doma » registracija » Izračun vzletne teže helikopterja prvega približka. K izračunu značilnosti letenja helikopterja v fazi projektiranja Izračun glavnih parametrov in razvoj postavitve helikopterja

Izračun vzletne teže helikopterja prvega približka. K izračunu značilnosti letenja helikopterja v fazi projektiranja Izračun glavnih parametrov in razvoj postavitve helikopterja

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 tehnično oblikovanje Izvajajo se aerodinamične trdnosti 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

kjer je masa koristnega tovora, kg;

Teža posadke, kg.

Domet letenja

2. Izračun parametrov glavni rotor helikopter

2.1 polmer R, m, glavni rotor helikopterja z enim rotorjem izračunano 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 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 , s -1, je vrtenje glavnega rotorja omejeno z vrednostjo obodne hitrosti R koncih lopatic, ki je odvisna od vzletne teže helikopterja in je bila R= 232 m/s.

C -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:

Kje S eh= 2.5

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

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

Km/uro.

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

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

Km/uro.

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

kje V maks= 250 km/h in V 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:

pri

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:

kjer je zl število lopatic rotorja (zl = 3)

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

kjer je Sf površina vodoravne projekcije trupa;

S go - 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;

Relativna enakovredna nevarna 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 helikopterja m 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:

kjer je faktor izkoriščenosti energije 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:

kjer je faktor izkoriščenosti energije pri ekonomski hitrosti leta,

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 0 1 - vzletna teža helikopterja,

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

torek,

3.6 Izbira motorja

Sprejemamo dva turbogredna motorja VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) s skupno močjo vsakega N= 1,405 10 6 W

Motor VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) je 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 hitrost V 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,

Faktor 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, se vzame 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 v 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 rezila N 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- koeficient teže 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 sistema N in hitrost vrtenja vijaka :

kje 0 - faktor izrabe moči pogonskega sistema, katerega vrednost je odvisna od vzletne teže helikopterja m 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:

Ko t,

Ko je t.

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

kje 0 je 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:

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

Utež m itd vmesnega menjalnika je enak:

kje k itd- utežni faktor za vmesno prestavo, enak 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Masa repne prestave, ki vrti repni rotor:

kje k xp- utežni faktor za repno orodje, katerega vrednost je 0,105 kg / (Nm) 0,8

5.7 Teža in glavne dimenzije repnega rotorja se izračunajo glede na njegov potisk T pv .

Koeficient potiska C pv repni rotor je enak:

Polnjenje lopatic repnega rotorja pv izračuna se na enak način kot za glavni rotor:

kjer je dopustna vrednost razmerja med koeficientom potiska in polnjenjem repnega rotorja.

Dolžina akorda b pv in raztezek pv lopatice repnega rotorja se izračunajo po formulah:

kje z pv- število lopatic repnega rotorja.

Teža lopatic repnega rotorja m lr izračunano z empirično formulo:

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:

5.8 Izračun mase pogonskega sistema helikopterja

Specifična teža pogonskega sistema helikopterja dv izračunano z empirično formulo:

kje N- moč pogonskega sistema.

Masa pogonskega sistema bo enaka:

5.9 Izračun mase trupa in opreme helikopterja

Masa trupa helikopterja se izračuna po formuli:

kje S ohm- površina oprane površine trupa, ki se določi s formulo:

M 2,

m 0 - vzletna teža prvega približka,

k f- koeficient enak 1,7.

kg,

Teža sistema za gorivo:

kje m T- masa goriva, porabljenega za let,

k mf- utežni faktor, vzet za sistem za gorivo, enak 0,09.

kg,

Masa helikopterskega podvozja je:

kje k w- koeficient teže glede na zasnovo šasije:

Za neizvlečno ohišje,

Za zložljivo podvozje.

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:

kg,

Teža druge helikopterske opreme:

kje k itd- utežni faktor, katerega vrednost je 2.

5.10 Izračun vzletne mase helikopterja drugega približka

Masa praznega helikopterja je enaka vsoti mas glavnih enot:

Vzletna teža helikopterja drugega približka m 02 bo enako vsoti:

kje m T - masa goriva,

m gr- masa tovora,

m ekv- masa posadke.

kg,

6. Opis postavitve helikopterja

Načrtovani helikopter je izdelan po shemi enega rotorja z repnim rotorjem, dvema plinskoturbinskima motorjema in dvopodpornimi smučmi. Trup helikopterja okvirnega tipa je sestavljen iz premca in osrednjih delov, repa in končnih nosilcev. V premcu je dvosedežna kabina za posadko, sestavljena iz dveh pilotov. Zasteklitev kabine zagotavlja dober pregled, desni in levi drsni pretisni omoti so opremljeni z mehanizmi za sprostitev v sili. V osrednjem delu je kabina dimenzij 6,8 x 2,05 x 1,7 m ter centralna drsna vrata dimenzij 0,62 x 1,4 m z mehanizmom za odpiranje v sili. Tovorna kabina je zasnovan za prevoz blaga do 2 tone in je opremljen z zložljivimi sedeži za 12 potnikov ter vozlišči za pritrditev 5 nosil. V potniški različici je v kokpitu 12 sedežev, nameščenih z naklonom 0,5 m in prehodom 0,25 m; na zadnji strani pa je odprtina za zadnja vhodna vrata, sestavljena iz dveh listov.

Repno ogrodje je zakovičen nosilec z delovno prevleko, opremljen z vozlišči za pritrditev nadzorovanega stabilizatorja in repne opore.

Stabilizator velikosti 2,2 m in površine 1,5 m 2 z enoslojno strukturo NACA 0012, z nizom reber ter duraluminijskim in platnenim plaščem.

