doma » registracija » Osnove aerodinamike glavnega rotorja. Oblikovanje tečaja Značilnost formule za helikoptersko dviganje

Osnove aerodinamike glavnega rotorja. Oblikovanje tečaja Značilnost formule za helikoptersko dviganje

Izračun vijaka lahko pogojno razdelimo na tri zaporedne stopnje.

Namen prve stopnje izračuna je določiti ocenjeni polmer, potisk in izkoristek propelerja.

Začetni podatki prve stopnje so:

Priporočljivo je, da izračun izvedete z uporabo mednarodni sistem SI enote.

Če je hitrost rotorja nastavljena v vrtljajih na minuto, potem uporabite formulo

Treba ga je pretvoriti v radiane na sekundo.

Oblikovna hitrost vijaka V je izbrana glede na namen ALS in vrednost

kjer je K izračunana največja aerodinamična kakovost ultralahkega letala; m je vzletna teža.

Pri E
Pri vrednostih E od 1000 do 1500 za konstrukcijsko hitrost propelerja V o je priporočljivo vzeti potovalno hitrost V cr.

In z vrednostmi E več kot 1500 za konstrukcijsko hitrost, lahko vzamete hitrost, izračunano po formuli

Pri izbiri V o je treba upoštevati dejstvo, da za dano moč motorja zmanjšanje konstrukcijske hitrosti V vodi do zmanjšanja največje hitrosti leta, njeno povečanje pa do poslabšanja vzletnih značilnosti ALS.

Glede na pogoj izogibanja transsoničnim tokovom je hitrost konice rezila u. ne sme presegati 230 ... 250 m / s in samo v posameznih primerih ko menjalnik naj ne bi bil nameščen in propeler ne more sneti celotne moči motorja, je dovoljeno do 260 m / s.

Nepraktično je izbrati začetno vrednost želene učinkovitosti nad 0,8 za visoke hitrosti in nad 0,75 za nizkohitrostno ALS, saj je to v praksi neizvedljivo. Korak zmanjševanja lahko sprva vzamemo za 0,05 in nato zmanjšamo, ko se približa dejanski vrednosti učinkovitosti.

Na podlagi začetnih podatkov se zaporedoma določijo:

Če se izkaže, da je zahtevani polmer R večji od meje R GR, potem to pomeni, da prvotno določene učinkovitosti ni mogoče doseči. Ali je treba zmanjšati za izbrano vrednost in ponoviti cikel, začenši z določitvijo nove vrednosti? ...

Cikel se ponavlja, dokler ni izpolnjen pogoj RR ГР. Če je ta pogoj izpolnjen, se preveri, ali obodna hitrost konice rezila u K ne presega dovoljene vrednosti u K.GR.

Če u K u K. GR, se nova vrednost nastavi za znesek, manjši od prejšnje, in cikel se ponovi.

Po določitvi vrednosti polmera R, potiska P in učinkovitosti propelerja lahko nadaljujete na drugo stopnjo izračuna.

Druga faza izračuna propelerja

Namen druge stopnje izračuna je določitev potiska, porabe energije in geometrijskih dimenzij propeler.

Začetni podatki za drugo stopnjo izračuna so:

Za izračune rezilo propelerja (slika 6.7)

Slika 6.7 Delovanje sile toka na elemente lopatice propelerja

Razdeljen je na končno število odsekov z dimenzijami bR .. V tem primeru se domneva, da na vsakem izbranem odseku ni vrtinčenja rezila, hitrosti in koti toka vzdolž polmera pa se ne spreminjajo. Z zmanjšanjem R, to je s povečanjem števila obravnavanih odsekov, se napaka, ki jo povzroči sprejeta predpostavka, zmanjša. Praksa kaže, da če za vsak odsek vzamemo hitrosti in kote, ki so lastni njegovemu osrednjemu odseku, potem napaka postane nepomembna, ko je rezilo razdeljeno na 10 odsekov z R = 0,1r. Domnevamo lahko, da so prvi trije odseki, šteti od osi vijaka, ne dajejo potiska, medtem ko porabijo 4 ... 5% moči motorja. Zato je priporočljivo izvesti izračun za sedem odsekov od = 0,3 do = 1,0.

Dodatno nastavljeno:

Priporočljivo je, da začetno največjo relativno širino rezila za lesene propelerje nastavite na 0,08.

Zakon variacije širine in relativne debeline lopatic lahko določimo v obliki formule, tabele ali risbe propelerja (slika 6.1).

Slika 6.1 Propeler s fiksnim naklonom

Vrednosti vpadnih kotov izbranih odsekov določi oblikovalec ob upoštevanju inverzne aerodinamične kakovosti. Vrednosti koeficientov Cy in K = 1 / so vzete iz grafov na sl. 6.4 in 6.5, ob upoštevanju izbranega profila in vrednosti in.

Slika 6.4 Odvisnost koeficienta vzgona in inverzne aerodinamične kakovosti od vpadnega kota in relativne debeline zračnega profila ВС-2

Slika 6.5 Odvisnost koeficienta dviga in povratne aerodinamične kakovosti od vpadnega kota in relativne debeline zračnega profila RAF-6

Prvi korak v drugi fazi izračuna je določitev hitrosti toka V v ravnini vijaka. Ta hitrost je določena s formulo

Dobljeno iz skupne rešitve enačb potiska in toka zraka, ki poteka skozi območje, ki ga pometa propeler.

Predpostavljene vrednosti potiska P, polmera R in površine S ohm so vzete iz prve stopnje izračuna.

