Acasă » înregistrare » Prima estimare a greutății la decolare a elicopterului. La calculul caracteristicilor de zbor ale unui elicopter în faza de proiectare Calculul parametrilor principali și dezvoltarea aspectului elicopterului

Prima estimare a greutății la decolare a elicopterului. La calculul caracteristicilor de zbor ale unui elicopter în faza de proiectare Calculul parametrilor principali și dezvoltarea aspectului elicopterului

INTRODUCERE

Proiectarea unui elicopter este un proces complex, în evoluție în timp, împărțit în etape și etape de proiectare interdependente. Aeronava creată trebuie să satisfacă cerinte tehniceși să respecte caracteristicile tehnice și economice specificate în caietul de sarcini de proiectare. Termenii de referință conțin descrierea inițială a elicopterului și caracteristicile sale de performanță, care asigură un nivel ridicat eficiență economicăși competitivitatea mașinii proiectate, și anume: capacitatea de transport, viteza de zbor, raza de acțiune, plafonul static și dinamic, resursa, durabilitatea și costul.

Termenii de referință sunt precizați în etapa studiilor de pre-proiectare, în cadrul căreia se efectuează căutarea brevetelor, analiza soluțiilor tehnice existente, lucrări de cercetare și dezvoltare. Sarcina principală a cercetării pre-proiectare este căutarea și verificarea experimentală a noilor principii de funcționare a obiectului proiectat și a elementelor acestuia.

În etapa de proiectare preliminară, se selectează schema aerodinamică, se formează aspectul elicopterului și se calculează principalii parametri pentru a asigura atingerea performanței de zbor specificate. Acești parametri includ: greutatea elicopterului, puterea sistem de propulsie, dimensiunile rotorului principal și de coadă, masa combustibilului, masa echipamentelor instrumentale și speciale. Rezultatele calculului sunt utilizate în dezvoltare diagrama de dispunere elicopter și întocmirea unei foi de centrare pentru a determina poziția centrului de masă.

Proiectarea unităților și ansamblurilor individuale ale elicopterului, ținând cont de soluțiile tehnice selectate, se realizează în etapa de dezvoltare a unui proiect tehnic. În acest caz, parametrii unităților proiectate trebuie să satisfacă valorile corespunzătoare proiectului de proiect. Unii dintre parametrii pot fi rafinați pentru a optimiza designul. La proiectare tehnică se efectuează rezistența aerodinamică și calculele cinematice ale unităților, selecția materialelor structurale și schemele structurale.

În stadiul proiectului de lucru, proiectarea desenelor de lucru și de asamblare ale elicopterului, specificațiile, listele de alegere și alte documentatie tehnicaîn conformitate cu standardele acceptate

Această lucrare prezintă o metodologie de calcul a parametrilor unui elicopter în stadiul de proiectare preliminară, care este utilizată pentru realizarea unui proiect de curs la disciplina „Proiectarea elicopterelor”.

1. Calculul greutății de prima aproximare la decolare a elicopterului

unde este masa sarcinii utile, kg;

Greutatea echipajului, kg.

Raza de zbor

2. Calculul parametrilor rotorul principal elicopter

2.1 Rază R, m, rotor principal elicopter cu un singur rotor calculat prin formula:

unde este greutatea la decolare a elicopterului, kg;

g - accelerația gravitației, egală cu 9,81 m/s 2;

p - sarcina specifică pe zona măturată de rotor,

=3,14.

Valoarea specifică a sarcinii p pe zona măturată de șurub este selectată conform recomandărilor prezentate în lucrare / 1 /: unde p= 280

Luăm raza rotorului egală cu R= 7.9

Viteză unghiulară , s -1, rotația rotorului principal este limitată de valoarea vitezei periferice R capetele palelor, care depinde de greutatea la decolare a elicopterului și a fost R= 232 m/s.

C -1.

Rpm

2.2 Densitățile relative ale aerului pe tavane statice și dinamice

2.3 Calculul vitezei economice la sol și la plafonul dinamic

Aria relativă a plăcii dăunătoare echivalente este determinată:

Unde S eh= 2.5

Se calculează valoarea vitezei economice la sol V s, km/h:

Unde eu = 1,09…1,10 este coeficientul de inducție.

Km/ora.

Se calculează valoarea vitezei economice la plafonul dinamic V decan, km/h:

Unde eu = 1,09…1,10 este coeficientul de inducție.

Km/ora.

2.4 Se calculează valorile relative ale maximului și economic pe plafonul dinamic viteze de zbor orizontale:

Unde V max= 250 km/h și V decan= 182,298 km/h - viteza de zbor;

R= 232 m/s - viteza periferică a lamelor.

2.5 Calculul raporturilor admisibile dintre tracțiunea și umplerea rotorului pentru viteza maximă la sol și pentru viteza economică la plafonul dinamic:

2.6 Coeficienții de tracțiune a rotorului principal la sol și la plafonul dinamic:

2.7 Calculul umplerii rotorului:

Umplerea rotorului principal calculat pentru cazurile de zbor la viteze maxime și economice:

Ca valoare de umplere calculată rotorul principal este cea mai mare valoare a Vmax și V decan:

Noi acceptam

Lungimea acordului b si alungirea palele rotorului vor fi egale:

Unde zl este numărul de pale ale rotorului (zl = 3)

2.8 Creșterea relativă a forței rotorului pentru a compensa rezistența aerodinamică a fuselajului și a cozii orizontale:

unde Sf este aria proiecției orizontale a fuzelajului;

S go - zona cozii orizontale.

Sf = 10 m2;

S th = 1,5 m 2.

3. Calculul puterii sistemului de propulsie al elicopterului.

3.1 Calculul puterii atunci când agățați pe un tavan static:

Puterea specifică necesară pentru a conduce rotorul principal în modul de plutire pe plafonul statistic este calculată prin formula:

Unde N H Sf- puterea necesara, W;

m 0 - greutate la decolare, kg;

g - accelerația gravitației, m/s 2;

p - sarcina specifică pe zona măturată de rotor, N/m2;

Sf - densitatea relativa a aerului la inaltimea tavanului static;

0 - eficienta relativa rotorul principal în modul hover ( 0 =0.75);

Creșterea relativă a forței rotorului pentru a echilibra rezistența aerodinamică a fuzelajului și a cozii orizontale:

3.2 Calculul densității de putere în zbor la nivel la viteză maximă

Puterea specifică necesară pentru a conduce rotorul principal în zbor la nivel la viteza maximă este calculată prin formula:

unde este viteza periferică a capetelor lamelor;

Placă periculoasă echivalentă relativ;

eu eh- coeficientul de inducție, determinat în funcție de viteza de zbor prin următoarele formule:

La km/h,

La km/h.

3.3 Calculul densității de putere în zbor pe un plafon dinamic cu viteză economică

Puterea specifică pentru acţionarea rotorului principal pe plafonul dinamic este egală cu:

Unde decan- densitatea relativă a aerului pe tavanul dinamic,

V decan- viteza economică a elicopterului pe plafonul dinamic,

3.4 Calculul densității puterii în zbor lângă sol la viteză economică în cazul defectării unui motor în timpul decolării

Densitatea de putere necesară pentru a continua decolarea la o viteză economică în cazul unei singure defecțiuni a motorului este calculată prin formula:

unde este viteza economică la sol,

3.5 Calculul puterilor reduse specifice pentru diferite cazuri de zbor

3.5.1 Puterea specifică redusă atunci când plutiți pe un tavan static este egală cu:

unde este caracteristica specifică a accelerației, care depinde de înălțimea plafonului static H Sfși se calculează cu formula:

0 - factorul de utilizare a puterii a sistemului de propulsie în modul hover, a cărui valoare depinde de greutatea la decolare a elicopterului m 0 :

La m 0 < 10 тонн

La 10 25 de tone

La m 0> 25 tone

3.5.2 Puterea specifică redusă în zbor la nivel la viteza maximă este egală cu:

unde este factorul de utilizare a puterii la viteza maximă de zbor,

Caracteristicile clapetei de accelerație ale motoarelor, în funcție de viteza de zbor V max :

3.5.3 Putere specifica redusa in zbor pe un plafon dinamic cu viteza economica V decan este egal cu:

unde este factorul de utilizare a puterii la viteza economică de zbor,

si - gradul de stropit al motoarelor, in functie de inaltimea plafonului dinamic Hși viteza de zbor V decan conform următoarelor caracteristici de reglare:

3.5.4 Puterea specifica redusa in zbor in apropierea solului cu viteza economica in cazul defectarii unui motor la decolare este egala cu:

unde este factorul de utilizare a puterii la viteza economică de zbor,

Gradul de accelerare a motorului în funcționare de urgență,

n = 2 - numărul de motoare de elicopter.

