektu kursu w dyscyplinie „Projektowanie śmigłowców”.

1. Obliczenie pierwszej przybliżonej masy startowej śmigłowca

gdzie jest masa ładunku, kg;

Waga załogi, kg.

Zasięg lotu

kg.

2. Obliczanie parametrów wirnika głównego śmigłowca

2.1 Promień R, m wirnika głównego śmigłowca jednowirnikowego oblicza się ze wzoru:

gdzie jest masa startowa śmigłowca, kg;

g - przyspieszenie grawitacyjne równe 9,81 m / s 2;

p jest obciążeniem właściwym na obszarze omiatanym przez wirnik,

Wartość obciążenia właściwego p na powierzchni zmiatanej przez ślimak dobiera się zgodnie z zaleceniami przedstawionymi w pracy /1/: gdzie p = 280

Przyjmujemy promień wirnika równy R = 7,9

Prędkość kątowa w, s -1, obrotu wirnika głównego jest ograniczona wartością prędkości obwodowej wR końców łopat, która zależy od masy startowej śmigłowca i wynosi wR = 232 m / s.

z -1.

obr/min

2.2 Względne gęstości powietrza na sufitach statycznych i dynamicznych

2.3 Obliczanie prędkości ekonomicznej przy ziemi i na pułapie dynamicznym

Określa się względny obszar równoważnej szkodliwej płytki:

Gdzie S e = 2,5

Oblicza się wartość prędkości ekonomicznej na ziemi V s, km/h:

Wartość prędkości ekonomicznej przy pułapie dynamicznym V din, km/h oblicza się:

gdzie I = 1,09 ... 1,10 jest współczynnikiem indukcji.

2.4 Oblicza się względne wartości maksymalnych i ekonomicznych na pułapie dynamicznym prędkości lotu poziomego:

gdzie V max = 250 km / h i V dyn = 182,298 km / h - prędkość lotu;

wR = 232 m/s - prędkość obwodowa łopat.

2.5 Obliczenie dopuszczalnych stosunków naporu do wypełnienia wirnika dla prędkości maksymalnej przy ziemi i prędkości ekonomicznej na stropie dynamicznym:

2.6 Współczynniki ciągu głównego wirnika przy ziemi i przy stropie dynamicznym:

2.7 Obliczanie wypełnienia wirnika:

Wypełnienie wirnika głównego s jest obliczane dla przypadków lotu przy prędkościach maksymalnych i ekonomicznych:

;

Największą wartość s Vmax i s V dyn przyjmuje się jako obliczoną wartość wypełnienia s wirnika głównego:

Akceptujemy

Długość cięciwy b i wydłużenie względne l łopat wirnika będą równe:

gdzie z l jest liczbą łopat wirnika (z l = 3)

2.8 Względny wzrost ciągu wirnika w celu skompensowania oporu aerodynamicznego kadłuba i usterzenia poziomego:

gdzie S f jest obszarem rzutu poziomego kadłuba;

S go - obszar poziomego ogona.

S th = 1,5 m 2.

Aby wykonać misję bojową i zapewnić bezpieczeństwo lotu, konstrukcja śmigłowca musi być odpowiednio wytrzymała i sztywna. Wytrzymałość oznacza zdolność konstrukcji do postrzegania bez zapadania się obciążeń zewnętrznych napotkanych podczas pracy. Sztywność jest rozumiana jako zdolność konstrukcji do opierania się deformacji pod obciążeniem.

Podczas eksploatacji śmigłowiec poddawany jest różnym rodzajom i wielkościom obciążeń: statycznym (stałym lub wolnozmiennym w czasie), dynamicznym (wstrząsy i wibracje). W zależności od rodzaju obciążenia konstrukcja lub jej wydzielona część musi mieć odpowiedni rodzaj wytrzymałości.

Kombinacja wymaganych wartości różne rodzaje siła, zapewniająca normalna praca struktury w ustalonych granicach i terminach nazywane są siłą operacyjną.