Če se kot rezultat izračuna izkaže, da se moč, ki jo porabi propeler, razlikuje od razpoložljive za največ 5 ... 10%, potem se lahko druga faza izračuna šteje za zaključeno.

Če se moč, ki jo porabi propeler, razlikuje od razpoložljive moči za 10 ... 20 %, je treba širino rezila povečati ali zmanjšati, pri čemer je treba upoštevati, da se poraba energije in potisk rotorja razlikujeta približno sorazmerno z tetiva rezila. Premer, relativne debeline in koti vgradnje odsekov ostanejo nespremenjeni.

V nekaterih primerih se lahko izkaže, da se moč, ki jo porabi propeler, in njegov potisk za več kot 20 % razlikujeta od tistih, ki se domnevajo na podlagi rezultatov prve stopnje izračuna. V tem primeru glede na razmerje med porabljenimi in razpoložljivimi zmogljivostmi

Z uporabo grafa (slika 6.10) se določijo vrednosti koeficientov k R in k P. Ti koeficienti kažejo, kolikokrat je treba spremeniti predpostavljeni polmer in potisk propelerja, ki sta začetna za drugo stopnjo izračuna. Po tem se ponovi druga faza izračuna.

Slika 6.10 Odvisnost korekcijskih faktorjev od razmerja porabljene in razpoložljive moči

Na koncu druge stopnje izračuna so geometrijske dimenzije vijaka (R, r, b, c in), potrebne za izdelavo v enotah, ki so primerne za njegovo izdelavo, povzete v tabeli.

Tretja faza izračuna propelerja

Namen tretje stopnje je preveriti moč propelerja. Ta stopnja izračuna je zmanjšana na določanje obremenitev, ki delujejo na različnih odsekih rezil, in njihovo primerjavo z dovoljenimi, ob upoštevanju geometrije in materiala, iz katerega so izdelana rezila.

Za določitev obremenitev je rezilo razdeljeno na ločene elemente, kot v drugi fazi izračuna, začenši z odsekom = 0,3 s korakom od 0,1 do = 1.

Na vsak izbrani element rezila z maso m pri polmeru r (slika 6.11) deluje vztrajna sila

Slika 6.11 Delovanje sile aerodinamičnih sil na element lopatice propelerja

In elementarna aerodinamična sila F. Pod vplivom teh sil se iz vseh osnovnih odsekov rezilo raztegne in upogne. Posledično nastanejo natezno-tlačne napetosti v materialu rezila. Najbolj obremenjen (slika 6.12)

Slika 6.12 Porazdelitev napetosti v prerezu lopatice propelerja

Pojavijo se vlakna zadnje strani rezila, saj se v teh vlaknih seštevajo napetosti zaradi inercialnih sil in upogibnega momenta. Za zagotovitev navedene trdnosti je potrebno, da so dejanske napetosti na teh območjih, ki so najbolj oddaljena od osi prereza rezila, manjše od dovoljenih za izbrani material.

Vrednosti polmerov r, potrebnih za izračune, na katerih se nahajajo obravnavani odseki rezila, tetive b, relativne debeline in sile F, so vzete iz tabel druge stopnje izračuna. Nato se za vsak odsek zaporedoma določi naslednje:

Faktor polnjenja k 3 je odvisen od profila, uporabljenega za vijak. Za najpogostejše vijačne profile je enak: Clark-Y- k 3 = 0,73; BC-2- k 3 = 0,7 in RAF-6- k 3 = 0,74.

Po izračunu vrednosti P in na vsakem ločenem odseku se seštejejo od prostega konca rezila do obravnavanega odseka. Če skupno silo, ki deluje v vsakem obravnavanem odseku, delimo s površino tega odseka, je mogoče dobiti natezne napetosti iz inercialnih sil.

Upogibne napetosti rezila pod delovanjem aerodinamičnih sil F so določene kot za konzolni nosilec z neenakomerno porazdeljeno obremenitvijo.

Kot smo že omenili, bodo največje napetosti v slednjih vlaknih rezila in so opredeljene kot vsota napetosti inercialnih in aerodinamičnih sil. Velikost teh napetosti ne sme presegati 60 ... 70% končne trdnosti materiala rezila.

Če je moč rezila zagotovljena, se lahko izračun propelerja šteje za dokončan.

Če trdnost rezila ni zagotovljena, je treba bodisi izbrati drug, bolj trpežen material ali pa s povečanjem relativne širine rezila ponoviti vse tri stopnje izračuna.

Če relativna širina rezila presega 0,075 za vijake iz trdega lesa in 0,09 za vijake iz mehkega lesa, potem je tretja stopnja izračuna nepotrebna, saj bo zahtevana trdnost zagotovo zagotovljena.

na podlagi materialov: P.I. Chumak, V.F. Krivokrysenko "Izračun in načrtovanje ALS"

Uvod

Zasnova helikopterja je zapleten, razvijajoč se proces skozi čas, razdeljen na med seboj povezane faze in faze načrtovanja. Letalo, ki se ustvarja, mora zadovoljiti tehnične zahteve in so v skladu s tehničnimi in ekonomskimi značilnostmi, določenimi v projektni specifikaciji. Opis naloge vsebuje začetni opis helikopterja in njegove zmogljivosti, ki zagotavljajo visoko ekonomska učinkovitost in konkurenčnost oblikovanega stroja, in sicer: nosilnost, hitrost leta, doseg, statični in dinamični strop, vir, vzdržljivost in stroški.