3.5.5 Calculul puterii necesare sistemului de propulsie

Pentru a calcula puterea necesară a sistemului de propulsie, se selectează valoarea maximă a puterii specifice reduse:

Cerința de putere N sistemul de propulsie al elicopterului va fi egal cu:

Unde m 0 1 - greutatea la decolare a elicopterului,

g = 9,81 m 2 / s - accelerația gravitațională.

mar,

3.6 Selectarea motorului

Acceptăm două motoare cu turboax VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) cu o putere totală a fiecăruia N= 1,405 10 6 W

Motorul VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) este proiectat pentru instalarea pe noile generații de elicoptere, precum și pentru înlocuirea motoarelor pe elicopterele existente pentru a le îmbunătăți performanța de zbor. Este creat pe baza unui motor serial certificat TV3-117VMA și este produs la Întreprinderea Unitară de Stat Federal „Uzina numită după V.Ya. Klimov".

4. Calculul masei combustibilului

Pentru a calcula masa de combustibil care oferă un interval de zbor dat, este necesar să se determine viteza de croazieră V cr... Viteza de croazieră se calculează prin metoda aproximărilor succesive în următoarea secvență:

a) se ia valoarea vitezei de croazieră din prima aproximare:

km/h;

b) se calculează coeficientul de inducţie eu eh:

La km/h

c) se determină puterea specifică necesară pentru a antrena rotorul principal în zbor în modul croazieră:

unde este valoarea maximă a puterii specifice reduse a sistemului de propulsie,

Factor de schimbare a puterii în funcție de viteza de zbor V cr 1, calculată prin formula:

d) Viteza de croazieră a celei de-a doua apropieri se calculează:

e) Se determină abaterea relativă a vitezelor primei și celei de a doua aproximări:

Când este specificată viteza de croazieră a primei aproximări V cr 1, se ia egală cu viteza calculată a celei de-a doua aproximări. Apoi calculul se repetă de la punctul b) și se termină cu condiția.

Consumul specific de combustibil este calculat prin formula:

unde este coeficientul de modificare a consumului specific de combustibil în funcție de modul de funcționare al motoarelor;

Coeficientul de modificare a consumului specific de combustibil în funcție de viteza de zbor,

Consum specific de combustibil în modul decolare.

În cazul unui zbor de croazieră, sunt acceptate următoarele:

La kW;

La kW.

Kg/W oră,

Masa de combustibil cheltuită în zbor m T va fi egal cu:

unde este puterea specifică consumată la viteza de croazieră,

Viteză de croazieră,

L - raza de zbor.

5. Determinarea masei componentelor și ansamblurilor elicopterului.

5.1 Masa palelor rotorului este determinată de formula:

Unde R - raza rotorului principal,

- umplerea rotorului,

Kg,

5.2 Masa butucului rotorului principal se calculează prin formula:

Unde k mar- coeficientul de greutate al bucșelor de design modern,

k l- coeficientul de influență a numărului de lame asupra masei manșonului.

În calcul, puteți lua:

Kg/kN,

prin urmare, ca rezultat al transformărilor, obținem:

Pentru a determina masa butucului rotorului principal, este necesar să se calculeze forța centrifugă care acționează asupra palelor. N Banca centrala(în kN):

KN,

kg.

5.3 Greutatea sistemului de control al boosterului, care include platoul oscilant, amplificatoarele hidraulice, sistemul de control hidraulic al rotorului principal se calculează prin formula:

Unde b- coarda lamei,

k hui- coeficientul de greutate al sistemului de control al rapelului, care poate fi luat egal cu 13,2 kg / m 3.

Kg.

5.4 Greutăți ale sistemului de control manual:

Unde k RU- coeficientul de greutate al sistemului de control manual, luat pentru elicopterele cu un singur rotor, egal cu 25 kg/m.

Kg.

5.5 Masa cutiei de viteze principale depinde de cuplul pe arborele rotorului principal și se calculează prin formula:

Unde k ed- coeficient de greutate, a cărui valoare medie este de 0,0748 kg / (Nm) 0,8.

Cuplul maxim pe arborele rotorului este determinat prin puterea redusă a sistemului de propulsie Nși viteza de rotație a șurubului :

Unde 0 - factorul de utilizare a puterii a sistemului de propulsie, a cărui valoare este luată în funcție de greutatea la decolare a elicopterului m 0 :

La m 0 < 10 тонн

La 10 25 de tone

La m 0> 25 tone

N m,

Greutatea cutiei de viteze principale:

Kg.

5.6 Pentru a determina masa unităților de antrenare a rotorului de coadă, se calculează forța acestuia T pv :

Unde M nv- cuplul pe arborele rotorului,

L pv- distanta dintre axele rotorului principal si cel de coada.

Distanța dintre axele rotorului principal și de coadă este egală cu suma razelor și jocului lor între capetele lamelor lor:

Unde - distanța, luată egală cu 0,15 ... 0,2 m,

Raza rotorului de coadă, care, în funcție de greutatea la decolare a elicopterului, este:

Cand t,

Cand t.

Putere N pv, cheltuită pentru rotația rotorului de coadă, se calculează prin formula:

Unde 0 este randamentul relativ al rotorului de coadă, care poate fi considerat egal cu 0,6 ... 0,65.

mar,

Cuplu M pv transmis de arborele de direcție este egal cu:

N m,

unde este frecvența de rotație a arborelui de direcție,

cu -1,

Cuplul transmis de arborele de transmisie, N m, la o viteză n v= 3000 rpm este egal cu:

N m,

Greutate m v arbore de transmisie:

Undek v- factorul de ponderare pentru arborele de transmisie, care este de 0,0318 kg / (Nm) 0,67.

Greutate m etc a cutiei de viteze intermediare este egal cu:

Unde k etc- un factor de ponderare pentru o treaptă intermediară egal cu 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Masa angrenajului de coadă care rotește rotorul de coadă:

Unde k xp- factorul de ponderare pentru trenul de coadă, a cărui valoare este de 0,105 kg / (Nm) 0,8

kg.

5.7 Greutatea și dimensiunile principale ale rotorului de coadă sunt calculate în funcție de împingerea acestuia T pv .

Coeficientul de tracțiune C pv rotorul de coadă este egal cu:

Umplerea palelor rotorului de coadă pv calculat în același mod ca și pentru rotorul principal:

unde este valoarea admisibilă a raportului dintre coeficientul de forță și umplerea rotorului de coadă.

Lungimea acordului b pv si alungirea pv palele rotorului de coadă se calculează prin formulele:

Unde z pv- numărul paletelor rotorului de coadă.

Greutatea palelor rotorului de coadă m lr calculat folosind formula empirică:

Valoarea forței centrifuge N CBD care acționează asupra palelor rotorului de coadă și este absorbită de balamalele butucului,

Greutatea manșonului rotorului de coadă m mar calculat folosind aceeași formulă ca și pentru rotorul principal:

Unde N Banca centrala- forta centrifuga care actioneaza asupra lamei,

k mar- factorul de greutate pentru manșon, luat egal cu 0,0527 kg / kN 1,35

k z- coeficient de greutate, în funcție de numărul de lame și calculat prin formula:

5.8 Calculul masei sistemului de propulsie al elicopterului

Greutatea specifică a sistemului de propulsie al elicopterului dv calculat folosind formula empirică:

Unde N- puterea sistemului de propulsie.

Masa sistemului de propulsie va fi egală cu:

kg.

5.9 Calculul masei fuselajului și echipamentului elicopterului

Masa fuzelajului elicopterului se calculează cu formula:

Unde S ohm- zona suprafeței spălate a fuzelajului, care este determinată de formula:

M 2,

m 0 - greutatea la decolare a primei aproximări,

k f- coeficient egal cu 1,7.

kg,

Greutatea sistemului de alimentare cu combustibil:

Unde m T- masa de combustibil cheltuită în zbor,

k mf- factorul de ponderare luat pentru sistemul de alimentare cu combustibil egal cu 0,09.

Kg,

Masa trenului de aterizare a elicopterului este:

Unde k w- coeficient de greutate în funcție de designul șasiului:

Pentru șasiu neretractabil,

Pentru tren de aterizare retractabil.

kg,

Masa echipamentului electric al elicopterului se calculează prin formula:

Unde L pv- distanța dintre axele rotorului principal și cel de coadă,

z l- numărul de pale ale rotorului,

R - raza rotorului principal,

l- alungirea relativă a palelor rotorului,

k etcși k e-mail- factori de ponderare pentru firele electrice și alte echipamente electrice, ale căror valori sunt egale cu:

kg,

Greutatea altor echipamente de elicopter:

Unde k etc- un factor de ponderare, a cărui valoare este 2.

kg.