Podczas pracy wytrzymałość konstrukcji nie pozostaje niezmienna. Duże obciążenia, bliskie wartości granicznej, mogą powodować trwałe odkształcenia jej elementów. Małe, ale powtarzalne obciążenia powodują powstawanie pęknięć zmęczeniowych, które osłabiają konstrukcję. Występuje zużycie

części trące, zużycie ścierne ostrzy HB, ostrzy silniki z turbiną gazową pod wpływem kurzu, piasku. Co więcej, dla utrzymanie wprowadzane są uszkodzenia w postaci wgnieceń, rys, śladów, nacięć itp. Wszystko to prowadzi do stopniowego spadku wytrzymałości konstrukcji i wymusza ograniczenie zasobu (godzin lotu) śmigłowca.

Podczas eksploatacji konstrukcja stale narażona jest na ekstremalne temperatury, opady, kurz, promieniowanie słoneczne itp. Oddziaływanie tych czynników powoduje korozję elementów konstrukcyjnych, pękanie przeszkleń i innych części niemetalowych, uszkodzenia powłok ochronnych. W efekcie konieczne jest ograniczenie kalendarzowego czasu pracy sprzętu (żywotność).

Tym samym wszystkie powyższe czynniki zewnętrzne, które obniżają wytrzymałość i pogarszają wydajność konstrukcji, ograniczają jej trwałość. Trwałość statku powietrznego jest właściwością utrzymania sprawności, z uwzględnieniem konserwacji i napraw, aż do pewnego stanu granicznego, w którym naruszane są wymagania bezpieczeństwa lotu, a wydajność operacyjna spada. Zasoby i żywotność służą jako wskaźniki trwałości.

Jednym z głównych zadań obsługi technicznej sprzętu lotniczego jest utrzymanie wymaganej wytrzymałości przez cały okres eksploatacji w warunkach rzeczywistych.

Ogólne zasady obliczania wytrzymałości śmigłowca

Normy Wytrzymałości przewidują również: negatywne działanie przeciążeniowe = -0,5 przy wchodzeniu w planowanie, energiczne zawisy śmigłowca, wpływ pionowych i bocznych podmuchów powietrza itp. Każdy z przypadków konstrukcyjnych decyduje o wytrzymałości konkretnego część lub zespół helikoptera.

Rozważane są przypadki projektowania lądowań różne opcje lądowania: na wszystkich podporach, tylko na głównych, lądowanie z uderzeniem bocznym itp.

Przypadki projektowe naziemne uwzględniają wpływ wiatru, holowanie helikoptera nad nieprzygotowanym miejscem itp.

Szczególną trudnością w obliczaniu wytrzymałości śmigłowca jest to, że jego główne obciążenia, np. siły od łopat NV, mają charakter zmienny pod względem wielkości i kierunku, co powoduje drgania samych łopat i konstrukcji śmigłowca jako cały. Takie ładowanie nazywa się dynamicznym. Przy długotrwałym działaniu powtarzalnych obciążeń niszczenie konstrukcji następuje przy naprężeniach znacznie mniejszych niż przy stałym, statycznym obciążeniu. Wynika to ze zjawiska zmęczenia materiału.

Normy Wytrzymałości zawierają również wszystkie dane wymagane do obliczenia sztywności konstrukcji, jej wytrzymałości dynamicznej i zasobów (żywotności).

Pojęcie obliczania wytrzymałości statycznej

Jeżeli obciążenie konstrukcji jest stałe lub zmienia się powoli, to odkształcenia i naprężenia w niej również będą stałe lub zmieniają się stopniowo, proporcjonalnie do obciążenia, bez procesów oscylacyjnych. To ładowanie nazywa się statycznym.

W przypadku śmigłowca można uwzględnić obciążenia statyczne: ciąg wirnika głównego i ogonowego; siły odśrodkowe ostrzy; siły aerodynamiczne skrzydła i ogona.