Dvotočkovne smuči, samoorientirna sprednja opora, dimenzije 500 x 185 mm, glavni nosilci oblikovanega tipa s tekoče-plinskimi dvokomornimi blažilniki dimenzij 865 x 280 mm. Podpora repa je sestavljena iz dveh opornikov, blažilnika in podporne pete; smučarska proga 2m, smučarska baza 3,5m.

Glavni rotor s tečajnimi lopaticami, hidravličnimi blažilniki in nihalnimi blažilniki vibracij, nameščeni z naklonom naprej 4 ° 30 ". Popolnoma kovinska rezila so sestavljena iz stisnjenega lopatice iz aluminijeve zlitine AVT-1, utrjene z delovno utrjenimi jeklenimi tečaji na vibracije miza, repni del, jeklena konica in jeklena konica Rezila imajo v tlorisu pravokotno obliko s tetivo 0,67 m in profili NACA 230 ter geometrijskim zasukom 5%, obodna hitrost konic rezila je 200 m / s, so lopatice opremljene z vizualnim signalnim sistemom o poškodbah lopatice in električno termično napravo za preprečevanje zaledenitve.

Repni rotor s premerom 1,44 m, trikraki, potisni, s kardansko pušo in popolnoma kovinskimi pravokotnimi lopaticami v tlorisu, s tetivo 0,51 m in profilom NACA 230M.

Elektrarno sestavljata dva turbogredna plinskoturbinska motorja s prosto turbino VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) St. V. Ya. Klimov s skupno močjo vsakega N = 1405 W, nameščen na vrhu trupa in zaprt s skupnim pokrovom z odpiranjem loput. Motor ima devetstopenjski aksialni kompresor, obročasto zgorevalno komoro in dvostopenjsko turbino, motorji pa so opremljeni z napravami za zaščito pred prahom.

Menjalnik je sestavljen iz glavnega, vmesnega in repnega menjalnika, zavorne gredi in glavnega rotorja. Glavni menjalnik VR-8A je tristopenjski, zagotavlja prenos moči od motorja do glavnega rotorja, repnega rotorja in ventilatorja za hlajenje, hladilnikov motornega olja in glavnega menjalnika; skupna zmogljivost oljnega sistema je 60 kg.

Krmiljenje je podvojeno, s togo in kabelsko napeljavo ter hidravličnimi ojačevalniki, ki se poganjajo iz glavnega in rezervnega hidravličnega sistema. Štirikanalni avtopilot AP-34B zagotavlja stabilizacijo helikopterja med letom glede na nagib, smer, naklon in višino. Glavni hidravlični sistem zagotavlja napajanje vsem hidravličnim enotam, redundantni pa samo hidravlični ojačevalniki.

Ogrevalni in prezračevalni sistem zagotavlja ogrevan ali hladen zrak v pilotske kabine in potnike, sistem proti zaledenitvi ščiti lopatice rotorja in lopatice repnega rotorja, sprednja okna v pilotski kabini in dovod zraka motorja pred zaledenitvijo.

Oprema za instrumentalno letenje v kompleksnih meteoroloških razmerah, podnevi in ponoči, vključuje dva umetna obzorja, dva indikatorja frekvence vrtenja NV, skupaj menjalnega tečaja GMK-1A, avtomatski radijski kompas, radijski višinomer RV-3.

Komunikacijska oprema vključuje ukazne VHF radijske postaje R-860 in R-828, komunikacijske HF radijske postaje R-842 in "Karat", letalski domofon SPU-7.

7. Izračun centriranja helikopterja

Tabela 1. Centrirni seznam praznega helikopterja

Ime enote	Teža enote, m jaz, kg	Koordinate x i masno središče enote, m	Statični moment enote M xi	Koordinate y jaz težišče enote, m	Statični moment enote M yi
1 Glavni rotor
1.1 Rezila
1.2 Puša
2 Krmilni sistem
2.1 Krmilni sistem za dvig tlaka
2.2 Ročni krmilni sistem
3 Prenos
3.1 Glavni menjalnik
3.2 Vmesni menjalnik
3.3 Zadnji menjalnik
3.4 Prenosna gred
4 Repni rotor
4.1 Rezila
4.2 Puša
5 Pogonski sistem
6 Sistem za gorivo
7 Trup
7.1 Luk (15%)
7.2 Srednji del (50 %)
7.3 Rep (20 %)
7.4 Montaža menjalnika (4%)
7,5 Nape (11%)

8.1 Splošno (82 %)
8.2 Spredaj (16%)
8.3 Podpora za rep (2%)
9 Električna oprema
10 Oprema
10.1 Instrumenti v pilotski kabini (25 %)
10.2 Radijska oprema (27 %)
10.3 Hidravlična oprema (20 %)
10.4 Pnevmatska oprema (6 %)

Izračunajo se statični momenti M cx jaz in M su jaz glede na koordinatne osi:

Koordinate središča mase celotnega helikopterja se izračunajo po formulah :

Tabela 2. Seznam centriranje z največjo obremenitvijo

Tabela 3. Seznam centriranje s 5 % preostalega goriva in polno nosilnostjo

Koordinate središča mase prazen helikopter: x0 = -0,003; y0 = -1,4524;

Koordinate središča mase z največjo obremenitvijo: x0 = 0,0293; y0 = -2,0135;

Masno središče s 5 % preostalega goriva in polno komercialno obremenitvijo trdo: x 0 = -0,0678; y 0 = -1,7709.