5.10 Calculul masei de a doua aproximare la decolare a elicopterului

Masa unui elicopter gol este egală cu suma maselor unităților principale:

Greutatea la decolare a celui de-al doilea elicopter de aproximare m 02 va fi egal cu suma:

Unde m T - masa combustibilului,

m gr- masa sarcinii utile,

m eq- masa echipajului.

kg,

6. Descrierea aspectului elicopterului

Elicopterul proiectat este realizat după o schemă cu un singur rotor cu un rotor de coadă, două motoare cu turbină cu gaz și schiuri cu două suporturi. Fuzelajul unui elicopter de tip cadru este format dintr-un arc și părți centrale, o coadă și grinzi de capăt. În prova se află o cabină a echipajului cu două locuri, formată din doi piloți. Geamul cabinei asigură bună privire de ansamblu, blisterele glisante dreapta și stânga sunt echipate cu mecanisme de eliberare de urgență. In partea centrala se afla o cabina cu dimensiunile de 6,8 x 2,05 x 1,7m, si o usa centrala culisanta cu dimensiunile de 0,62 x 1,4m cu mecanism de deblocare de urgenta. Cabină de marfă este conceput pentru transportul de mărfuri cu o greutate de până la 2 tone și este echipat cu scaune rabatabile pentru 12 pasageri, precum și noduri pentru atașarea a 5 targi. În versiunea pentru pasageri, în cockpit sunt 12 locuri, instalate cu un pas de 0,5 m și un pasaj de 0,25 m; iar în spate există o deschidere pentru ușa de la intrare din spate, formată din două canape.

Boom-ul de coadă este de tip beam-stringer nituit cu o piele de lucru, echipat cu noduri pentru atașarea unui stabilizator controlat și a unui suport de coadă.

Un stabilizator cu o dimensiune de 2,2 m și o suprafață de 1,5 m 2 cu o structură NACA 0012 cu un singur spat, cu un set de nervuri și înveliș de duraluminiu și pânză.

Schiuri in doua puncte, suport frontal auto-orientabil, dimensiuni 500 x 185mm, suporturi principale de tip modelat cu amortizoare lichid-gaz cu doua camere cu dimensiunile 865 x 280mm. Suportul de coada este format din doua bare, un amortizor si un calcai de sustinere; pista de schi 2m, baza de schi 3,5m.

Rotor principal cu palete articulate, amortizoare hidraulice și amortizoare de vibrații pendul, instalate cu o înclinare înainte de 4° 30 ". Paletele integral metalice constau dintr-o bară presată din aliaj de aluminiu AVT-1, călit prin balamale din oțel călit la vibrație. masă, o secțiune de coadă, un vârf de oțel și un vârf de oțel Lamele au formă dreptunghiulară în plan cu o coardă de 0,67 m și profile NACA 230 și o răsucire geometrică de 5%, viteza circumferențială a vârfurilor lamei este de 200 m / s, lamele sunt echipate cu un sistem de semnalizare vizuală a avariei lalonului și un dispozitiv electric de antigivrare termică.

Rotor de coadă cu diametrul de 1,44 m, cu trei pale, împingător, cu bucșă tip cardan și lame dreptunghiulare integral metalice în plan, cu coarda de 0,51 m și profil NACA 230M.

Centrala electrică este formată din două motoare cu turbină cu gaz cu turboax cu o turbină liberă VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) a St. V.Ya.Klimov cu o putere totală a fiecărui N = 1405 W, instalat deasupra fuzelajului și închis de o capotă comună cu clapete de deschidere. Motorul are un compresor axial în nouă trepte, o cameră de ardere inelară și o turbină în două trepte, iar motoarele sunt echipate cu dispozitive de protecție împotriva prafului.

Transmisia constă dintr-o cutie de viteze principală, intermediară și cea din coadă, arbori de frână și un rotor principal. Cutia de viteze principală VR-8A este în trei trepte, asigură transmisia puterii de la motoare la rotorul principal, rotorul de coadă și ventilatorul pentru răcire, răcitoare de ulei de motor și cutia de viteze principală; capacitatea totală a sistemului de ulei este de 60 kg.

Controlul este duplicat, cu cablare rigidă și prin cablu, iar boosters hidraulici acționați de la sistemele hidraulice principale și de rezervă. Pilotul automat cu patru canale AP-34B asigură stabilizarea elicopterului în zbor în ceea ce privește ruliul, direcția, înclinarea și altitudinea. Sistemul hidraulic principal furnizează putere tuturor unităților hidraulice, iar cel redundant - doar amplificatoare hidraulice.

Sistemul de incalzire si ventilatie furnizeaza aer incalzit sau rece cabinelor si pasagerilor, sistemul antigivrare protejeaza paletele rotorului si paletele rotorului de coada, geamurile cockpitului fata si prizele de aer ale motorului de givra.

Echipamentul pentru zborul instrumental în condiții meteorologice complexe, zi și noapte, include două orizonturi artificiale, doi indicatori ai frecvenței de rotație a NV, combinați sistemul cursului de schimb GMK-1A, radio busolă automată, radioaltimetru RV-3.

Echipamentele de comunicații includ stațiile radio VHF de comandă R-860 și R-828, stațiile radio de comunicații HF R-842 și „Karat”, interfonul pentru avion SPU-7.

7. Calculul centrarii elicopterului

Tabelul 1. Lista de centrare a elicopterului gol

Numele unității	Greutatea unitară, m i, kg	Coordona X i centrul de masă al unității, m	Momentul static unitar M xi	Coordona y i centrul de masă al unității, m	Momentul static unitar M yi
1 rotor principal
1.1 Lame
1.2 Bucșă
2 Sistem de control
2.1 Sistem de comandă booster
2.2 Sistem de control manual
3 Transmisie
3.1 Cutia de viteze principală
3.2 Cutie de viteze intermediară
3.3 Cutia de viteze din coadă
3.4 Arborele de transmisie
4 Rotor de coadă
4.1 Lame
4.2 Bucșă
5 Sistem de propulsie
6 Sistem de alimentare cu combustibil
7 Fuzelaj
7.1 Arc (15%)
7.2 Secțiunea mijlocie (50%)
7,3 coadă (20%)
7.4 Montarea cutiei de viteze (4%)
7,5 hote (11%)

8.1 General (82%)
8.2 Față (16%)
8.3 Suport de coadă (2%)
9 Echipamente electrice
10 Echipamente
10.1 Instrumente în cockpit (25%)
10.2 Echipamente radio (27%)
10.3 Echipamente hidraulice (20%)
10.4 Echipamente pneumatice (6%)

Se calculează momentele statice M cx iși M su i raportat la axele de coordonate:

Coordonatele centrului de masă al întregului elicopter sunt calculate folosind formulele :

Tabel 2. Lista de centrare cu sarcina maximă

Tabelul 3. Lista de centrare cu 5% combustibil rămas și sarcină utilă completă

Coordonatele centrului de masă elicopter gol: x0 = -0,003; y0 = -1,4524;

Coordonatele centrului de masă cu sarcina maximă: x0 = 0,0293; y0 = -2,0135;

Centru de masă cu 5% combustibil rămas și încărcare comercială completă greu: x 0 = -0,0678; y 0 = -1,7709.

Concluzie

În acest proiect de curs s-au făcut calcule ale greutății la decolare a elicopterului, masei componentelor și ansamblurilor acestuia, precum și a dispoziției elicopterului. În timpul procesului de asamblare, a fost clarificată alinierea elicopterului, al cărui calcul este precedat de întocmirea unui raport de greutate pe baza calculelor de greutate ale unităților și centralei electrice, liste de echipamente, echipamente, încărcătură etc. Scopul proiectării este de a determina combinația optimă a parametrilor principali ai elicopterului și a sistemelor acestuia care asigură îndeplinirea cerințelor specificate.

La calculul caracteristicilor de zbor ale unui elicopter în faza de proiectare

În publicațiile sale din 1999-2000. revista „AON” a ridicat în mod repetat problema fezabilității dezvoltării și producției de elicoptere de diferite clase în Ucraina. După conferința științifico-practică „Un elicopter ucrainean multifuncțional promițător al secolului XXI”, organizată pe baza Aviaimpex LLC în octombrie 1999, s-au înregistrat unele progrese în rezolvarea acestei probleme. În prezent, în Ucraina se desfășoară o serie de proiecte pentru dezvoltarea și producția de elicoptere ușoare. Câteva mostre și modele ale elicopterelor proiectate au fost prezentate la expozițiile aeriene Aviamir-XXI în 1999 și 2000.

Ne-a impresionat în special scrisoarea lui V.N.Alekseev din Dnepropetrovsk („AON” nr. 12, 1999), în care a cerut crearea bazei teoretice și științifice necesare dezvoltării producției de elicoptere în statul nostru. Acest lucru trebuie făcut deoarece firmele specializate de elicoptere, institutele de cercetare și universitățile, care s-ar implica profund în cercetările teoretice și experimentale în domeniile calculelor aerodinamice și de rezistență, dinamicii mișcării, sistemelor de control etc. în ceea ce privește elicopterul, aflat în prezent în Ucraina, nr. În același timp, firmele străine plătesc mare atentie crearea de centre de modelare și dezvoltarea de modele matematice eficiente, investind fonduri considerabile în aceasta.