Projektni projekti so določeni v fazi predprojektantskih študij, med katerimi se izvaja patentno iskanje, analiza obstoječih tehničnih rešitev, raziskovalno-razvojna dela. Glavna naloga predprojektne raziskave je iskanje in eksperimentalno preverjanje novih principov delovanja projektiranega objekta in njegovih elementov.

V fazi idejnega načrtovanja se izbere aerodinamična shema, oblikuje videz helikopterja in izračunajo se glavni parametri, ki zagotavljajo doseganje določenih lastnosti letenja. Ti parametri vključujejo: težo helikopterja, moč pogonski sistem, dimenzije glavnega in repnega rotorja, masa goriva, masa instrumentalne in posebne opreme. Rezultati izračuna se uporabljajo pri razvoju diagram postavitve helikopter in sestavi centrirni list za določitev položaja središča mase.

Zasnova posameznih enot in sklopov helikopterja se ob upoštevanju izbranih tehničnih rešitev izvaja v fazi izdelave tehnične zasnove. V tem primeru morajo parametri načrtovanih enot izpolnjevati vrednosti, ki ustrezajo osnutku. Nekatere parametre je mogoče izboljšati, da bi optimizirali zasnovo. Pri tehničnem načrtovanju se izvajajo aerodinamični trdnostni in kinematični izračuni enot, izbor konstrukcijskih materialov in konstrukcijskih shem.

V fazi delovnega projekta načrtovanje delovnih in montažnih risb helikopterja, specifikacije, izbirne liste in drugo tehnično dokumentacijo v skladu s sprejetimi standardi

V prispevku je predstavljena metodologija za izračun parametrov helikopterja v fazi idejnega projekta, ki se uporablja za izvedbo tečajnega projekta iz discipline "Projektiranje helikopterjev".

1. Izračun vzletne teže helikopterja prvega približka

- masa tovora, kg; -teža posadke, kg. - domet letenja

2. Izračun parametrov glavni rotor helikopter

2.1 Polmer R, m, glavni rotor helikopterja z enim rotorjem se izračuna po formuli:

, je vzletna teža helikopterja, kg;

g- gravitacijski pospešek, enak 9,81 m / s 2;

str- specifično obremenitev površine, ki jo pometa rotor,

str =3,14.

Posebna vrednost obremenitve str na območju, ki ga vijak odnese, se izbere v skladu s priporočili, predstavljenimi v delu / 1 /: kjer str = 280

Polmer rotorja vzamemo enak R = 7.9

Kotna hitrost w, s -1, je vrtenje glavnega rotorja omejeno z vrednostjo obodne hitrosti w R koncih rezil, kar je odvisno od vzletne teže

helikopter in izdelan w R = 232 m/s.

z -1.

vrt./min

2.2 Relativna gostota zraka na statičnih in dinamičnih stropih

2.3 Izračun ekonomske hitrosti pri tleh in pri dinamičnem stropu

Relativno območje se določi

enakovredna škodljiva plošča: kje S eh = 2.5

Izračuna se vrednost ekonomske hitrosti pri tleh V s, km/h:

kje jaz

km/h.

Izračuna se vrednost ekonomske hitrosti pri dinamičnem stropu V dekan, km/h:

kje jaz= 1,09 ... 1,10 je indukcijski koeficient.

km/h.

2.4 Izračunajo se relativne vrednosti največje in ekonomske pri dinamičnem stropu horizontalnih hitrosti leta:

kje V max= 250 km/h in V dekan= 182,298 km / h - hitrost leta;

w R= 232 m / s - obodna hitrost rezil.

2.5 Izračun dovoljenega razmerja potiska in polnjenja rotorja za največjo hitrost pri tleh in za gospodarno hitrost pri dinamičnem stropu:

prip

2.6 Koeficienti potiska glavnega rotorja pri tleh in pri dinamičnem stropu:

2.7 Izračun polnjenja rotorja:

Polnjenje glavnega rotorja s izračunano za primere letenja pri največjih in ekonomskih hitrostih:

;

Kot izračunana polnilna vrednost s glavni rotor je največja vrednost s Vmax in s V dekan .

Uvod

Zasnova helikopterja je zapleten, razvijajoč se proces skozi čas, razdeljen na med seboj povezane faze in faze načrtovanja. Letalo, ki se ustvarja, mora izpolnjevati tehnične zahteve in izpolnjevati tehnične in ekonomske značilnosti, določene v projektni specifikaciji. Projektni projekt vsebuje začetni opis helikopterja in njegove zmogljivosti, ki zagotavljajo visoko gospodarsko učinkovitost in konkurenčnost projektiranega stroja, in sicer: nosilnost, hitrost leta, doseg, statični in dinamični strop, vir, vzdržljivost in ceno.

V fazi idejnega načrtovanja se izbere aerodinamična shema, oblikuje videz helikopterja in izračunajo se glavni parametri, ki zagotavljajo doseganje določenih lastnosti letenja. Ti parametri vključujejo: maso helikopterja, moč pogonskega sistema, dimenzije glavnega in repnega rotorja, maso goriva, maso instrumentalne in posebne opreme. Rezultati izračuna se uporabljajo pri razvoju postavitve helikopterja in sestavi poravnalnega lista za določitev položaja središča mase.

V fazi delovnega projekta se načrtovanje delovnih in montažnih risb helikopterja, specifikacij, izbirnih seznamov in druge tehnične dokumentacije izvede v skladu s sprejetimi standardi.