Zaključek

V tem tečajnem projektu so bili narejeni izračuni vzletne teže helikopterja, mase njegovih sestavnih delov in sklopov ter postavitve helikopterja. Med postopkom montaže je bila razčiščena poravnava helikopterja, pred izračunom katere je sestavljeno poročilo o teži na podlagi izračunov teže enot in elektrarne, seznamov opreme, opreme, tovora itd. Namen zasnove je določiti optimalno kombinacijo glavnih parametrov helikopterja in njegovih sistemov, ki zagotavlja izpolnjevanje določenih zahtev.

Za izračun letnih lastnosti helikopterja v fazi načrtovanja

V svojih objavah v letih 1999-2000. revija "AON" je večkrat postavila vprašanje izvedljivosti razvoja in proizvodnje helikopterjev različnih razredov v Ukrajini. Po znanstveno-praktični konferenci "Obetavni večnamenski ukrajinski helikopter XXI stoletja", ki je bila organizirana na podlagi Aviaimpex LLC oktobra 1999, je prišlo do določenega napredka pri reševanju tega problema. V Ukrajini se trenutno izvajajo številni projekti za razvoj in proizvodnjo lahkih helikopterjev. Nekateri vzorci in modeli zasnovanih helikopterjev so bili predstavljeni na letalskih sejmih Aviamir-XXI v letih 1999 in 2000.

Posebej nas je navdušilo pismo V. N. Aleksejeva iz Dnepropetrovska ("AON" št. 12, 1999), v katerem je pozval k oblikovanju potrebne teoretične in znanstvene baze, potrebne za razvoj proizvodnje helikopterjev v naši državi. To je treba storiti, ker bi specializirana helikopterska podjetja, raziskovalni inštituti in univerze, ki bi se poglobljeno ukvarjali s teoretičnimi in eksperimentalnimi raziskavami na področju aerodinamičnih in trdnostnih izračunov, dinamike gibanja, sistemov vodenja itd. glede helikopterja, ki je trenutno v Ukrajini, št. Hkrati tuja podjetja plačujejo velika pozornost ustvarjanje modelirnih centrov in razvoj učinkovitih matematičnih modelov, pri čemer v to vlagajo znatna sredstva.

V fazi idejnega projekta (idejnega projekta), ko so postavljene strukturne osnovne rešitve, se določijo aerodinamični in težni parametri helikopterja, njegovih sklopov in sistemov, je treba najti območje geometrijskih in kinematičnih parametrov. glavnega in repnega rotorja, pri katerem so navedene v taktičnih in tehničnih zahtevah letenja in tehnične značilnosti prihodnjega helikopterja. V tem primeru je treba maksimalno uporabiti statistične podatke o domačih (sovjetskih) in tujih analogih ter sodobne matematične metode in modele izračuna.

V procesu projektiranja helikopterjev je vedno začrtanih več vmesnih stopenj, ki jih je treba doseči v strogo določenih rokih z določenimi stroški. Kršitev koledarskih ali proračunskih omejitev lahko povzroči najresnejše posledice tako za projekt kot za organizacijo, ki vodi načrtovanje. Slika 1 prikazuje povišanje stroškov za izvedbo sprememb projekta. letalo v različnih fazah njegovega nastanka, kar govori o pomembnosti in odgovornosti odločitev, sprejetih v fazi idejnega projekta.

Avtorji v tem članku predlagajo numerično metodo za izračun glavnih letnih lastnosti helikopterja, ki temelji na znanem pristopu aerodinamičnega izračuna helikopterja po Mil-Yaroshenko metodi. V nasprotju z Mil-Yaroshenkovo grafično-analitično metodo predlagani pristop omogoča numerično reševanje problema aerodinamičnega izračuna poenostavljene razporeditve, sestavljene iz glavnega in repnega rotorja, ki temelji na enačbah Glauert-Lockeove impulzne teorije.

1. Izjava problema. Osnovni odnosi

Upoštevamo stacionarni premočrtni let helikopterja z majhnimi koti naklona poti. Pri določeni hitrosti vrtenja glavnega rotorja (HB) predpostavljamo, da njegov potisk uravnoteži težo helikopterja. Spreminjanje projekcije rezultantne sile NV na smer gibanja helikopterja je možno le s spremembo vpadnega kota glavnega rotorja (slika 2). Za ohranjanje ravnovesja sil vzdolž navpičnice je potrebno spremeniti kot skupnega nagiba NV in moč, ki se prenaša na propeler.

Zapišimo enačbo gibanja helikopterja v enakomernem vodoravnem letu kot:

K enačbam (1) dodamo enačbo, ki izraža enakost moči na NV gredi Nн in elektrarni helikopterja Nsu

kjer je x faktor izgube moči.

Kot med smerjo rezultante in normalo na vektor hitrosti je mogoče določiti iz razmerja

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

Koeficient škodljive odpornosti helikopterja, ki se nanaša na območje pometanja HB;

koeficient

polnjenje HB;

Obodna hitrost konice rezila je HB.

Kot nagiba rezultantne sile NV, potrebne za vodoravni let, najdemo iz prve enačbe sistema (4)

Največji kot nagiba trajektorije z enakomernim vzpenjanjem se ugotovi iz razmerja:

kjer je vrednost kota nagiba rezultante pri uporabi celotne razpoložljive moči elektrarne pri danem načinu letenja.

Naloga izračuna je določiti zahtevani nagibni kot rezultanta za vsak stacionarni način leta helikopterja. Način letenja helikopterja je določen z višino leta H, koeficientom načina delovanja propelerja m ali relativno hitrostjo leta. Po formuli najdemo navpične hitrosti enakomernega vzpenjanja

Vrednosti koeficientov vzdolžne sile in navora HB, vključene v formule (3), (4), so bile določene s formulami del. Te formule so naslednje:

Stopnja puščanja

(8)

Vpadni kot HB

Faktor navora HB

Koeficient vzdolžne sile

Koeficiente prvih harmonikov lopatnih gibov rezil, vključenih v enačbi (10) in (11), smo našli s poenostavljenimi formulami (12) - (14).

