në shtëpi » regjistrimin » Llogaritja e peshës së ngritjes së një helikopteri të përafrimit të parë. Për llogaritjen e karakteristikave të fluturimit të një helikopteri në fazën e projektimit Llogaritja e parametrave kryesorë dhe zhvillimi i paraqitjes së helikopterit

Llogaritja e peshës së ngritjes së një helikopteri të përafrimit të parë. Për llogaritjen e karakteristikave të fluturimit të një helikopteri në fazën e projektimit Llogaritja e parametrave kryesorë dhe zhvillimi i paraqitjes së helikopterit

PREZANTIMI

Dizajni i helikopterit është një proces kompleks që zhvillohet me kalimin e kohës, i ndarë në faza dhe faza të ndërlidhura të projektimit. Avioni i krijuar duhet të takohet kërkesa teknike dhe në përputhje me karakteristikat teknike dhe ekonomike të specifikuara në termat e referencës për projektimin. Termat e referencës përmbajnë përshkrimin fillestar të helikopterit dhe karakteristikat e tij të performancës, duke ofruar të larta efikasiteti ekonomik dhe konkurrueshmëria e makinës së projektuar, përkatësisht: kapaciteti mbajtës, shpejtësia e fluturimit, diapazoni, tavani statik dhe dinamik, burimi, qëndrueshmëria dhe kostoja.

Termat e referencës përcaktohen në fazën e kërkimit para projektit, gjatë së cilës kryhet një kërkim për patentë, analiza e zgjidhjeve teknike ekzistuese, punë kërkimore dhe zhvillimore. Detyra kryesore e hulumtimit para-projektues është kërkimi dhe verifikimi eksperimental i parimeve të reja të funksionimit të objektit të projektuar dhe elementeve të tij.

Në fazën e projektimit paraprak, zgjidhet një skemë aerodinamike, formohet pamja e helikopterit dhe kryhet llogaritja e parametrave kryesorë për të siguruar arritjen e performancës së specifikuar të fluturimit. Këto parametra përfshijnë: masën e helikopterit, fuqinë sistemi i shtytjes, dimensionet e rotorit kryesor dhe të bishtit, masa e karburantit, masa e instrumenteve dhe pajisjeve speciale. Rezultatet e llogaritjes përdoren në zhvillim diagrami i paraqitjes helikopter dhe përpilimi i një bilanc për të përcaktuar pozicionin e qendrës së masës.

Dizajni i njësive individuale dhe përbërësve të helikopterit, duke marrë parasysh zgjidhjet teknike të zgjedhura, kryhet në fazën e zhvillimit të një projekti teknik. Në të njëjtën kohë, parametrat e njësive të projektuara duhet të plotësojnë vlerat që korrespondojnë me projektin e projektimit. Disa nga parametrat mund të rafinohen për të optimizuar dizajnin. Në projektimi teknik Kryhen forca aerodinamike dhe llogaritjet kinematike të njësive, si dhe zgjedhja e materialeve strukturore dhe skemat e projektimit.

Në fazën e projektimit të detajuar, ekzekutimi i vizatimeve të punës dhe montimit të helikopterit, specifikimet, listat e zgjedhjes dhe të tjera. dokumentacioni teknik në përputhje me standardet e pranuara

Ky punim paraqet një metodologji për llogaritjen e parametrave të një helikopteri në fazën e projektimit paraprak, i cili përdoret për të përfunduar një projekt kursi në disiplinën "Dizajnimi i helikopterit".

1. Llogaritja e peshës së ngritjes së një helikopteri të përafrimit të parë

ku është masa e ngarkesës, kg;

Pesha e ekuipazhit, kg.

Gama e fluturimit

2. Llogaritja e parametrave rotor helikopter

2.1 Rrezja R, m, rotori kryesor i helikopterit me një rotor llogaritur me formulën:

ku është pesha e ngritjes së helikopterit, kg;

g - nxitimi i rënies së lirë i barabartë me 9,81 m/s 2;

fq - ngarkesa specifike në zonën e fshirë nga rotori kryesor,

=3,14.