În etapa de proiectare preliminară (proiectare preliminară), când sunt puse soluțiile structurale de bază, sunt determinați parametrii aerodinamici și de greutate ai elicopterului, ansamblurile și sistemele acestuia, este necesar să se găsească zona parametrilor geometrici și cinematici. a rotorului principal și de coadă, la care sunt specificate în cerințele tactice și tehnice ale zborului și caracteristicile tehnice ale viitorului elicopter. În acest caz, este necesar să se utilizeze la maximum datele statistice privind analogii interni (sovietici) și străini, precum și metodele matematice moderne și modelele de calcul.

În procesul de proiectare a elicopterelor se conturează întotdeauna mai multe etape intermediare, care trebuie realizate în termeni strict definiti cu anumite costuri. Încălcarea constrângerilor calendaristice sau bugetare poate duce la cele mai grave consecințe atât pentru proiect, cât și pentru organizația care conduce proiectarea. Figura 1 arată creșterea costului de a efectua modificări la proiect. aeronaveîn diferite etape ale creării sale, ceea ce vorbește despre importanța și responsabilitatea deciziilor luate în etapa de proiectare preliminară.

În acest articol, autorii propun o metodă numerică pentru calcularea principalelor caracteristici de zbor ale unui elicopter, bazată pe binecunoscuta abordare a calculului aerodinamic al unui elicopter folosind metoda Mil-Yaroshenko. Spre deosebire de metoda grafico-analitică Mil-Yaroshenko, abordarea propusă face posibilă rezolvarea numerică a problemei calculului aerodinamic al unui aranjament simplificat format dintr-un rotor principal și de coadă, pe baza ecuațiilor teoriei impulsurilor Glauert-Locke.

1. Enunțarea problemei. Relații de bază

Considerăm zborul rectiliniu în regim de echilibru al unui elicopter cu unghiuri mici de înclinare a traiectoriei. La o anumită viteză de rotație a rotorului principal (HB), presupunem că forța sa echilibrează greutatea elicopterului. Modificarea proiecției forței rezultante NV pe direcția mișcării elicopterului este posibilă numai prin modificarea unghiului de atac al rotorului principal (Fig. 2). Pentru a menține echilibrul de forțe de-a lungul verticalei, este necesar să se schimbe unghiul pasului comun NV și puterea transmisă elicei.

Să scriem ecuația de mișcare a elicopterului în zbor orizontal constant ca:

La ecuațiile (1) adăugăm o ecuație care exprimă egalitatea puterilor pe arborele NV Nn și centrala electrică a elicopterului Nsu

unde x este factorul de pierdere de putere.

Unghiul dintre direcția rezultantei și normala vectorului viteză poate fi determinat din relație

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

Coeficientul de rezistență nocivă a elicopterului, raportat la zona măturată HB;

Coeficient

umplere HB;

Viteza periferică a vârfului lamei este HB.

Unghiul de înclinare al forței rezultante NV necesar pentru zborul orizontal este găsit din prima ecuație a sistemului (4)

Unghiul maxim de înclinare al traiectoriei cu o urcare constantă se găsește din raportul:

unde este valoarea unghiului de înclinare a rezultantei atunci când se utilizează întreaga putere disponibilă a centralei electrice la un anumit mod de zbor.

Sarcina calculului este de a determina unghiul de înclinare necesar al rezultantei pentru fiecare mod în regim de echilibru al zborului elicopterului. Modul de zbor al elicopterului este stabilit de altitudinea de zbor H, coeficientul modului de operare al elicei m sau viteza relativă de zbor. Găsim vitezele verticale ale urcușului constant după formula

Incluse în formulele (3), (4) valorile coeficienților forței longitudinale și cuplului HB au fost determinate prin formulele de lucrări. Aceste formule sunt după cum urmează:

Rata de scurgere

(8)

Unghiul de atac HB

Factorul de cuplu HB

Coeficientul de forță longitudinală

Coeficienții primelor armonice ale mișcărilor de batere ale paletelor incluse în ecuațiile (10) și (11) au fost găsiți folosind formulele simplificate (12) - (14).

Valoarea factorului de pierdere finală B NV inclus în formulele (8) - (14) a fost determinată conform recomandărilor, iar caracteristicile inerțiale-masă ale lamei pot fi calculate folosind formule aproximative.

La calcularea caracteristicilor rotorului de coadă (RV), s-a presupus că condiția echilibrării direcționale a elicopterului este îndeplinită în toate modurile de zbor:

Din această condiție s-a găsit valoarea necesară a coeficientului de forță RV:

unde este factorul de umplere și, respectiv, viteza periferică a vârfului lamei PB.

Apoi, conform formulelor (8) - (14), au fost calculate caracteristicile aerodinamice ale aeronavei.

De mare interes practic sunt caracteristicile de coborâre a elicopterului în modul de auto-rotație. În acest caz, este important să cunoașteți valorile necesare ale unghiurilor pasului comun j 0,7 HB, în funcție de rata de coborâre pentru a menține o viteză constantă de rotație a HB.

Calculul caracteristicilor de coborâre a elicopterului în modul de autorotație NV se realizează pe baza calității aerodinamice a elicopterului, (17).

t este coeficientul de tracțiune NV la un mod de zbor dat;

Coeficientul forței de propulsie NV în modul de autorotație.

Unghiul de coborâre al elicopterului în modul de autorotație HB este egal cu calitatea inversă a elicopterului

Componentele orizontale și verticale ale vitezei de coborâre a elicopterului se găsesc din rapoarte

Metoda propusă face posibilă calcularea principalelor caracteristici de zbor ale unui elicopter în etapele de proiectare preliminară, atunci când se selectează profilul paletei, parametrii geometrici, cinematici, de masă inerțială ai rotorului principal și de coadă, caracteristicile puterii. sunt cunoscute uzina și greutatea de zbor a elicopterului.

Calculul se efectuează pentru diferite înălțimi în intervalul valorilor de zbor ale coeficientului modului de funcționare atunci când unghiurile pasului total al palelor se schimbă de la j 0,7 = 2 ° la 20 ° cu un pas de 2 °.

2. Fundamentarea fiabilității rezultatelor obținute

Fundamentarea fiabilității rezultatelor obținute prin metoda propusă a fost efectuată pe baza rezolvării problemelor de testare pentru a determina caracteristicile de zbor ale elicopterelor cunoscute.

În fig. 3 prezintă dependențele de altitudine ale vitezelor caracteristice de zbor ale elicopterelor Mi-4 și Mi-34. Rezultatele calculului sunt comparate cu datele de lucru. Pentru elicopterul Mi-4, calculul a fost efectuat pentru masa de zbor m = 7200 kg și viteza periferică a vârfului lamei wR = 196 m / s, elicopterul Mi-34 a fost calculat în versiunea sport-aerobatică cu m = 1020 kg și wR = 206 m/s.

Comparația datelor calculate cu privire la unghiurile necesare ale pasului comun al NV al elicopterului Mi-34 pentru zbor orizontal la modul de funcționare nominal al motorului (wR = 180 m / s) pentru diferite altitudini este ilustrată în Fig. 4.

Graficele din fig. 5 prezintă dependențele vitezei verticale și unghiului de coborâre a elicopterului Mi-4 în modul de autorotație NV pentru o altitudine de H = 0 km.

Volumul limitat al articolului nu permite să ofere tot materialul calculat pentru aceste elicoptere.

Studiile metodologice au arătat că metoda propusă face posibilă analizarea influenței a numeroși parametri care determină modul de zbor al unui elicopter asupra caracteristicilor sale de zbor cu un grad suficient de precizie. În limitele de variație a coeficientului de mod de funcționare m de la 0,08 la 0,3, când unghiurile de atac ale secțiunilor lamei de-a lungul discului HB nu depășesc maximul admisibil, ipotezele făcute în teorie despre liniaritatea dependenței Cy ( a) și Chpav = const sunt valide, această metodă oferă o eroare de calcul, care nu depășește 8-10%. Pentru elicopterele ușoare, aceasta corespunde unei sarcini pe zona măturată G/F de până la 25 kgf/m2 și viteze maxime de zbor de până la 220-230 km/h.

3. Exemple de calcule

Articolul prezintă câteva rezultate ale calculării caracteristicilor de zbor ale elicopterelor Robinson R22 (m = 620 kg, wR = 217 m / s) și Hughes 269B / 300 (m = 930 kg, wR = 202 m / s). Parametrii geometrici și cinematici ai rotorului principal și de coadă, precum și ai elicopterelor în ansamblu, sunt preluați din lucrare.