Vrednost faktorja končne izgube B NV, vključenega v formule (8) - (14), je bila določena v skladu s priporočili, inercialno-masne karakteristike rezila pa je mogoče izračunati s približnimi formulami.

Pri izračunu značilnosti repnega rotorja (RV) je bilo predvideno, da je pogoj usmerjenega uravnoteženja helikopterja izpolnjen v vseh načinih letenja:

Iz tega pogoja je bila ugotovljena zahtevana vrednost potisnega koeficienta RV:

kjer je faktor polnjenja oziroma obodna hitrost konice rezila PB.

Nato so bile po formulah (8) - (14) izračunane aerodinamične značilnosti letala.

Velikega praktičnega interesa so značilnosti spuščanja helikopterja v načinu samorotiranja. V tem primeru je pomembno poznati zahtevane vrednosti kotov skupnega koraka j 0,7 HB, odvisno od hitrosti spuščanja, da se ohrani konstantna nastavljena hitrost vrtenja HB.

Izračun značilnosti spuščanja helikopterja v načinu samorotacije NV se izvede na podlagi aerodinamične kakovosti helikopterja (17).

t je koeficient potiska NV pri danem načinu letenja;

Koeficient pogonske sile NV v načinu samorotiranja.

Kot spuščanja helikopterja v samorotacijskem načinu HB je enak inverzni kakovosti helikopterja

Horizontalna in navpična komponenta hitrosti spuščanja helikopterja najdemo iz razmerij

Predlagana metoda omogoča izračun glavnih značilnosti letenja helikopterja v fazah idejnega načrtovanja, ko je izbran profil lopatic, geometrijski, kinematski, vztrajno-masni parametri glavnega in repnega rotorja, značilnosti moči znana sta rastlina in letna teža helikopterja.

Izračun se izvede za različne višine v območju letnih vrednosti koeficienta načina delovanja, ko se koti skupnega nagiba lopatic spremenijo od j 0,7 = 2 ° do 20 ° s korakom 2 °.

2. Utemeljitev zanesljivosti dobljenih rezultatov

Utemeljitev zanesljivosti rezultatov, pridobljenih s predlagano metodo, je bila izvedena na podlagi reševanja testnih nalog za ugotavljanje letnih lastnosti znanih helikopterjev.

Na sl. 3 prikazuje višinske odvisnosti značilnih hitrosti letenja helikopterjev Mi-4 in Mi-34. Rezultati izračuna se primerjajo z delovnimi podatki. Za helikopter Mi-4 je bil izračun opravljen za maso leta m = 7200 kg in obodno hitrost konice rezila wR = 196 m / s, helikopter Mi-34 je bil izračunan v športno-akrobatski različici z m = 1020 kg in wR = 206 m/s.

Primerjava izračunanih podatkov o zahtevanih kotih skupnega nagiba NV helikopterja Mi-34 za vodoravni let pri nazivnem načinu delovanja motorja (wR = 180 m / s) za različne višine je prikazana na sl. 4.

Grafi na sl. 5 prikazuje odvisnosti navpične hitrosti in kota spuščanja helikopterja Mi-4 v načinu samorotacije NV za višino H = 0 km.

Omejen obseg članka ne omogoča podajanja vsega izračunanega materiala za te helikopterje.

Metodološke študije so pokazale, da predlagana metoda omogoča analizo vpliva številnih parametrov, ki določajo način letenja helikopterja, na njegove letne lastnosti z zadostno stopnjo natančnosti. V mejah variacije koeficienta načina delovanja m od 0,08 do 0,3, ko napadni koti rezil vzdolž diska HB ne presegajo največje dovoljene vrednosti, se upoštevajo predpostavke teorije o linearnosti odvisnosti Cy ( a) in Chpav = const sta veljavni, ta metoda zagotavlja izračune napake, ki ne presegajo 8-10%. Za lahke helikopterje to ustreza obremenitvi območja G / F, ki ga prestreže, do 25 kgf / m2 in največji hitrosti leta do 220-230 km / h.

3. Primeri izračunov

V članku so predstavljeni nekateri rezultati izračuna letalskih lastnosti helikopterjev Robinson R22 (m = 620 kg, wR = 217 m / s) in Hughes 269B / 300 (m = 930 kg, wR = 202 m / s). Iz dela so vzeti geometrijski in kinematični parametri glavnega in repnega rotorja ter helikopterjev kot celote.

Helikopter R22 ima dvokraki HB s premerom 7,67 m (sn = 0,03) in profilom rezila NACA-63015, obremenitev pometenega območja je 13,45 kgf / m2. Kot elektrarna se uporablja en sam batni motor Lycoming U-320-В2С z vzletno močjo N = 160 KM.

Helikopter modela 269/300 uporablja propeler s tremi rezili s premerom D = 8,18 m (sn = 0,04) in profilom rezila NACA-0015, obremenitev pometenega območja je 17,7 kgf / m2. Batni motor Lycoming HIO-360D zagotavlja vzletno moč 190 KM.

Na sliki 6 so prikazani operativni razponi višin in hitrosti enakomernega horizontalnega leta helikopterjev R22 in Hughes 269/300. Največja hitrost letenja pri tleh je 190 km/h za Robinson R22 in 175 km/h za Hughes 269/300. Prikazuje tudi vrednosti ekonomske hitrosti Vek, ki zagotavljajo režim največjega enakomernega vzpona.

Zahtevane vrednosti kota splošnega nagiba helikopterja NV med spuščanjem v načinu samorotiranja blizu tal so prikazane na sliki 7. Pri teh vrednostih jc je zagotovljena konstantna frekvenca vrtenja NV.