Vlera specifike e ngarkesës fq për zonën e fshirë nga vidha zgjidhet sipas rekomandimeve të paraqitura në veprën /1/: ku fq= 280

Ne pranojmë rrezen e rotorit kryesor të barabartë me R= 7.9

Shpejtësia këndore , s -1, rrotullimi i rotorit kryesor është i kufizuar nga shpejtësia rrethore R skajet e teheve, e cila varet nga pesha e ngritjes së helikopterit dhe arriti në R= 232 m/s.

C-1.

RPM

2.2 Dendësia relative e ajrit në tavanet statike dhe dinamike

2.3 Llogaritja e shpejtësisë ekonomike pranë tokës dhe në tavan dinamik

Zona relative e pllakës ekuivalente të dëmshme përcaktohet:

ku S uh= 2.5

Është llogaritur vlera e shpejtësisë ekonomike pranë tokës V h, km/h:

ku Unë = 1,09…1,10 - koeficienti i induksionit.

km/h.

Është llogaritur vlera e shpejtësisë ekonomike në tavanin dinamik V din, km/h:

ku Unë = 1,09…1,10 - koeficienti i induksionit.

km/h.

2.4 Llogariten vlerat relative të maksimumit dhe ekonomik në tavanin dinamik Shpejtësia e fluturimit horizontal:

ku V maksimumi=250 km/h dhe V din\u003d 182.298 km / orë - shpejtësia e fluturimit;

R=232 m/s - shpejtësia periferike e teheve.

2.5 Llogaritja e raporteve të lejuara të koeficientit të shtytjes me mbushjen e rotorit kryesor për shpejtësinë maksimale pranë tokës dhe për shpejtësinë ekonomike në tavanin dinamik:

në

2.6 Koeficientët e shtytjes së rotorit kryesor pranë tokës dhe në tavanin dinamik:

2.7 Llogaritja e mbushjes së rotorit kryesor:

Mbushja e rotorit llogaritur për rastet e fluturimit me shpejtësi maksimale dhe ekonomike:

Si një vlerë mbushëse e vlerësuar rotorit, vlera më e madhe është marrë nga Vmax dhe V din:

Pranoje

gjatësia e kordës b dhe zgjatim fletët e rotorit do të jenë të barabarta me:

Ku zl është numri i teheve të rotorit (zl = 3)

2.8 Rritje relative e shtytjes së rotorit kryesor për të kompensuar tërheqjen aerodinamike të gypit dhe bishtit horizontal:

ku Sf është zona e projeksionit horizontal të gypit;

S th - zona e bishtit horizontal.

S f \u003d 10 m 2;

S shkoni \u003d 1,5 m 2.

3. Llogaritja e fuqisë së sistemit shtytës të helikopterit.

3.1 Llogaritja e fuqisë kur rri pezull në një tavan statik:

Fuqia specifike e kërkuar për të drejtuar rotorin kryesor në modalitetin e pezullimit në një tavan statistikor llogaritet me formulën:

ku N H rr- fuqia e kërkuar, W;

m 0 - pesha e ngritjes, kg;

g - nxitimi i rënies së lirë, m/s 2;

fq - ngarkesa specifike në zonën e fshirë nga rotori kryesor, N / m 2;

rr - dendësia relative e ajrit në lartësinë e tavanit statik;

0 - efikasiteti relativ rotori kryesor në modalitetin e lëvizjes ( 0 =0.75);

Rritja relative e shtytjes së rotorit kryesor për të balancuar tërheqjen aerodinamike të gypit dhe bishtit horizontal:

3.2 Llogaritja e fuqisë specifike në fluturimin në nivel me shpejtësi maksimale

Fuqia specifike e kërkuar për të drejtuar rotorin kryesor në fluturimin e nivelit me shpejtësi maksimale llogaritet me formulën:

ku është shpejtësia periferike e skajeve të teheve;

Pllakë relative ekuivalente e dëmshme;