V prispevku je predstavljena metodologija za izračun parametrov helikopterja v fazi idejnega projekta, ki se uporablja za izvedbo tečajnega projekta iz discipline "Projektiranje helikopterjev".

1. Izračun vzletne teže helikopterja prvega približka

kjer je masa koristnega tovora, kg;

Teža posadke, kg.

Domet letenja

2. Izračun parametrov glavnega rotorja helikopterja

2.1 Polmer R, m, glavni rotor helikopterja z enim rotorjemizračunano po formuli:

kjer je vzletna teža helikopterja, kg;

g- gravitacijski pospešek, enak 9,81 m / s 2 ;

str - specifično obremenitev površine, ki jo pometa rotor,

 =3,14.

Posebna vrednost obremenitvestrna območju, ki ga vijak odnese, se izbere v skladu s priporočili, predstavljenimi v delu / 1 /: kjerstr= 280

Polmer rotorja vzamemo enakR= 7.9

Kotna hitrost , Z -1 , je vrtenje rotorja omejeno z vrednostjo obodne hitrosti Rkoncih lopatic, ki je odvisna od vzletne teže helikopterja in je bila R= 232 m/s.

Z -1 .

vrt./min

2.2 Relativna gostota zraka na statičnih in dinamičnih stropih

2.3 Izračun ekonomske hitrosti pri tleh in pri dinamičnem stropu

Relativna površina enakovredne škodljive plošče se določi:

KjeS eh = 2.5

Izračuna se vrednost ekonomske hitrosti pri tleh V s , km/h:

kjejaz = 1,09…1,10 je indukcijski koeficient.

km/h.

Izračuna se vrednost ekonomske hitrosti pri dinamičnem stropu V dekan , km/h:

kjejaz = 1,09…1,10 je indukcijski koeficient.

km/h.

2.4 Izračunane so relativne vrednosti največje in ekonomske na dinamičnem stropu horizontalne hitrosti letenja:

kjeV maks = 250 km/h inV dekan = 182,298 km / h - hitrost leta;

 R= 232 m / s - obodna hitrost rezil.

2.5 Izračun dovoljenih razmerij potiska in polnjenja rotorja za največjo hitrost pri tleh in za gospodarno hitrost pri dinamičnem stropu:

2.6 Koeficienti potiska glavnega rotorja pri tleh in pri dinamičnem stropu:

2.7 Izračun polnjenja rotorja:

Polnjenje glavnega rotorja  izračunano za primere letenja pri največjih in ekonomskih hitrostih:

;

Kot izračunana polnilna vrednost  glavni rotor je največja vrednost  Vmax in  V dekan :

sprejemamo

Dolžina akorda b in raztezek  lopatice rotorja bodo enake:

, kje z l -število lopatic rotorja ( z l =3)

2.8 Relativno povečanje potiska rotorjaza kompenzacijo aerodinamičnega upora trupa in vodoravnega repa:

kje S f - območje vodoravne projekcije trupa;

S th - območje vodoravnega repa.

S f = 10 m 2 ;

S th = 1,5 m 2 .

3. Izračun moči pogonskega sistema helikopterja.

3.1 Izračun moči pri obešanju na statični strop:

Specifična moč, potrebna za pogon glavnega rotorja v lebdečem načinu na statističnem stropu, se izračuna po formuli:

kje N H st - zahtevana moč, W;

m 0 - vzletna teža, kg;

g - gravitacijski pospešek, m / s 2 ;

str - specifična obremenitev na območju, ki ga rotor odnese, N / m 2 ;

 st - relativna gostota zraka v višini statičnega stropa;

 0 - relativna učinkovitost glavni rotor v lebdečem načinu (  0 =0.75);

Relativno povečanje potiska rotorja za uravnoteženje aerodinamičnega upora trupa in vodoravnega repa:

3.2 Izračun gostote moči pri ravnem letu pri največji hitrosti

Specifična moč, potrebna za pogon glavnega rotorja v vodoravnem letu pri največji hitrosti, se izračuna po formuli:

kjer je obodna hitrost koncev rezil;

- relativno enakovredna škodljiva plošča;

jaz eh - koeficient indukcije, določen glede na hitrost leta po naslednjih formulah:

, pri km/h,

, pri km/h.

3.3 Izračun gostote moči med letom na dinamičnem stropu z ekonomično hitrostjo

Specifična moč pogona glavnega rotorja na dinamičnem stropu je enaka:

kje  dekan - relativna gostota zraka na dinamičnem stropu,

V dekan - ekonomična hitrost helikopterja na dinamičnem stropu,

3.4 Izračun gostote moči med letom blizu tal pri ekonomski hitrosti v primeru okvare enega motorja med vzletom

Gostota moči, potrebna za nadaljevanje vzleta z ekonomično hitrostjo v primeru okvare enega samega motorja, se izračuna po formuli:

kje je ekonomska hitrost pri tleh,

3.5 Izračun specifičnih zmanjšanih moči za različne primere letenja

3.5.1 Specifična zmanjšana moč pri lebdenju na statičnem stropu je enaka:

kjer je specifična lastnost dušilke, ki je odvisna od višine statičnega stropa H st in se izračuna po formuli:

 0 - faktor izrabe moči pogonskega sistema v lebdečem načinu, katerega vrednost je odvisna od vzletne teže helikopterjam 0 :

pri m 0 < 10 тонн

pri 10 25 ton

pri m 0 > 25 ton

3.5.2 Specifična zmanjšana moč pri vodoravnem letu pri največji hitrosti je enaka:

kje - faktor izkoriščenosti moči pri največji hitrosti leta,

- lastnosti dušilne lopute motorjev, odvisno od hitrosti leta V maks :