5. Johnson W. Helikopterska teorija. Knjiga 1.M .: Mir, 1983.

6. Braverman A.S. Kakovost in pogonska učinkovitost helikopterja. Linearizacija aerodinamičnega izračuna // O izračunu letalskih značilnosti helikopterja. Zbornik TsAGI im. prof. N.E. Žukovsky, številka 2448, 1989.

7. Statistični podatki tujih helikopterjev / Pregledi št. 678. TsAGI im. prof. N.E. Žukovsky, Moskva: ONTI TsAGI, 1988.

8. Araslanov S. A. Kakšne helikopterje potrebuje Ukrajina? // Splošno letalstvo, št. 10, 1999.

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.

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 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 rotorjem se izračuna 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,

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 wR koncih lopatic, ki je odvisna od vzletne teže helikopterja in je bila wR= 232 m/s.

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:

Kje Seh= 2.5

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

kje jaz

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

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

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

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

wR= 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:

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 sVmax in sVdekan:

sprejemamo

Dolžina akorda b in raztezek l lopatice rotorja bodo enake:

kjer je z l število lopatic rotorja (z l = 3)

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

kjer je S f površina vodoravne projekcije trupa;

S go - območje vodoravnega repa.

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 Hst- zahtevana moč, W;

m 0 - vzletna teža, kg;

g-pospešek prostega padca, m / s 2;

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

D st- relativna gostota zraka na višini statičnega stropa;

h 0 - relativna učinkovitost glavni rotor v lebdečem načinu ( h 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;

Relativna enakovredna nevarna plošča;

jazeh- 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:

kjer je D dekan- relativna gostota zraka na dinamičnem stropu,

Vdekan- 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 Hst in se izračuna po formuli:

x 0 - faktor izrabe moči pogonskega sistema v lebdečem načinu, katerega vrednost je odvisna od vzletne teže helikopterja m 0:

pri m 0

pri 10 25 ton

pri m 0> 25 ton

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

kjer je faktor izkoriščenosti energije pri največji hitrosti leta,

Lastnosti dušilne lopute motorjev, odvisno od hitrosti leta V max :

3.5.3 Specifična zmanjšana moč med letom pri dinamičnem stropu pri ekonomski hitrosti Vdekan je enako:

kjer je faktor izkoriščenosti energije pri ekonomski hitrosti leta,

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

3.5.4 Specifična zmanjšana moč pri letu na tleh 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 je gravitacijski pospešek.

3.6 Izbira motorja

Sprejemamo dva turbogredna motorja VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) s skupno močjo vsakega N= 1,405 ∙ 10 6 W

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

4.Izračun mase goriva

Za izračun mase goriva, ki zagotavlja določen doseg leta, je treba določiti potovalno hitrost Vkr.Izračun potovalne hitrosti se izvede po metodi zaporednih približkov v naslednjem zaporedju:

a) vzame se vrednost potovalne hitrosti prvega približka:

b) izračuna se indukcijski koeficient jazeh:

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,

Faktor spremembe moči glede na hitrost leta Vkr 1, izračunano po formuli:

d) Potovalna hitrost drugega prileta se izračuna:

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

Potovalna hitrost prvega približka je izboljšana Vkr 1, se vzame 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 v vzletnem načinu.

V primeru križarjenja je sprejeto naslednje:

kg / W ∙ ura,

Masa goriva, porabljenega za let mT 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 Masa lopatic rotorja se določi s formulo:

kje R- polmer glavnega rotorja,

s- polnjenje rotorja,

5.2 Masa pesta glavnega rotorja se izračuna po formuli:

kje ktor- težni koeficient modernih puš,

kl- koeficient vpliva števila rezil na maso tulca.

Pri izračunu lahko vzamete:

zato kot rezultat transformacij dobimo:

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

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

kje b- tetiva rezila,

kboo- koeficient teže krmilnega sistema za dvig tlaka, ki ga lahko vzamemo za 13,2 kg / m 3.

5.4 Teža ročnega krmilnega sistema:

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

Največji navor na gredi rotorja je določen z zmanjšano močjo pogonskega sistema N in hitrost vrtenja vijaka w:

kje x 0 - faktor izrabe moči pogonskega sistema, katerega vrednost je odvisna od vzletne teže helikopterja m 0:

pri m 0

pri 10 25 ton

pri m 0> 25 ton

Teža glavnega menjalnika:

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

kje Mnv- navor na gredi rotorja,

Lpv- razdalja med osjo glavnega in repnega rotorja.

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

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

Polmer repnega rotorja, ki je glede na vzletno maso helikopterja:

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

kje h 0 je relativna učinkovitost repnega rotorja, ki jo lahko vzamemo za 0,6 ... 0,65.

Navor Mpv ki ga prenaša krmilna gred, je enak:

kjer je frekvenca vrtenja krmilne gredi,

Navor, ki ga prenaša prenosna gred, N ∙ m, pri hitrosti nv= 3000 vrt./min

Utež mv prenosna gred:

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

Utež mitd vmesnega menjalnika je enak:

kje kitd- utežni faktor za vmesno prestavo, enak 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Masa repne prestave, ki vrti repni rotor:

kje kxp- utežni faktor za repno orodje, katerega vrednost je 0,105 kg / (Nm) 0,8

5.7 Teža in glavne dimenzije repnega rotorja se izračunajo glede na njegov potisk Tpv.

Koeficient potiska Cpv repni rotor je enak:

Polnjenje lopatic repnega rotorja spv izračuna se na enak način kot za glavni rotor:

kjer je dopustna vrednost razmerja med koeficientom potiska in polnjenjem repnega rotorja.