Elicopterul R22 are un HB cu două pale cu un diametru de 7,67 m (sn = 0,03) și un profil de lamă NACA-63015, sarcina pe zona măturată este de 13,45 kgf/m2. Un singur motor cu piston Lycoming U-320-В2С cu o putere de decolare de N = 160 CP este folosit ca centrală electrică.

Elicopterul model 269/300 folosește o elice cu trei pale cu un diametru D = 8,18 m (sn = 0,04) și un profil de lamă NACA-0015, sarcina pe zona măturată este de 17,7 kgf / m2. Motorul cu piston Lycoming HIO-360D oferă o putere de decolare egală cu 190 CP.

Fig. 6 prezintă intervalele operaționale de altitudini și viteze de zbor orizontal constant al elicopterelor R22 și Hughes 269/300. Vitezele maxime de zbor la sol sunt de 190 km/h pentru Robinson R22 și 175 km/h pentru Hughes 269/300. De asemenea, arată valorile vitezei economice Vek, oferind regimul de urcare constantă maximă.

Valorile necesare ale unghiului pasului general al elicopterului NV în timpul coborârii în modul de autorotație lângă sol sunt prezentate în Fig. 7. La aceste valori ale lui jc se asigură frecvența constantă de rotație a NV.

5. Johnson W. Teoria elicopterului. Cartea 1.M .: Mir, 1983.

6. Braverman A.S. Calitatea și eficiența propulsiei elicopterului. Linearizarea calculului aerodinamic // Despre calculul caracteristicilor zborului elicopterului. Proceedings de TsAGI le. prof. N.E. Jukovski, numărul 2448, 1989.

7. Date statistice ale elicopterelor străine / Review Nr. 678. TsAGI im. prof. N.E. Jukovski, Moscova: ONTI TsAGI, 1988.

8. Araslanov S. A. Ce fel de elicoptere are nevoie Ucraina? // Aviația generală, nr. 10, 1999.

Introducere

Proiectarea unui elicopter este un proces complex, în evoluție în timp, împărțit în etape și etape de proiectare interdependente. Aeronava creată trebuie să îndeplinească cerințele tehnice și să respecte caracteristicile tehnice și economice specificate în specificația de proiectare. Caietul de sarcini conține descrierea inițială a elicopterului și caracteristicile sale de performanță care asigură o eficiență economică și competitivitate ridicată a mașinii proiectate și anume: sarcină utilă, viteza de zbor, raza de acțiune, plafon static și dinamic, resursă, durabilitate și cost.

În etapa de proiectare preliminară, se selectează schema aerodinamică, se formează aspectul elicopterului și se calculează principalii parametri pentru a asigura atingerea performanței de zbor specificate. Acești parametri includ: masa elicopterului, puterea sistemului de propulsie, dimensiunile rotorului principal și de coadă, masa combustibilului, masa echipamentului instrumental și special. Rezultatele calculului sunt utilizate în dezvoltarea aspectului elicopterului și în compilarea foii de aliniere pentru a determina poziția centrului de masă.

Proiectarea unităților și ansamblurilor individuale ale elicopterului, ținând cont de soluțiile tehnice selectate, se realizează în etapa de dezvoltare a unui proiect tehnic. În acest caz, parametrii unităților proiectate trebuie să satisfacă valorile corespunzătoare proiectului de proiect. Unii dintre parametrii pot fi rafinați pentru a optimiza designul. În timpul proiectării tehnice, se efectuează calculele de rezistență aerodinamică și cinematică ale unităților, selecția materialelor structurale și schemele structurale.

În etapa proiectului de lucru, proiectarea desenelor de lucru și de asamblare a elicopterului, specificațiile, listele de alegere și alte documentații tehnice se realizează în conformitate cu standardele acceptate.

1. Calculul greutății de prima aproximare la decolare a elicopterului

unde este masa sarcinii utile, kg;

Greutatea echipajului, kg.

Raza de zbor

2. Calculul parametrilor rotorului principal al elicopterului

2.1 Raza R, m, rotorul principal al unui elicopter cu un singur rotor se calculează prin formula:

unde este greutatea la decolare a elicopterului, kg;

g- accelerația gravitației, egală cu 9,81 m/s 2;

p- sarcina specifică pe zona măturată de rotor,

Valoarea specifică a sarcinii p pe zona măturată de șurub este selectată conform recomandărilor prezentate în lucrare / 1 /: unde p= 280

Luăm raza rotorului egală cu R= 7.9

Viteză unghiulară w, s -1, rotația rotorului principal este limitată de valoarea vitezei periferice wR capetele palelor, care depinde de greutatea la decolare a elicopterului și a fost wR= 232 m/s.

2.2 Densitățile relative ale aerului pe tavane statice și dinamice

2.3 Calculul vitezei economice la sol și la plafonul dinamic

Aria relativă a plăcii dăunătoare echivalente este determinată:

Unde Seh= 2.5

Se calculează valoarea vitezei economice la sol Vs, km/h:

Unde eu

Se calculează valoarea vitezei economice la plafonul dinamic Vdecan, km/h:

Unde eu= 1,09 ... 1,10 este coeficientul de inducție.

2.4 Se calculează valorile relative ale maximului și economic la plafonul dinamic al vitezelor orizontale de zbor:

Unde V max= 250 km/h și Vdecan= 182,298 km/h - viteza de zbor;

wR= 232 m/s - viteza periferică a lamelor.

2.5 Calculul raportului admisibil dintre tracțiune și umplerea rotorului pentru viteza maximă la sol și pentru viteza economică la un plafon dinamic:

2.6 Coeficienții de tracțiune a rotorului principal la sol și la plafonul dinamic:

2.7 Calculul umplerii rotorului:

Umplerea rotorului principal s calculat pentru cazurile de zbor la viteze maxime și economice:

Ca valoare de umplere calculată s rotorul principal este cea mai mare valoare a sVmaxși sVdecan:

Noi acceptam

Lungimea acordului b si alungirea l palele rotorului vor fi egale:

Unde z l este numărul de pale ale rotorului (z l = 3)

2.8 Creșterea relativă a forței rotorului pentru a compensa rezistența aerodinamică a fuselajului și a cozii orizontale:

unde S f este aria proiecției orizontale a fuzelajului;

S go - zona cozii orizontale.

Sth = 1,5 m2.

3. Calculul puterii sistemului de propulsie al elicopterului.

3.1 Calculul puterii atunci când agățați pe un tavan static:

Puterea specifică necesară pentru a conduce rotorul principal în modul de plutire pe plafonul statistic este calculată prin formula:

Unde N HSf- puterea necesara, W;

m 0 - greutate la decolare, kg;

g-accelerarea căderii libere, m/s 2;

p-sarcină specifică pe zona măturată de rotor, N/m2;

D Sf- densitatea relativa a aerului la inaltimea tavanului static;

h 0 - eficienta relativa rotorul principal în modul hover ( h 0 =0.75);

Creșterea relativă a forței rotorului pentru a echilibra rezistența aerodinamică a fuzelajului și a cozii orizontale:

3.2 Calculul densității de putere în zbor la nivel la viteză maximă

Puterea specifică necesară pentru a conduce rotorul principal în zbor la nivel la viteza maximă este calculată prin formula:

unde este viteza periferică a capetelor lamelor;

Placă periculoasă echivalentă relativ;

eueh- coeficientul de inducție, determinat în funcție de viteza de zbor după următoarele formule:

La km/h,

La km/h.

3.3 Calculul densității de putere în zbor pe un plafon dinamic cu viteză economică

Puterea specifică pentru acţionarea rotorului principal pe plafonul dinamic este egală cu:

unde D decan- densitatea relativă a aerului pe tavanul dinamic,

Vdecan- viteza economică a elicopterului pe plafonul dinamic,

3.4 Calculul densității puterii în zbor lângă sol la viteză economică în cazul defectării unui motor în timpul decolării

Densitatea de putere necesară pentru a continua decolarea la o viteză economică în cazul unei singure defecțiuni a motorului este calculată prin formula:

unde este viteza economică la sol,

3.5 Calculul puterilor reduse specifice pentru diferite cazuri de zbor

3.5.1 Puterea specifică redusă la plutirea pe un tavan static este egală cu:

unde este caracteristica specifică a accelerației, care depinde de înălțimea plafonului static HSfși se calculează cu formula:

X 0 - factorul de utilizare a puterii a sistemului de propulsie în modul hover, a cărui valoare depinde de greutatea la decolare a elicopterului m 0:

la m 0

la 10 25 tone

la m 0> 25 tone

3.5.2 Puterea specifică redusă în zbor la nivel la viteza maximă este egală cu:

unde este factorul de utilizare a puterii la viteza maximă de zbor,

Caracteristicile clapetei de accelerație ale motoarelor, în funcție de viteza de zbor V max :

3.5.3 Putere specifică redusă în zbor la plafon dinamic la viteză economică Vdecan este egal cu:

unde este factorul de utilizare a puterii la viteza economică de zbor,

si - gradul de stropit al motoarelor, in functie de inaltimea plafonului dinamic Hși viteza de zbor Vdecan conform următoarelor caracteristici de reglare:

3.5.4 Puterea specifică redusă în zbor la sol cu viteză economică în cazul defectării unui motor la decolare este egală cu:

unde este factorul de utilizare a puterii la viteza economică de zbor,

Gradul de accelerare a motorului în funcționare de urgență,

n= 2 - numărul de motoare de elicopter.