;

3.5.3 Specifična zmanjšana moč med letom na dinamičnem stropu z ekonomično hitrostjo V dekan je enako:

in - stopnjo dušenja motorjev, odvisno od višine dinamičnega stropa H in hitrost letenja V dekan glede na naslednje značilnosti dušenja:

;

3.5.4 Specifična zmanjšana moč v letu blizu tal z ekonomično hitrostjo v primeru okvare enega motorja ob vzletu je enaka:

kjer je faktor izkoriščenosti energije pri ekonomski hitrosti leta,

- stopnja dušenja motorja pri delovanju v sili,

n = 2 - število helikopterskih motorjev.

3.5.5 Izračun zahtevane moči pogonskega sistema

Za izračun potrebne moči pogonskega sistema se izbere največja vrednost specifične zmanjšane moči:

Zahteva po moči N pogonski sistem helikopterja bo enak:

kje m 01 - vzletna teža helikopterja,

g = 9,81 m 2 / s - pospešek gravitacije.

torek,

3.6 Izbira motorja

Vzemi dva turbogredni motorVK-2500 (TV3-117VMA-SB3) skupna moč vsakega N =1,405∙10 6 W

MotorVK-2500 (TV3-117VMA-SB3) zasnovan za vgradnjo na nove generacije helikopterjev, kot tudi za zamenjavo motorjev na obstoječih helikopterjih za izboljšanje njihovih letnih zmogljivosti. Ustvarjen je na podlagi serijskega certificiranega motorja TV3-117VMA in se proizvaja v Zveznem državnem enotnem podjetju "Obrat po imenu V.Ya. Klimov".

4. Izračun mase goriva

Za izračun mase goriva, ki zagotavlja določen doseg leta, je treba določiti potovalno hitrostV kr ... Potovalna hitrost se izračuna po metodi zaporednih približkov v naslednjem zaporedju:

a) vzame se vrednost potovalne hitrosti prvega približka:

km / h;

b) izračuna se indukcijski koeficient jaz eh :

pri km/h

c) določena je specifična moč, potrebna za pogon glavnega rotorja med letom v načinu križarjenja:

kjer je največja vrednost specifične zmanjšane moči pogonskega sistema,

- koeficient spremembe moči glede na hitrost leta V kr 1 izračunano po formuli:

d) Potovalna hitrost drugega prileta se izračuna:

e) Določi se relativni odklon hitrosti prvega in drugega približka:

Ko je podana potovalna hitrost prvega približka V kr 1 , je enako izračunani hitrosti drugega približka. Nato se izračun ponovi od točke b) in se konča pod pogojem.

Specifična poraba goriva se izračuna po formuli:

kjer je koeficient spremembe specifične porabe goriva glede na način delovanja motorjev,

- koeficient spremembe specifične porabe goriva glede na hitrost leta,

- specifična poraba goriva pri vzletnem načinu.

V primeru križarjenja je sprejeto naslednje:

;

pri kW;

pri kW.

kg / W ∙ ura,

Masa goriva, porabljenega za let m T bo enako:

kjer je specifična moč, porabljena pri potovalni hitrosti,

- potovalna hitrost,

L - domet letenja.

5. Določanje mase sestavnih delov in sklopov helikopterja.

5.1 Maso lopatic rotorja določimo s formulo:

kje R - polmer glavnega rotorja,

 - polnjenje rotorja,

kg,

5.2 Masa pesta glavnega rotorja se izračuna po formuli:

kje k tor - težni koeficient modernih puš,

k l - koeficient vpliva števila rezil na maso tulca.

Pri izračunu lahko vzamete:

kg/kN,

zato kot rezultat transformacij dobimo:

Za določitev mase pesta glavnega rotorja je potrebno izračunati centrifugalno silo, ki deluje na rezilaN centralna banka (v kN):

kN,

5.3 Teža krmilnega sistema za dvig tlaka, ki vključuje pregibno ploščo, hidravlični ojačevalnik, hidravlični krmilni sistem glavnega rotorja se izračuna po formuli:

kje b - tetiva rezila,

k boo - težni koeficient krmilnega sistema za dvig tlaka, ki ga lahko vzamemo za 13,2 kg / m 3 .

5.4 Uteži ročnega krmilnega sistema:

kje k RU - koeficient teže ročnega krmilnega sistema, vzet za helikopterje z enim rotorjem, enak 25 kg / m.

5.5 Masa glavnega menjalnika je odvisna od navora na gredi glavnega rotorja in se izračuna po formuli:

kje k ur - težni koeficient, katerega povprečna vrednost je 0,0748 kg / (Nm) 0,8 .

Največji navor na gredi rotorja je določen z zmanjšano močjo pogonskega sistemaN in hitrost vrtenja vijaka  :

kje  0 - faktor izkoriščenosti moči pogonskega sistema, katerega vrednost se vzame glede na vzletno maso helikopterjam 0 :

pri m 0 < 10 тонн

pri 10 25 ton

pri m 0 > 25 ton

N ∙ m,

Teža glavnega menjalnika:

5.6 Za določitev mase pogonskih enot repnega rotorja se izračuna njegov potisk T pv :

kje M nv - navor na gredi rotorja,

L pv - razdalja med osjo glavnega in repnega rotorja.