Dolžina akorda bpv in raztezek lpv lopatice repnega rotorja se izračunajo po formulah:

kje zpv- število lopatic repnega rotorja.

Teža lopatic repnega rotorja mlr

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

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

kje Ncentralna banka- centrifugalna sila, ki deluje na rezilo,

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

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

5.8 Izračun mase pogonskega sistema helikopterja

Specifična teža pogonskega sistema helikopterja gdv izračunano z empirično formulo:

kje N- moč pogonskega sistema.

Masa pogonskega sistema bo enaka:

5.9 Izračun mase trupa in opreme helikopterja

Masa trupa helikopterja se izračuna po formuli:

kje Sohm- površina oprane površine trupa, ki se določi s formulo:

m 0 - vzletna teža prvega približka,

kf- koeficient enak 1,7.

Teža sistema za gorivo:

kje mT- maso goriva, porabljenega za let,

kmf- utežni koeficient, vzet za sistem za gorivo, enak 0,09.

Masa helikopterskega podvozja je:

kje kw- koeficient teže glede na zasnovo šasije:

Za fiksno ohišje,

Za zložljivo podvozje.

Masa električne opreme helikopterja se izračuna po formuli:

kje Lpv- razdalja med osjo glavnega in repnega rotorja,

zl- število lopatic rotorja,

R- polmer glavnega rotorja,

ll- relativni raztezek lopatic rotorja,

kitd in kE-naslov- utežni faktorji za električne žice in drugo električno opremo, katerih vrednosti so enake:

Teža druge helikopterske opreme:

kje kitd- utežni koeficient, katerega vrednost je 2.

5.10 Izračun vzletne mase helikopterja drugega približka

Masa praznega helikopterja je enaka vsoti mas glavnih enot:

Vzletna teža helikopterja drugega približka m 02 bo enako vsoti:

kje mT- masa goriva,

mgr- masa tovora,

mekv- masa posadke.

6. Opis postavitve helikopterja

Načrtovani helikopter je izdelan po shemi z enim rotorjem z repnim rotorjem, dvema plinskoturbinskima motorjema in dvonosilnimi smučmi. Trup helikopterja okvirnega tipa je sestavljen iz premca in osrednjih delov, repa in končnih nosilcev. V premcu je dvosedežna kabina za posadko, sestavljena iz dveh pilotov. Zasteklitev kokpita zagotavlja dobro vidljivost, desni in levi drsni pretisni omoti so opremljeni z mehanizmi za sprostitev v sili. V osrednjem delu je kabina dimenzij 6,8 x 2,05 x 1,7 m ter centralna drsna vrata dimenzij 0,62 x 1,4 m z mehanizmom za odpiranje v sili. Tovorni prostor je zasnovan za prevoz blaga, težkega do 2 tone, in je opremljen z zložljivimi sedeži za 12 potnikov, pa tudi vozlišči za pritrditev 5 nosil. V potniški različici je v kabini 12 sedežev, nameščenih s korakom 0,5 m in prehodom 0,25 m; na zadnji strani pa je odprtina za zadnja vhodna vrata, sestavljena iz dveh listov.

Repno ogrodje je zakovičen nosilec z delovno prevleko, opremljen z vozlišči za pritrditev nadzorovanega stabilizatorja in repne opore.

Stabilizator velikosti 2,2 m in površine 1,5 m 2 z enoslojno strukturo NACA 0012, z nizom reber ter duraluminijskim in platnenim plaščem.

Dvotočkovne smuči, samoorientirna sprednja opora, dimenzije 500 x 185 mm, glavni nosilci oblikovanega tipa s tekočo-plinskimi dvokomornimi blažilniki dimenzij 865 x 280 mm. Podpora repa je sestavljena iz dveh opornikov, blažilnika in podporne pete; smučarska proga 2m, smučarska baza 3,5m.

Repni rotor s premerom 1,44 m, trikraki, potisni, s kardansko pušo in popolnoma kovinskimi pravokotnimi lopaticami v tlorisu, s tetivo 0,51 m in profilom NACA 230M.

Oprema za instrumentalno letenje v kompleksnih meteoroloških razmerah, podnevi in ponoči, vključuje dva umetna obzorja, dva NV indikatorja hitrosti, kombinirani sistem smeri GMK-1A, avtomatski radijski kompas in radijski višinomer RV-3.

Komunikacijska oprema vključuje ukazne VHF radijske postaje R-860 in R-828, komunikacijske HF radijske postaje R-842 in "Karat", letalski domofon SPU-7.

7. Izračun centriranja helikopterja

Tabela 1. Centrirni list praznega helikopterja

Ime enote	Teža enote, m i, kg	Koordinate x i masno središče enote, m	Statični moment enote M xi	Koordinate y i težišče enote, m	Statični moment enote M yi
1 Nosilni vijak
1.1 Rezila
1.2 Puša
2 Krmilni sistem
2.1 Krmilni sistem za dvig tlaka
2.2 Ročni krmilni sistem
3 Prenos
3.1 Glavni menjalnik
3.2 Vmesni menjalnik
3.3 Zadnji menjalnik
3.4 Prenosna gred
4 Repni rotor
4.1 Rezila
4.2 Puša
5 Pogonski sistem
6 Sistem za gorivo
7 Trup
7.1 Luk (15%)
7.2 Srednji del (50 %)
7.3 Rep (20 %)
7.4 Montaža menjalnika (4%)
7,5 Nape (11%)

8.1 Splošno (82 %)
8.2 Spredaj (16%)
8.3 Podpora za rep (2%)
9 Električna oprema
10 Oprema
10.1 Instrumenti v pilotski kabini (25 %)
10.2 Radijska oprema (27 %)
10.3 Hidravlična oprema (20 %)
10.4 Pnevmatska oprema (6 %)