3.5.5 Calculul puterii necesare a sistemului de propulsie

Pentru a calcula puterea necesară a sistemului de propulsie, se selectează valoarea maximă a puterii specifice reduse:

Cerința de putere N sistemul de propulsie al elicopterului va fi egal cu:

Unde m 01 - greutatea la decolare a elicopterului,

g= 9,81 m 2 / s este accelerația gravitației.

3.6 Selectarea motorului

Acceptăm două motoare cu turboax VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) cu o putere totală a fiecăruia N= 1,405 ∙ 10 6 W

Motorul VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) este proiectat pentru instalarea pe noile generații de elicoptere, precum și pentru înlocuirea motoarelor pe elicopterele existente pentru a le îmbunătăți performanța de zbor. A fost creat pe baza unui motor serial certificat TV3-117VMA și este fabricat la Întreprinderea Unitară Federală de Stat „Uzina numită după V.Ya. Klimov”.

4.Calculul masei combustibilului

Pentru a calcula masa de combustibil care oferă un interval de zbor dat, este necesar să se determine viteza de croazieră Vcr.Calculul vitezei de croazieră se realizează prin metoda aproximărilor succesive în următoarea succesiune:

a) se ia valoarea vitezei de croazieră din prima aproximare:

b) se calculează coeficientul de inducţie eueh:

la km/h

c) se determină puterea specifică necesară pentru a antrena rotorul principal în zbor în modul croazieră:

unde este valoarea maximă a puterii specifice reduse a sistemului de propulsie,

Factor de schimbare a puterii în funcție de viteza de zbor Vcr 1, calculată prin formula:

d) Viteza de croazieră a celei de-a doua apropieri se calculează:

e) Se determină abaterea relativă a vitezelor primei și celei de a doua aproximări:

Viteza de croazieră a primei aproximări este rafinată Vcr 1, se ia egală cu viteza calculată a celei de-a doua aproximări. Apoi calculul se repetă de la punctul b) și se termină cu condiția.

Consumul specific de combustibil este calculat prin formula:

unde este coeficientul de modificare a consumului specific de combustibil în funcție de modul de funcționare al motoarelor;

Coeficientul de modificare a consumului specific de combustibil în funcție de viteza de zbor,

Consum specific de combustibil în modul decolare.

În cazul unui zbor de croazieră, sunt acceptate următoarele:

kg / W ∙ oră,

Masa de combustibil cheltuită în zbor mT va fi egal cu:

unde este puterea specifică consumată la viteza de croazieră,

Viteză de croazieră,

L- raza de zbor.

5. Determinarea masei componentelor și ansamblurilor elicopterului.

5.1 Masa palelor rotorului este determinată de formula:

Unde R- raza rotorului principal,

s- umplerea rotorului,

5.2 Masa butucului rotorului principal este calculată prin formula:

Unde kmar- coeficientul de greutate al bucșelor de design modern,

kl- coeficientul de influență a numărului de lame asupra masei manșonului.

În calcul, puteți lua:

prin urmare, ca rezultat al transformărilor, obținem:

Pentru a determina masa butucului rotorului principal, este necesar să se calculeze forța centrifugă care acționează asupra palelor. NBanca centrala(în kN):

5.3 Masa sistemului de comandă a rapelului, care include platoul oscilant, amplificatoarele hidraulice și sistemul hidraulic de comandă a rotorului principal, este calculată prin formula:

Unde b- coarda lamei,

khui- coeficientul de greutate al sistemului de control al rapelului, care poate fi luat egal cu 13,2 kg / m 3.

5.4 Greutatea sistemului de control manual:

Unde kRU- coeficientul de greutate al sistemului de control manual, luat pentru elicopterele cu un singur rotor, egal cu 25 kg/m.

5.5 Masa cutiei de viteze principale depinde de cuplul pe arborele rotorului principal și se calculează prin formula:

Unde ked- coeficient de greutate, a cărui valoare medie este de 0,0748 kg / (Nm) 0,8.

Cuplul maxim pe arborele rotorului este determinat prin puterea redusă a sistemului de propulsie Nși viteza de rotație a șurubului w:

Unde X 0 - factorul de utilizare a puterii a sistemului de propulsie, a cărui valoare este luată în funcție de greutatea la decolare a elicopterului m 0:

la m 0

la 10 25 tone

la m 0> 25 tone

Greutatea cutiei de viteze principale:

5.6 Pentru a determina masa unităților de antrenare a rotorului de coadă, se calculează forța acestuia Tpv:

Unde Mnv- cuplul pe arborele rotorului,

Lpv- distanta dintre axele rotorului principal si cel de coada.

Distanța dintre axele rotorului principal și de coadă este egală cu suma razelor și jocului lor dîntre capetele lamelor lor:

Unde d- distanța, luată egală cu 0,15 ... 0,2 m,

Raza rotorului de coadă, care, în funcție de greutatea la decolare a elicopterului, este:

Putere Npv, cheltuită pentru rotația rotorului de coadă, se calculează prin formula:

Unde h 0 este randamentul relativ al rotorului de coadă, care poate fi considerat egal cu 0,6 ... 0,65.

Cuplu Mpv transmis de arborele de direcție este egal cu:

unde este frecvența de rotație a arborelui de direcție,

Cuplul transmis de arborele de transmisie, N ∙ m, la o viteză nv= 3000 rpm

Greutate mv arbore de transmisie:

Unde kv- factorul de ponderare pentru arborele de transmisie, care este de 0,0318 kg / (Nm) 0,67.

Greutate metc a cutiei de viteze intermediare este egal cu:

Unde ketc- un factor de ponderare pentru o treaptă intermediară egal cu 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Masa angrenajului de coadă care rotește rotorul de coadă:

Unde kxp- factorul de ponderare pentru trenul de coadă, a cărui valoare este de 0,105 kg / (Nm) 0,8

5.7 Greutatea și dimensiunile principale ale rotorului de coadă sunt calculate în funcție de împingerea acestuia Tpv.

Coeficientul de tracțiune Cpv rotorul de coadă este egal cu:

Umplerea palelor rotorului de coadă spv calculat în același mod ca și pentru rotorul principal:

unde este valoarea admisibilă a raportului dintre coeficientul de forță și umplerea rotorului de coadă.

Lungimea acordului bpv si alungirea lpv palele rotorului de coadă se calculează prin formulele:

Unde zpv- numărul paletelor rotorului de coadă.

Greutatea palelor rotorului de coadă mlr

Valoarea forței centrifuge NCBD care acționează asupra palelor rotorului de coadă și este absorbită de balamalele butucului,

Greutatea manșonului rotorului de coadă mmar calculat folosind aceeași formulă ca și pentru rotorul principal:

Unde NBanca centrala- forta centrifuga care actioneaza asupra lamei,

kmar- factorul de greutate pentru manșon, luat egal cu 0,0527 kg / kN 1,35

k z- coeficient de greutate, în funcție de numărul de lame și calculat prin formula:

5.8 Calculul masei sistemului de propulsie al elicopterului

Greutatea specifică a sistemului de propulsie al elicopterului gdv calculat folosind formula empirică:

Unde N- puterea sistemului de propulsie.

Masa sistemului de propulsie va fi egală cu:

5.9 Calculul masei fuselajului și echipamentului elicopterului

Masa fuzelajului elicopterului se calculează cu formula:

Unde Sohm- zona suprafeței spălate a fuzelajului, care este determinată de formula:

m 0 - greutatea la decolare a primei aproximări,

kf- coeficient egal cu 1,7.

Greutatea sistemului de alimentare cu combustibil:

Unde mT- masa combustibilului cheltuit în zbor,

kmf- coeficientul de greutate luat pentru sistemul de alimentare cu combustibil egal cu 0,09.

Masa trenului de aterizare a elicopterului este:

Unde kw- coeficient de greutate în funcție de designul șasiului:

Pentru șasiu fix,

Pentru tren de aterizare retractabil.

Masa echipamentului electric al elicopterului se calculează prin formula:

Unde Lpv- distanța dintre axele rotorului principal și cel de coadă,

zl- numărul de pale ale rotorului,

R- raza rotorului principal,

ll- alungirea relativă a palelor rotorului,

ketcși ke-mail- factori de ponderare pentru firele electrice și alte echipamente electrice, ale căror valori sunt egale cu:

Greutatea altor echipamente de elicopter:

Unde ketc- coeficient de greutate, a cărui valoare este 2.