Razdalja med osi glavnega in repnega rotorja je enaka vsoti njunih polmerov in razmika  med konci njihovih rezil:

kje  - vrzel, ki je enaka 0,15 ... 0,2 m,

- polmer repnega rotorja, ki je glede na vzletno maso helikopterja:

ob t,

pri t.

Moč N pv , porabljen za vrtenje repnega rotorja, se izračuna po formuli:

kje  0 - relativna učinkovitost repnega rotorja, ki jo lahko vzamemo za 0,6 ... 0,65.

torek,

Navor M pv ki ga prenaša krmilna gred, je enak:

N ∙ m,

kjer je frekvenca vrtenja krmilne gredi,

Z -1 ,

Navor, ki ga prenaša prenosna gred, N ∙ m, pri hitrosti n v = 3000 vrt./min je enako:

N ∙ m,

Utež m v prenosna gred:

kje k v - utežni faktor za prenosno gred, ki je 0,0318 kg / (Nm) 0,67 . kg

Vrednost centrifugalne sile N CBD delujejo na lopatice repnega rotorja in jih absorbirajo tečaji pesta,

Teža tulca repnega rotorja m tor izračuna se po isti formuli kot za glavni rotor:

kje N centralna banka - centrifugalna sila, ki deluje na rezilo,

k tor - faktor teže za rokav, vzet enak 0,0527 kg / kN 1,35

k z - koeficient teže, odvisen od števila rezil in izračunan po formuli: kg,

Masa električne opreme helikopterja se izračuna po formuli:

kje L pv - razdalja med osjo glavnega in repnega rotorja,

z l - število lopatic rotorja,

R - polmer glavnega rotorja,

 l - relativni raztezek lopatic rotorja,

k itd in k E-naslov - utežni faktorji za električne žice in drugo električno opremo, katerih vrednosti so enake:

Izračun in konstrukcija pristajalnih drogov 3.4 Plačilo in gradbeništvo ... / S 0,15 10. Splošni podatki 10.1 Vzlet utež letalo kg m0 880 10 ...

Plačilo zmogljivost letala An-124

Pregled >> Transport

Tečaj iz aerodinamike " Plačilo aerodinamične lastnosti letalo An ... in vrsto motorjev Vzlet potisk enega motorja Vzlet moč enega motorja ... turboreaktivni motor 23450 - Vzlet utež letalo Utež prazno naloženo letalo obremenitev ...

Plačilo zakon nadzora vzdolžnega gibanja letala

Tečajno delo>> Prevoz

Sprememba položaja premikanja maše merilnik pospeška je fiksiran s potenciometričnim ali ... krmilnim sistemom. Kot orodje izračuni priporočljiva je uporaba paketa MATLAB, ... let; b) ko je parkiran vzlet trak; c) v prostem padu ...

Priprava pred poletom

Izpit >> Letalstvo in astronavtika

Dejanski vzlet maso določena je hitrost odločanja V1. Plačilo največja nosilnost nespremenjena utež = utež ...

Zgodovina nastanka filma Če bo jutri vojna

Povzetek >> Kultura in umetnost

...) Utež prazna: 1.348 kg Normalna vzlet utež: 1.765 kg maks vzlet utež: 1 859 kg Utež gorivo ... značilnosti: kaliber, mm 152,4 Plačilo, ljudje 10 Utež v spravljenem položaju, kg 4550 ...

Izračunajmo potisk glavnega rotorja. Če upoštevamo površino (območje F), ki jo vijak med vrtenjem pometa, kot neprepustno ravnino, potem bomo videli, da tlak pi deluje na to ravnino od zgoraj, tlak p2 pa od spodaj, p-2 pa je večji od px.

Iz drugega zakona mehanike je znano, da masa pridobi pospešek šele, ko nanjo deluje neka sila. Poleg tega je ta sila enaka produktu mase in pospeška in je usmerjena proti pospešku (v našem primeru navzdol).

Kakšna je ta moč? Po eni strani je očitno, da je ta sila posledica delovanja propelerja na zrak. Po drugi strani pa je tako? sila po tretjem zakonu mehanike mora ustrezati enaki velikosti in nasprotni smeri učinka zraka na vijak. Slednje ni nič drugega kot vlečna sila propelerja.

Če pa pogledamo dinamometer, ki meri dejanski potisk propelerja, ugotovimo, da je naš izračun nekoliko napačen. V resnici bo potisk manjši, saj smo smatrali, da je delo propelerja idealno in nismo upoštevali izgub energije zaradi trenja in zvijanja zračnega toka za propelerjem.

Dejansko se zračni delci približajo vijaku, ki nimajo le induktivne hitrosti v aksialni smeri, pravokotno na ravnino vrtenja, ampak tudi hitrost zvijanja. Zato se pri izračunu induktivnih hitrosti njihovega sesanja in odbijanja u2 upošteva tudi zvijanje zraka med vrtenjem rotorja.

V formuli potiska je koeficient vzgona su podoben koeficientu potiska; hitrost leta ustreza obodni hitrosti koncev propelerskih lopatic s polmerom r in kotno hitrostjo, površina krila 5 ustreza površini diska, ki ga pometa propeler, nr2. Koeficient se določi iz krivulje izpihovanja danega propelerja pri različnih napadalnih kotih.

Vrednost brezdimenzionalnega koeficienta potiska za določen, že ustvarjen propeler, ki deluje v tem načinu, lahko izračunamo tako, da se potiska propelerja T, izražena v kilogramih, deli z zmnožkom drugih parametrov propelerja, ki ima tudi dimenzijo potisne sile kg. .