Unë uh- Koeficienti i induksionit, i përcaktuar në varësi të shpejtësisë së fluturimit sipas formulave të mëposhtme:

Me km/h,

Me km/h

3.3 Llogaritja e fuqisë specifike në fluturim në një tavan dinamik me shpejtësi ekonomike

Fuqia specifike për të drejtuar rotorin kryesor në një tavan dinamik është:

ku din- dendësia relative e ajrit në tavanin dinamik,

V din- shpejtësia ekonomike e helikopterit në tavanin dinamik,

3.4 Llogaritja e fuqisë specifike gjatë fluturimit pranë tokës me shpejtësi ekonomike në rast të dështimit të një motori gjatë ngritjes

Fuqia specifike e kërkuar për të vazhduar ngritjen me shpejtësi ekonomike në rast të dështimit të një motori llogaritet me formulën:

ku është shpejtësia ekonomike pranë tokës,

3.5 Llogaritja e fuqive specifike të reduktuara për raste të ndryshme fluturimi

3.5.1 Fuqia specifike e reduktuar kur rri pezull në një tavan statik është:

ku është karakteristika specifike e mbytjes, e cila varet nga lartësia e tavanit statik H rr dhe llogaritet me formulën:

0 - faktori i përdorimit të fuqisë së sistemit të shtytjes në modalitetin e fluturimit, vlera e të cilit varet nga pesha e ngritjes së helikopterit m 0 :

Në m 0 < 10 тонн

Në 10 25 ton

Në m 0 > 25 ton

3.5.2 Fuqia specifike e reduktuar në fluturimin në nivel me shpejtësi maksimale është:

ku është faktori i përdorimit të energjisë në shpejtësinë maksimale të fluturimit,

Karakteristikat e mbytjes së motorëve, në varësi të shpejtësisë së ajrit V maksimumi :

3.5.3 Fuqia specifike e reduktuar në fluturim në tavan dinamik me shpejtësi ekonomike V din është e barabartë me:

ku është faktori i përdorimit të energjisë në shpejtësinë ekonomike të fluturimit,

dhe - nivelet e mbytjes së motorit në varësi të lartësisë së tavanit dinamik H dhe shpejtësia e fluturimit V din sipas karakteristikave të mëposhtme të mbytjes:

3.5.4 Fuqia specifike e reduktuar gjatë fluturimit pranë tokës me një shpejtësi ekonomike në rast të dështimit të një motori në ngritje është e barabartë me:

ku është faktori i përdorimit të energjisë në shpejtësinë ekonomike të fluturimit,

Shkalla e mbytjes së motorit në modalitetin e emergjencës,

n =2 - numri i motorëve të helikopterit.

3.5.5 Llogaritja e fuqisë së kërkuar të sistemit shtytës

Për të llogaritur fuqinë e kërkuar të sistemit të shtytjes, zgjidhet vlera maksimale e fuqisë specifike të reduktuar:

Fuqia e nevojshme N Sistemi i shtytjes së helikopterit do të jetë i barabartë me:

ku m 0 1 - pesha e ngritjes së helikopterit,

g = 9,81 m 2 / s - nxitimi i rënies së lirë.

3.6 Zgjedhja e motorëve

Ne pranojmë dy motorë turbobosht VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) me një fuqi totale të secilit N\u003d 1,405 10 6 W

Motori VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) është menduar për instalim në helikopterët e gjeneratës së re, si dhe për zëvendësimin e motorëve në helikopterët ekzistues për të përmirësuar performancën e tyre të fluturimit. Ajo u krijua në bazë të një motori të certifikuar serial TV3-117VMA dhe prodhohet në Ndërmarrjen Federale Unitare të Shtetit "Uzina me emrin V.Ya. Klimov".