5.10 Calculul masei de a doua aproximare la decolare a elicopterului

Masa unui elicopter gol este egală cu suma maselor unităților principale:

Greutatea la decolare a celui de-al doilea elicopter de aproximare m 02 va fi egal cu suma:

Unde mT- masa combustibilului,

mgr- masa sarcinii utile,

meq- masa echipajului.

6. Descrierea aspectului elicopterului

Elicopterul proiectat este realizat după o schemă cu un singur rotor cu un rotor de coadă, două motoare cu turbină cu gaz și schiuri cu doi rulmenți. Fuzelajul unui elicopter de tip cadru este format dintr-un arc și părți centrale, o coadă și grinzi de capăt. În prova se află o cabină a echipajului cu două locuri, formată din doi piloți. Geamul cockpitului oferă o vizibilitate bună, blisterele glisante din dreapta și din stânga sunt echipate cu mecanisme de eliberare de urgență. In partea centrala se afla o cabina cu dimensiunile de 6,8 x 2,05 x 1,7m, si o usa centrala culisanta cu dimensiunile de 0,62 x 1,4m cu mecanism de deblocare de urgenta. Compartimentul de marfă este proiectat pentru transportul mărfurilor cu o greutate de până la 2 tone și este echipat cu scaune rabatabile pentru 12 pasageri, precum și noduri pentru fixarea a 5 targi. În varianta pasager, în cabină sunt 12 locuri, instalate cu o treaptă de 0,5 m și un pasaj de 0,25 m; iar în spate există o deschidere pentru ușa de la intrare din spate, formată din două canape.

Boom-ul de coadă este de tip beam-stringer nituit cu o piele de lucru, echipat cu noduri pentru atașarea unui stabilizator controlat și a unui suport de coadă.

Un stabilizator cu o dimensiune de 2,2 m și o suprafață de 1,5 m 2 cu o structură NACA 0012 cu un singur spat, cu un set de nervuri și înveliș de duraluminiu și pânză.

Schiuri in doua puncte, suport frontal auto-orientabil, dimensiuni 500 x 185 mm, suporturi principale de tip profilat cu amortizoare lichid-gaz cu doua camere cu dimensiunile 865 x 280 mm. Suportul de coada este format din doua bare, un amortizor si un calcai de sustinere; pista de schi 2m, baza de schi 3,5m.

Rotor de coadă cu diametrul de 1,44 m, cu trei pale, împingător, cu bucșă tip cardan și lame dreptunghiulare integral metalice în plan, cu coarda de 0,51 m și profil NACA 230M.

Echipamentul pentru zborul instrumental în condiții meteorologice complexe, zi și noapte, include două orizonturi artificiale, doi indicatori de viteză NV, un sistem combinat de direcție GMK-1A, o busolă radio automată și un radioaltimetru RV-3.

Echipamentele de comunicații includ stațiile radio VHF de comandă R-860 și R-828, stațiile radio de comunicații HF R-842 și „Karat”, interfonul pentru avion SPU-7.

7. Calculul centrarii elicopterului

Tabelul 1. Foaia de centrare a elicopterului gol

Numele unității	Greutatea unitară, m i, kg	Coordona X i centrul de masă al unității, m	Momentul static unitar M xi	Coordona y eu centrul de masă al unității, m	Momentul static unitar M yi
1 Șurub de transport
1.1 Lame
1.2 Bucșă
2 Sistem de control
2.1 Sistem de comandă booster
2.2 Sistem de control manual
3 Transmisie
3.1 Cutia de viteze principală
3.2 Cutie de viteze intermediară
3.3 Cutia de viteze din coadă
3.4 Arborele de transmisie
4 Rotor de coadă
4.1 Lame
4.2 Bucșă
5 Sistem de propulsie
6 Sistem de alimentare cu combustibil
7 Fuzelaj
7.1 Arc (15%)
7.2 Secțiunea mijlocie (50%)
7,3 coadă (20%)
7.4 Montarea cutiei de viteze (4%)
7,5 hote (11%)

8.1 General (82%)
8.2 Față (16%)
8.3 Suport de coadă (2%)
9 Echipamente electrice
10 Echipamente
10.1 Instrumente în cockpit (25%)
10.2 Echipamente radio (27%)
10.3 Echipamente hidraulice (20%)
10.4 Echipamente pneumatice (6%)

Se calculează momentele statice M cxiși M sui raportat la axele de coordonate:

Coordonatele centrului de masă al întregului elicopter sunt calculate folosind formulele:

Tabel 2. Lista de centrare cu sarcina maximă

Numele unității	Greutatea unitară, m i, kg	Coordona X i centrul de masă al unității, m	Momentul static unitar M xi	Coordona y eu centrul de masă al unității, m	Momentul static unitar M yi
Elicopter
Rezervoarele de combustibil 1 și 2

Tabelul 3. Lista de centrare cu 5% combustibil rămas și sarcină utilă completă

Numele unității	Greutatea unitară, m i, kg	Coordona X i centrul de masă al unității, m	Momentul static unitar M xi	Coordona y eu centrul de masă al unității, m	Momentul static unitar M yi
Elicopter

Coordonatele centrului de masă al unui elicopter gol: x 0 = -0,003, y 0 = -1,4524;

Coordonatele centrului de masă cu sarcina maximă: x 0 = 0,0293;y 0 = -2,0135;

Coordonatele centrului de masă cu 5% combustibil rămas și sarcină utilă completă: x 0 = -0,0678; y 0 = -1,7709.

Concluzie

În acest proiect de curs s-au făcut calcule ale greutății la decolare a elicopterului, masei componentelor și ansamblurilor acestuia, precum și a dispoziției elicopterului. În timpul procesului de asamblare, a fost clarificată alinierea elicopterului, al cărui calcul este precedat de întocmirea unui raport de greutate pe baza calculelor de greutate ale unităților și centralei electrice, liste de echipamente, echipamente, încărcătură etc. scopul proiectării este de a determina combinația optimă a parametrilor principali ai elicopterului și a sistemelor acestuia care asigură îndeplinirea cerințelor specificate.

Introducere

În etapa de proiectare preliminară, se selectează schema aerodinamică, se formează aspectul elicopterului și se calculează principalii parametri pentru a asigura atingerea performanței de zbor specificate. Acești parametri includ: masa elicopterului, puterea sistemului de propulsie, dimensiunile rotorului principal și de coadă, masa combustibilului, masa echipamentului instrumental și special. Rezultatele calculului sunt utilizate în dezvoltarea aspectului elicopterului și în compilarea foii de aliniere pentru a determina poziția centrului de masă.

Proiectarea unităților și ansamblurilor individuale ale elicopterului, ținând cont de soluțiile tehnice selectate, se realizează în etapa de dezvoltare a unui proiect tehnic. În acest caz, parametrii unităților proiectate trebuie să satisfacă valorile corespunzătoare proiectului de proiect. Unii dintre parametrii pot fi rafinați pentru a optimiza designul. În timpul proiectării tehnice, se efectuează calculele de rezistență aerodinamică și cinematică ale unităților, selecția materialelor structurale și schemele structurale.

1. Calculul greutății de prima aproximare la decolare a elicopterului

unde este masa sarcinii utile, kg;

Greutatea echipajului, kg.

Raza de zbor

kg.

2. Calculul parametrilor rotorului principal al elicopterului

2.1 Raza R, m, a rotorului principal al unui elicopter cu un singur rotor se calculează prin formula:

unde este greutatea la decolare a elicopterului, kg;

g - accelerație datorată gravitației, egală cu 9,81 m/s 2;

p este sarcina specifică pe zona măturată de rotor,

Valoarea sarcinii specifice p pe zona măturată de șurub este selectată conform recomandărilor prezentate în lucrare / 1 /: unde p = 280

Luăm raza rotorului egală cu R = 7,9

Viteza unghiulară w, s -1, de rotație a rotorului principal este limitată de valoarea vitezei periferice wR a capetelor palelor, care depinde de masa la decolare a elicopterului și se ridică la wR = 232 m. / s.

cu -1.

rpm

2.2 Densitățile relative ale aerului pe tavane statice și dinamice

2.3 Calculul vitezei economice la sol și la plafonul dinamic

Aria relativă a plăcii dăunătoare echivalente este determinată:

Unde S e = 2,5

Se calculează valoarea vitezei economice la sol V s, km/h:

Se calculează valoarea vitezei economice la plafonul dinamic V din, km/h:

unde I = 1,09 ... 1,10 este coeficientul de inducție.

2.4 Se calculează valorile relative ale maximului și economic pe plafonul dinamic al vitezelor orizontale de zbor:

unde V max = 250 km/h și V dyn = 182,298 km/h - viteza de zbor;

wR = 232 m / s - viteza periferică a lamelor.