Ugotovili smo, da če se dvig letala ustvari z metanjem zraka navzdol s krilom, potem se dvig helikopterja ustvari tako, da zrak vrže navzdol iz glavnega rotorja.

Ko ima helikopter hitrost naprej, se seveda količina zraka, vrženega navzdol, poveča.

Zaradi tega na račun enake moči glavni rotor helikopterja s hitrostjo naprej razvije več potiska kot rotor visečega helikopterja.

Nasprotno, za ustvarjanje enakega potiska je treba na rotor helikopterja s hitrostjo naprej prenesti manj moči kot na rotor visečega helikopterja.

Zmanjšanje zahtevane moči s povečanjem hitrosti se pojavi le do določene vrednosti hitrosti, pri kateri povečanje zračnega upora pri gibanju helikopterja ne le absorbira pridobitev moči, temveč celo zahteva povečanje slednje. .

jaz

Dvižna sila in potisk za translacijsko gibanje helikopterja ustvarja glavni rotor. V tem se razlikuje od letala in jadralnega letala, pri katerem dvižno silo pri gibanju v zraku ustvarja nosilna površina - krilo, ki je togo povezano s trupom, in potisk - propeler oz. reaktivni motor(slika 6).

V principu letenja letala in helikopterja je mogoče potegniti analogijo. V obeh primerih se dvižna sila ustvari zaradi interakcije dveh teles: zraka in letala (letala ali helikopterja).

Po zakonu enakosti delovanja in reakcije sledi, da s kakšno silo letalo deluje na zrak (teža ali gravitacija), z enako silo deluje zrak na letalo (dvižna sila).

Med letom letala se pojavi naslednji pojav: nasproti prihajajoči zračni tok teče okoli krila in se za krilom nagne navzdol. Toda zrak je netopen, precej viskozen medij in pri tej košnji ne sodeluje le zračna plast, ki se nahaja v neposredni bližini površine kril, temveč tudi njene sosednje plasti. Tako se pri pretoku okoli krila vsako sekundo nagne dokaj pomemben volumen zraka nazaj nazaj, približno enak volumnu valja, katerega prerez je krog s premerom, enakim razponu kril, in dolžino je hitrost letenja na sekundo. To ni nič drugega kot drugi pretok zraka, ki sodeluje pri ustvarjanju dviga krila (slika 7).

riž. 7. Prostornina zraka, ki sodeluje pri ustvarjanju dviga letala

Iz teoretične mehanike je znano, da je sprememba količine gibanja na enoto časa enaka delujoči sili:

kje R - delujoča sila;

kot posledica interakcije z letalskim krilom. Posledično bo dvig krila enak drugemu povečanju količine navpičnega gibanja v odhajajočem curku.

in -hitrost nagiba toka za krilom navpično v m / sek. Na enak način je mogoče skupno aerodinamično silo glavnega rotorja helikopterja izraziti z drugo stopnjo pretoka zraka in hitrostjo pretoka zraka (induktivna hitrost odhajajočega zračnega toka).

Vrtljivi glavni rotor pometa površino, ki si jo lahko predstavljamo kot nosilec, podobno kot krilo letala (slika 8). Zrak, ki teče skozi površino, ki jo rotor odnese, zaradi interakcije z vrtljivimi lopaticami, se vrže navzdol z induktivno hitrostjo in. Pri vodoravnem ali nagnjenem letu teče zrak na površino, ki jo rotor odnese pod določenim kotom (poševno pihanje). Tako kot letalo lahko prostornino zraka, ki sodeluje pri ustvarjanju polne aerodinamične sile glavnega rotorja, predstavimo kot cilinder, katerega osnovna površina je enaka površini, ki jo odnese glavni rotor, dolžina pa je enaka hitrosti leta. , izraženo v m / sek.

Ko glavni rotor deluje na mestu ali v navpičnem letu (pihanje naprej), smer zračnega toka sovpada z osjo glavnega rotorja. V tem primeru bo zračni valj postavljen navpično (slika 8, b). Skupna aerodinamična sila glavnega rotorja je izražena kot zmnožek mase zraka, ki teče skozi površino, ki jo glavni rotor v eni sekundi odnese z induktivno hitrostjo izhodnega curka:

induktivna hitrost izhodnega curka v m / sek. Opozoriti je treba, da v obravnavanih primerih tako za krilo letala kot za glavni rotor helikopterja za induktivno hitrost in vzame se induktivna hitrost odhajajočega curka na neki oddaljenosti od nosilne površine. Induktivna hitrost zračnega toka, ki nastane na sami nosilni površini, je polovica vrednosti.

Ta razlaga izvora dviga kril oziroma skupne aerodinamične sile glavnega rotorja ni povsem točna in velja le v idealnem primeru. Le načeloma pravilno in jasno pojasnjuje fizični pomen pojava. Tukaj je primerno opozoriti na eno zelo pomembno okoliščino, ki izhaja iz analiziranega primera.

Če je skupna aerodinamična sila rotorja izražena kot zmnožek mase zraka, ki teče skozi površino, ki jo rotor pomete z induktivno hitrostjo, in je prostornina te mase valj, katerega osnova je površina, ki jo pomete rotor rotorja, dolžina pa je hitrost leta, potem je popolnoma jasno, da ustvariti stalen potisk (na primer enak teži helikopterja) pri višji hitrosti leta in s tem z večjo količino vrženega zraka , je potrebna nižja induktivna hitrost in zato manjša moč motorja.