Izračunajo se statični momenti M cxjaz in M sujaz glede na koordinatne osi:

Koordinate središča mase celotnega helikopterja se izračunajo po formulah:

Tabela 2. Seznam centriranje z največjo obremenitvijo

Ime enote	Teža enote, m i, kg	Koordinate x i masno središče enote, m	Statični moment enote M xi	Koordinate y i težišče enote, m	Statični moment enote M yi
Helikopter
Rezervoarji za gorivo 1 in 2

Tabela 3. Seznam centriranje s 5 % preostalega goriva in polno nosilnostjo

Ime enote	Teža enote, m i, kg	Koordinate x i masno središče enote, m	Statični moment enote M xi	Koordinate y i težišče enote, m	Statični moment enote M yi
Helikopter

Koordinate središča mase praznega helikopterja: x 0 = -0,003, y 0 = -1,4524;

Koordinate središča mase z največjo obremenitvijo: x 0 = 0,0293, y 0 = -2,0135;

Koordinate središča mase s 5 % preostalega goriva in polno nosilnostjo: x 0 = -0,0678; y 0 = -1,7709.

Zaključek

V tem tečajnem projektu so bili narejeni izračuni vzletne teže helikopterja, mase njegovih sestavnih delov in sklopov ter postavitve helikopterja. Med postopkom montaže je bila razčiščena poravnava helikopterja, pred izračunom katere se izdela poročilo o masi na podlagi izračunov teže enot in elektrarne, seznamov opreme, opreme, tovora itd. Namen zasnove je določiti optimalno kombinacijo glavnih parametrov helikopterja in njegovih sistemov, ki zagotavljajo izpolnjevanje navedenih zahtev.

Uvod

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.

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 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 glavnega rotorja helikopterja z enim rotorjem se izračuna po formuli:

kjer je vzletna teža helikopterja, kg;

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

p je specifična obremenitev na območju, ki ga pomete rotor,

Vrednost specifične obremenitve p na površini, ki jo vijak odnese, je izbrana v skladu s priporočili, predstavljenimi v delu / 1 /: kjer je p = 280

Vzamemo polmer rotorja R = 7,9

Kotna hitrost w, s -1, vrtenja glavnega rotorja je omejena z vrednostjo obodne hitrosti wR koncev lopatic, ki je odvisna od vzletne mase helikopterja in je znašala wR = 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:

Kjer je S e = 2,5

Vrednost ekonomske hitrosti na tleh V s se izračuna, km / h:

Vrednost ekonomske hitrosti pri dinamičnem stropu V din, km / h se izračuna:

kjer je I = 1,09 ... 1,10 indukcijski koeficient.

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

kjer je V max = 250 km / h in V dyn = 182,298 km / h - hitrost leta;

wR = 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 s je izračunano za primere letenja pri največjih in ekonomskih hitrostih:

;

Največja vrednost s Vmax in s V dyn se vzame kot izračunana vrednost polnjenja s glavnega rotorja:

sprejemamo

Dolžina tetive b in relativni raztezek l lopatic rotorja bosta enaki:

kjer je z l število lopatic rotorja (z l = 3)

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

kjer je S f površina vodoravne projekcije trupa;

S go - območje vodoravnega repa.

S th = 1,5 m 2.

Za izvedbo bojne naloge in zagotavljanje varnosti letenja mora biti konstrukcija helikopterja dovolj močna in toga. Trdnost pomeni sposobnost konstrukcije, da zazna zunanje obremenitve, ki se pojavljajo med delovanjem, brez zrušitve. Trdnost se razume kot sposobnost konstrukcije, da se upre deformaciji pod obremenitvijo.

Med delovanjem je helikopter izpostavljen različnim vrstam in velikostim obremenitev: statičnim (stalne ali počasi spreminjajoče se skozi čas), dinamičnim (udari in vibracije). Glede na vrsto obremenitve mora imeti konstrukcija ali njen ločen del ustrezno vrsto trdnosti.

Kombinacija zahtevanih vrednosti različni tipi moč, zagotavljanje normalno delo strukture v določenih mejah in rokih imenujemo operativna moč.

Med delovanjem trdnost konstrukcije ne ostane nespremenjena. Velike obremenitve, ki so blizu mejnim, lahko povzročijo trajne deformacije njegovih elementov. Majhne, a ponavljajoče se obremenitve povzročajo razvoj utrujenih razpok, ki oslabijo konstrukcijo. Pojavi se obraba

drgnjeni deli, abrazivna obraba rezil HB, rezila plinskoturbinskih motorjev pod vplivom prahu, peska. Poleg tega za vzdrževanješkoda se vnese v obliki udrtin, prask, sledov, zarez, itd. Vse to vodi v postopno zmanjševanje trdnosti konstrukcije in sili k omejevanju virov (ur letenja) helikopterja.

Med obratovanjem je konstrukcija nenehno izpostavljena temperaturnim ekstremom, padavinam, prahu, sončnemu sevanju itd. Vpliv teh dejavnikov povzroča korozijo konstrukcijskih elementov, razpoke zasteklitev in drugih nekovinskih delov, poškodbe zaščitnih premazov. Posledično je treba omejiti koledarski čas delovanja opreme (življenjska doba).

Tako vsi zgoraj navedeni zunanji dejavniki, ki zmanjšujejo trdnost in poslabšajo zmogljivost konstrukcije, omejujejo njeno trajnost. Trajnost letala je lastnost ohranjanja operativnosti ob upoštevanju vzdrževanja in popravil do določenega mejnega stanja, pri katerem so kršene zahteve glede varnosti letenja in se zmanjša operativna učinkovitost. Viri in življenjska doba služijo kot kazalniki trajnosti.