2.5 Calculul raporturilor admisibile dintre tracțiunea și umplerea rotorului pentru viteza maximă la sol și pentru viteza economică la plafonul dinamic:

2.6 Coeficienții de tracțiune a rotorului principal la sol și la plafonul dinamic:

2.7 Calculul umplerii rotorului:

Umplerea rotorului principal s este calculată pentru cazurile de zbor la viteze maxime și economice:

;

Cea mai mare valoare a s Vmax și s V dyn este luată ca valoare calculată a umplerii s a rotorului principal:

Noi acceptam

Lungimea coardei b și alungirea relativă l a palelor rotorului vor fi egale cu:

Unde z l este numărul de pale ale rotorului (z l = 3)

2.8 Creșterea relativă a forței rotorului pentru a compensa rezistența aerodinamică a fuselajului și a cozii orizontale:

unde S f este aria proiecției orizontale a fuzelajului;

S go - zona cozii orizontale.

Sth = 1,5 m2.

Pentru a îndeplini o misiune de luptă și a asigura siguranța zborului, structura elicopterului trebuie să fie suficient de puternică și rigidă. Rezistența înseamnă capacitatea unei structuri de a percepe, fără a se prăbuși, având în vedere sarcinile externe întâlnite în timpul funcționării. Rigiditatea este înțeleasă ca fiind capacitatea unei structuri de a rezista la deformare sub sarcină.

În timpul funcționării, elicopterul este supus sarcinilor de diferite tipuri și dimensiuni: statice (constante sau care se schimbă lent în timp), dinamice (șoc și vibrații). În funcție de tipul de încărcare, structura sau o parte separată a acesteia trebuie să aibă un tip de rezistență adecvat.

Combinarea valorilor cerute tipuri diferite putere, oferind munca normala structurile în limitele şi termenele stabilite se numesc rezistenţă operaţională.

În timpul funcționării, rezistența structurii nu rămâne neschimbată. Sarcinile mari, apropiate de cele ultime, pot provoca deformari permanente ale elementelor sale. Încărcările mici, dar repetitive, provoacă dezvoltarea fisurilor de oboseală care slăbesc structura. Are loc uzura

frecarea pieselor, uzura abraziva a lamelor HB, a lamelor motoare cu turbine cu gaz sub influența prafului, nisipului. Mai mult, pentru întreținere deteriorarea este introdusă sub formă de lovituri, zgârieturi, urme, spărturi etc. Toate acestea duc la o scădere treptată a rezistenței structurii și obligă la limitarea resursei (orele de zbor) a elicopterului.

În timpul funcționării, structura este expusă constant la temperaturi extreme, precipitații, praf, radiații solare etc. Impactul acestor factori provoacă coroziunea elementelor structurale, fisurarea geamurilor și a altor părți nemetalice, deteriorarea straturilor de protecție. Ca urmare, este necesar să se limiteze timpul de funcționare calendaristic al echipamentului (durata de viață).

Astfel, toți factorii externi de mai sus care reduc rezistența și deteriorează performanța structurii, limitează durabilitatea acesteia. Durabilitatea unei aeronave este proprietatea menținerii operabilității, luând în considerare întreținerea și reparațiile, până la o anumită stare limită, la care cerințele de siguranță a zborului sunt încălcate, iar eficiența operațională scade. Resursele și durata de viață servesc ca indicatori ai durabilității.

Una dintre sarcinile principale ale funcționării tehnice a echipamentelor aviatice este menținerea rezistenței necesare pe toată durata de viață în condiții reale.

Principii generale de calcul a puterii unui elicopter

Standardele de rezistență mai prevăd: acțiune de suprasarcină negativă = -0,5 la intrarea în planificare, viraje viguroase de flotare ale elicopterului, efectul rafalelor de aer verticale și laterale etc. Fiecare dintre cazurile de proiectare este decisivă pentru rezistența unui anumit parte sau ansamblu al unui elicopter.

Sunt luate în considerare cazurile de proiectare a aterizării diferite opțiuni aterizări: pe toate suporturile, doar pe cele principale, aterizare cu impact lateral etc.

Cazurile de proiectare la sol iau în considerare efectul vântului, remorcarea unui elicopter peste un loc nepregătit etc.

O dificultate specială în calcularea rezistenței unui elicopter este că sarcinile sale principale, de exemplu, forțele provenite de la palele NV, au un caracter care este variabil ca mărime și direcție, ceea ce provoacă oscilații ale palelor în sine și ale structurii elicopterului ca un întreg. O astfel de încărcare se numește dinamică. Cu acțiunea prelungită a sarcinilor repetitive, distrugerea structurii are loc la solicitări semnificativ mai mici decât la o sarcină constantă, statică. Acest lucru se datorează fenomenului de oboseală materială.

Standardele de rezistență conțin, de asemenea, toate datele necesare pentru a calcula rigiditatea unei structuri, rezistența dinamică și resursele acesteia (durata de viață).

Conceptul de calcul al rezistenței statice

Dacă sarcina structurii este constantă sau se modifică lent, atunci deformațiile și solicitările din aceasta vor fi și ele constante sau se vor modifica treptat, proporțional cu sarcina, fără procese oscilatorii. Această încărcare se numește statică.

Pentru un elicopter, sarcinile statice pot fi luate în considerare: împingerea rotorului principal și de coadă; forțele centrifuge ale paletelor; forțele aerodinamice ale aripii și cozii.

Analiza rezistenței statice include:

- determinarea, în conformitate cu Standardele de Rezistență, a mărimii și naturii distribuției sarcinilor de proiectare;
- realizarea de diagrame de forțe transversale Q și N longitudinale, momente de încovoiere și cuplu pentru partea considerată a structurii elicopterului;
- identificarea secțiunilor cele mai încărcate ale structurii, în care sunt posibile cele mai mari solicitări;
- determinarea tensiunilor în elementele structurale şi compararea acestora cu cele distructive.

Rezistența statică a structurii este asigurată dacă tensiunile din elementele acesteia nu depășesc valorile distructive.

Cu toate acestea, asigurarea rezistenței statice nu garantează încă operare sigură elicopter, deoarece sub acțiunea sarcinilor variabile apar tensiuni variabile corespunzătoare în structura sa. Aceste tensiuni, suprapuse celor constante, cresc tensiunile totale, putand duce, de asemenea, la cedarea prin oboseala a structurii.

Surse de sarcini variabile ale elicopterului

Sarcinile principale ale elicopterului sunt de natură variabilă, ele se schimbă constant în mărime și direcție cu anumite frecvențe.

Principalele surse de sarcini variabile sunt rotorul principal și rotorul de coadă. Motivul modificării periodice a forțelor care acționează asupra palelor NV este o schimbare continuă a vitezei și direcției fluxului de intrare în diferite azimuturi și în diferite secțiuni în timpul zborului înainte al elicopterului. Atunci când lama, în timpul rotației sale, se deplasează spre fluxul care vine în sens opus elicopterului, viteza totală a curgerii sale în jurul său crește, iar când se deplasează înapoi, dimpotrivă, scade. Deoarece forțele aerodinamice sunt proporționale cu pătratul vitezei curgerii, forța Ul și rezistența Chl ale lamei se schimbă în mod constant. Acest lucru determină mișcarea de batere a palelor în plan vertical și oscilații în planul de rotație.

În timpul mișcării de batere, centrele de masă ale palelor se apropie și se îndepărtează periodic de axa elicei, ceea ce determină apariția unor forțe Coriolis variabile care acționează în planul de rotație. Aceste forțe determină și lamele să vibreze în planul de rotație.

Toate aceste forțe alternative sunt transmise butucului HB și apoi prin arborele elicei și cutia de viteze către fuzelajul elicopterului, făcându-l să vibreze în planul vertical și orizontal. Amplitudinile forțelor variabile transmise de lame pot fi de mii de Newtoni, iar pentru elicopterele grele, de zeci de mii. Frecvențele acestor forțe sunt multipli ai vitezei elicei înmulțite cu numărul de pale.

Echilibrul slab și lipsa conicității lamelor pot fi surse suplimentare de forțe variabile. Echilibrarea defectuoasă constă în momente statice inegale ale palelor, ceea ce provoacă dezechilibru în forțele centrifuge ale acestora. Nonconicitatea se manifestă în amplitudini diferite ale mișcării de balansare a lamelor din cauza diferențelor de forme exterioare ale acestora, rigidității la torsiune sau ajustării incorecte a unghiurilor de reglare. Din aceleași motive, apar forțe variabile ale rotorului de coadă.

Prima estimare a greutății la decolare a elicopterului. La calculul caracteristicilor de zbor ale unui elicopter în faza de proiectare Calculul parametrilor principali și dezvoltarea aspectului elicopterului

Principii generale de calcul a puterii unui elicopter

Conceptul de calcul al rezistenței statice

Surse de sarcini variabile ale elicopterului

Popular