Nasprotno, za vzdrževanje helikopterja v zraku med "lebdenjem" na mestu je potrebna večja moč kot med letom z določeno hitrostjo naprej, pri kateri je zaradi premikanja helikopterja nasprotni tok zraka.

Z drugimi besedami, z porabo enake moči (na primer nazivne moči motorja) v primeru nagnjenega leta z dovolj visoko hitrostjo je mogoče doseči višji strop kot pri navpičnem vzponu, ko je skupna potovalna hitrost

helikopter je manjši kot v prvem primeru. Zato ima helikopter dva stropa: statična ko se višina pridobi v navpičnem letu, in dinamično ko se višina pridobi v nagnjenem letu in je dinamični strop vedno višji od statičnega.

Pri delovanju glavnega rotorja helikopterja in propelerja letala je veliko podobnosti, obstajajo pa tudi temeljne razlike, o katerih bo govora kasneje.

Če primerjamo njihovo delo, je razvidno, da je skupna aerodinamična sila in posledično potisk glavnega rotorja helikopterja, ki je sestavni del sile

Rv smeri osi pesta, vedno več (5-8 krat) z enako močjo motorja in enako težo letalo zaradi dejstva, da je premer glavnega rotorja helikopterja nekajkrat večji od premera propelerja letala. V tem primeru je hitrost zavrnitve zraka pri glavnem rotorju manjša od hitrosti zavrnitve pri propelerju.

Velikost potiska glavnega rotorja je v zelo veliki meri odvisna od njegovega premera.

Din število vrtljajev. Ko se premer propelerja podvoji, se bo njegov potisk povečal približno 16-krat; če se število vrtljajev podvoji, se bo potisk povečal približno 4-krat. Poleg tega je potisk glavnega rotorja odvisen tudi od gostote zraka ρ, kota lopatic φ (nagiba glavnega rotorja),geometrijske in aerodinamične značilnosti tega propelerja, pa tudi na način letenja. Vpliv zadnjih štirih dejavnikov je običajno izražen v formulah potiska propelerja skozi koeficient potiska in t . .

Tako bo potisk glavnega rotorja helikopterja sorazmeren:

- koeficient potiska............. α r
Opozoriti je treba, da na velikost potiska pri letenju blizu tal vpliva tako imenovana "zračna blazina", zaradi katere lahko helikopter vzleti s tal in se dvigne za nekaj metrov pri porabi energije, ki je manjša od zahtevane. "lebdeti" na višini 10 15 m. Razpoložljivost " zračna blazina"To je razloženo z dejstvom, da zrak, ki ga vrže propeler, udari ob tla in je nekoliko stisnjen, torej poveča njegovo gostoto. Učinek "zračne blazine" je še posebej močan, ko propeler deluje blizu tal. Zaradi stiskanja zraka se potisk rotorja v tem primeru ob enaki porabi energije poveča za 30
40%. Vendar se z oddaljenostjo od tal ta učinek hitro zmanjšuje in na višini leta, ki je enaka polovici premera propelerja, "zračna blazina" poveča potisk le za 15 20%. Višina "zračne blazine" je približno enaka premeru glavnega rotorja. Nadalje povečanje potiska izgine.
Za grob izračun potiska rotorja v lebdečem načinu se uporablja naslednja formula:
koeficient, ki označuje aerodinamično kakovost glavnega rotorja in učinek "zračne blazine". Odvisno od značilnosti rotorja je vrednost koeficienta a ko lebdi blizu tal, ima lahko vrednosti 15 - 25.

Glavni rotor helikopterja ima izjemno pomembno lastnost – sposobnost ustvarjanja dviga v načinu samorotacije (avtorotacije) v primeru zaustavitve motorja, kar omogoča helikopterju varno drsenje ali padalski spust in pristanek.

Vrtljivi glavni rotor vzdržuje zahtevano število vrtljajev pri drsenju ali padalu, če so njegova rezila premaknjena na majhen nagibni kot

(l - 5 0) 1. Hkrati se ohrani dvižna sila, ki zagotavlja spust s konstantno navpično hitrostjo (6-10 m/s), s naknadno zmanjšanje le-tega pri izravnavi pred sajenjem do l - 1,5 m / sek.

Bistvena razlika je v delovanju glavnega rotorja v primeru letenja motorja, ko se moč motorja prenaša na propeler, in v primeru samorotacijskega leta, ko prejme energijo za vrtenje motorja. rotorja iz prihajajočega zračnega toka.

Pri letu motorja prihajajoči zrak teče v rotor od zgoraj ali od zgoraj pod kotom. Ko propeler deluje v načinu samorotiranja, zrak teče na ravnino vrtenja od spodaj ali pod kotom od spodaj (slika 9). Naklon toka za rotorjem bo v obeh primerih usmerjen navzdol, saj bo induktivna hitrost po izreku o količini gibanja usmerjena neposredno nasproti potiska, torej približno navzdol vzdolž osi rotorja.

Tukaj govorimo o učinkovitem kotu namestitve v nasprotju s konstruktivnim.

Osnove aerodinamike glavnega rotorja. Oblikovanje tečaja Značilnost formule za helikoptersko dviganje

Druga faza izračuna propelerja

Tretja faza izračuna propelerja

Plačilo zmogljivost letala An-124

Plačilo zakon nadzora vzdolžnega gibanja letala

Priprava pred poletom

Zgodovina nastanka filma Če bo jutri vojna

Priljubljeno