Ena glavnih nalog tehničnega delovanja letalske opreme je ohranjanje zahtevane trdnosti skozi celotno življenjsko dobo v realnih pogojih.

Splošna načela za izračun moči helikopterja

Standardi trdnosti predvidevajo tudi: negativno preobremenitveno delovanje = -0,5 ob vstopu v načrtovanje, močne lebdeče zavoje helikopterja, učinek navpičnih in bočnih sunkov zraka itd. Vsak projektni primer je odločilen za trdnost posameznega del ali sklop helikopterja.

Upoštevajo se primeri načrtovanja pristanka različne možnosti pristanki: na vseh podporah, samo na glavnih, pristanek s stranskim trkom itd.

Primeri zemeljskega oblikovanja upoštevajo učinek vetra, vleko helikopterja nad nepripravljeno lokacijo itd.

Posebna težava pri izračunu moči helikopterja je, da imajo njegove glavne obremenitve, na primer sile iz lopatic NV, značaj, ki je spremenljiv po velikosti in smeri, kar povzroča nihanja samih lopatic in strukture helikopterja kot cel. Takšno obremenitev se imenuje dinamična. Pri dolgotrajnem delovanju ponavljajočih se obremenitev pride do uničenja konstrukcije pri napetostih, ki so bistveno nižje kot pri stalni, statični obremenitvi. To je posledica pojava utrujenosti materiala.

Standardi trdnosti vsebujejo tudi vse podatke, potrebne za izračun togosti konstrukcije, njene dinamične trdnosti in vira (življenjske dobe).

Koncept izračuna statične trdnosti

Če je obremenitev konstrukcije konstantna ali se spreminja počasi, bodo tudi deformacije in napetosti v njej konstantne ali se spreminjajo postopoma, sorazmerno z obremenitvijo, brez nihajnih procesov. Ta obremenitev se imenuje statična.

Za helikopter je mogoče upoštevati statične obremenitve: potisk glavnega in repnega rotorja; centrifugalne sile rezil; aerodinamične sile krila in repa.

Analiza statične trdnosti vključuje:

- določitev, v skladu s standardi trdnosti, velikosti in narave porazdelitve projektnih obremenitev;
- izdelava diagramov prečnih Q in vzdolžnih N sil, upogibnih in navornih momentov za obravnavani del konstrukcije helikopterja;
- identifikacija najbolj obremenjenih odsekov konstrukcije, pri katerih so možne največje napetosti;
- določanje napetosti v konstrukcijskih elementih in njihova primerjava z destruktivnimi.

Statična trdnost konstrukcije je zagotovljena, če napetosti v njenih elementih ne presegajo destruktivnih vrednosti.

Vendar pa zagotavljanje statične trdnosti še ne zagotavlja varno delovanje helikopter, saj pod vplivom spremenljivih obremenitev v njegovi strukturi nastanejo ustrezne spremenljive napetosti. Te napetosti, ki se prekrivajo s stalnimi, povečajo skupne napetosti in lahko povzročijo tudi utrujenost konstrukcije.

Viri spremenljivih obremenitev helikopterja

Glavne obremenitve helikopterja so spremenljive narave, nenehno se spreminjajo po velikosti in smeri z določenimi frekvencami.

Glavna vira spremenljivih obremenitev sta glavni in repni rotor. Razlog za periodično spreminjanje sil, ki delujejo na lopatice NV, je nenehna sprememba hitrosti in smeri dohodnega toka na njih v različnih azimutih in na različnih odsekih med letenjem helikopterja naprej. Ko se rezilo med svojim vrtenjem premakne proti toku, ki prihaja proti helikopterju, se skupna hitrost njegovega toka okoli njega poveča, ko se premakne nazaj, pa se, nasprotno, zmanjša. Ker so aerodinamične sile sorazmerne s kvadratom hitrosti toka, se tudi dvig Ul in upor Chl rezila nenehno spreminjata. To povzroči tresenje rezil v navpični ravnini in nihanje v ravnini vrtenja.

Med mahajočim gibanjem se središča mase lopatic občasno približujejo in odmikajo od osi propelerja, kar povzroči pojav spremenljivih Coriolisovih sil, ki delujejo v ravnini vrtenja. Te sile povzročajo tudi vibriranje rezil v ravnini vrtenja.

Vse te izmenične sile se prenašajo na pesto HB in nato skozi propelersko gred in menjalnik na trup helikopterja, zaradi česar le-ta vibrira v navpični in vodoravni ravnini. Amplitude spremenljivih sil, ki jih prenašajo rezila, so lahko na tisoče Newtonov, pri težkih helikopterjih pa desetine tisoč. Frekvence teh sil so večkratniki hitrosti propelerja, pomnožene s številom lopatic.

Slabo ravnotežje in nezoženost rezil sta lahko dodatni vir spremenljivih sil. Slabo uravnoteženje je v neenakih statičnih momentih rezil, kar povzroča neravnovesje v njihovih centrifugalnih silah. Nekoničnost se kaže v različnih amplitudah nihajnega gibanja rezil zaradi razlik v zunanjih oblikah, torzijske togosti ali nenatančne nastavitve kotov nastavitve. Iz istih razlogov se pojavljajo spremenljive sile repnega rotorja.

Izračun vzletne teže helikopterja prvega približka. K izračunu značilnosti letenja helikopterja v fazi projektiranja Izračun glavnih parametrov in razvoj postavitve helikopterja

Splošna načela za izračun moči helikopterja

Koncept izračuna statične trdnosti

Viri spremenljivih obremenitev helikopterja

Priljubljeno