Analiza wytrzymałości statycznej obejmuje:

- określenie, zgodnie z Normami Wytrzymałości, wielkości i charakteru rozkładu obciążeń obliczeniowych;
- budowa wykresów sił poprzecznych Q i wzdłużnych N, momentów zginających i skręcających dla rozpatrywanej części konstrukcji śmigłowca;
- identyfikacja najbardziej obciążonych odcinków konstrukcji, w których możliwe są największe naprężenia;
- wyznaczanie naprężeń w elementach konstrukcyjnych i ich porównanie z niszczącymi.

Wytrzymałość statyczna konstrukcji jest zapewniona, jeżeli naprężenia w jej elementach nie przekraczają wartości niszczących.

Jednak zapewnienie wytrzymałości statycznej nie gwarantuje jeszcze bezpieczna operacja helikopter, ponieważ pod wpływem zmiennych obciążeń w jego strukturze powstają odpowiednie zmienne naprężenia. Naprężenia te, nałożone na stałe, zwiększają naprężenia całkowite, a także mogą prowadzić do zniszczenia zmęczeniowego konstrukcji.

Źródła obciążeń zmiennych śmigłowca

Główne obciążenia śmigłowca mają charakter zmienny, stale zmieniają się pod względem wielkości i kierunku z określonymi częstotliwościami.

Głównymi źródłami obciążeń zmiennych są wirnik główny i ogonowy. Przyczyną okresowej zmiany sił działających na łopaty NV jest ciągła zmiana prędkości i kierunku napływającego na nie opływu w różnych azymutach i na różnych odcinkach podczas lotu śmigłowca do przodu. Gdy łopata w trakcie obrotu porusza się w kierunku strumienia nadlatującego do helikoptera, całkowita prędkość jego opływu wokół niego wzrasta, a gdy się cofa, przeciwnie, maleje. Ponieważ siły aerodynamiczne są proporcjonalne do kwadratu prędkości przepływu, siła nośna Ul i opór Chl łopaty również ulegają ciągłym zmianom. Powoduje to ruch trzepotliwy ostrzy w płaszczyźnie pionowej i oscylacje w płaszczyźnie obrotu.

Podczas ruchu trzepotającego środki mas łopatek okresowo zbliżają się i oddalają od osi śruby, co powoduje pojawienie się zmiennych sił Coriolisa działających w płaszczyźnie obrotu. Siły te powodują również drgania ostrzy w płaszczyźnie obrotu.

Wszystkie te naprzemienne siły przenoszone są na piastę HB, a następnie przez wał napędowy i skrzynię biegów na kadłub śmigłowca, powodując jego drgania w płaszczyźnie pionowej i poziomej. Amplitudy sił zmiennych przenoszonych z łopat mogą wynosić tysiące niutonów, a dla ciężkich helikopterów dziesiątki tysięcy. Częstotliwości tych sił są wielokrotnością prędkości śmigła pomnożonej przez liczbę łopat.

Słabe wyważenie i niestożkowanie ostrzy może być dodatkowym źródłem zmiennych sił. Słabe wyważenie polega na nierównych momentach statycznych łopatek, co powoduje nierównowagę ich sił odśrodkowych. Niestożkowatość objawia się różnymi amplitudami ruchu wahadłowego łopatek ze względu na różnice w ich kształtach zewnętrznych, sztywność skrętną lub niedokładną regulację kątów ustawienia. Z tych samych powodów występują zmienne siły śmigła ogonowego.

Pierwsze przybliżone obliczenie masy startowej śmigłowca. Do obliczenia charakterystyk lotnych śmigłowca na etapie projektowania Obliczenie głównych parametrów i opracowanie układu śmigłowca

Ogólne zasady obliczania wytrzymałości śmigłowca

Pojęcie obliczania wytrzymałości statycznej

Źródła obciążeń zmiennych śmigłowca

Popularny