4. Llogaritja e masës së karburantit

Për të llogaritur masën e karburantit që siguron një gamë të caktuar fluturimi, është e nevojshme të përcaktohet shpejtësia e lundrimit V kr. Llogaritja e shpejtësisë së lundrimit kryhet me metodën e përafrimeve të njëpasnjëshme në sekuencën e mëposhtme:

a) merret vlera e shpejtësisë së lundrimit të përafrimit të parë:

km/h;

b) llogaritet koeficienti i induksionit Unë uh:

Me km/h

c) përcaktohet fuqia specifike e nevojshme për të drejtuar rotorin kryesor në fluturim në modalitetin e lundrimit:

ku është vlera maksimale e fuqisë specifike të reduktuar të sistemit të shtytjes,

Koeficienti i ndryshimit të fuqisë në varësi të shpejtësisë së fluturimit V kr 1, e llogaritur me formulën:

d) Shpejtësia e lundrimit të përafrimit të dytë llogaritet:

e) Devijimi relativ i shpejtësive të përafrimit të parë dhe të dytë përcaktohet:

Kur shpejtësia e lundrimit të përafrimit të parë rafinohet V kr 1 , merret e barabartë me shpejtësinë e llogaritur të përafrimit të dytë . Pastaj llogaritja përsëritet nga pika b) dhe përfundon në kushtin .

Konsumi specifik i karburantit llogaritet me formulën:

ku është koeficienti i ndryshimit në konsumin specifik të karburantit në varësi të mënyrës së funksionimit të motorëve,

Koeficienti i ndryshimit në konsumin specifik të karburantit në varësi të shpejtësisë së fluturimit,

Konsumi specifik i karburantit në modalitetin e ngritjes.

Në rastin e fluturimit në modalitetin e lundrimit, pranohen sa vijon:

në kW;

Në kW.

kg/wh,

Masa e karburantit të shpenzuar në fluturim m T do të jetë e barabartë me:

ku është fuqia specifike e konsumuar në shpejtësinë e lundrimit,

Shpejtësia e lundrimit,

L - diapazoni i fluturimit.

5. Përcaktimi i masës së komponentëve dhe montimeve të helikopterit.

5.1 Masa e teheve kryesore të rotorit përcaktohet nga formula:

ku R - rrezja e rotorit,

- mbushja e rotorit kryesor,

kg,

5.2 Masa e qendrës kryesore të rotorit llogaritet me formulën:

ku k e martë- koeficienti i peshës së tufave të modeleve moderne,

k l- koeficienti i ndikimit të numrit të teheve në masën e tufave.

Ju mund të merrni parasysh:

kg/kN,

prandaj, si rezultat i transformimeve, marrim:

Për të përcaktuar masën e shpërndarësit kryesor të rotorit, është e nevojshme të llogaritet forca centrifugale që vepron në tehe N CB(në kN):

KN,

kg.

5.3 Masa e sistemit të kontrollit përforcues, i cili përfshin pllakën swashplate, përforcuesit hidraulikë, sistemi kryesor i kontrollit hidraulik të rotorit llogaritet me formulën:

ku b- korda e tehut,

k boo- koeficienti i peshës së sistemit të kontrollit përforcues, i cili mund të merret i barabartë me 13.2 kg/m3.

kg.

5.4 Pesha e sistemit të kontrollit manual:

ku k RU- koeficienti i peshës së sistemit të kontrollit manual, i marrë për helikopterët me një rotor të barabartë me 25 kg/m.

kg.

5.5 Masa e kutisë së shpejtësisë kryesore varet nga çift rrotullimi në boshtin kryesor të rotorit dhe llogaritet me formulën:

ku k ed- koeficienti i peshës, vlera mesatare e të cilit është 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Çift rrotullues maksimal në boshtin kryesor të rotorit përcaktohet përmes fuqisë së reduktuar të sistemit të shtytjes N dhe shpejtësia e vidës :

ku 0 - faktori i përdorimit të fuqisë së sistemit të shtytjes, vlera e të cilit merret në varësi të peshës së ngritjes së helikopterit m 0 :

Në m 0 < 10 тонн

Në 10 25 ton

Në m 0 > 25 ton

N m

Masa e kutisë së shpejtësisë kryesore:

kg.

5.6 Për të përcaktuar masën e njësive të drejtimit të rotorit të bishtit, llogaritet shtytja e tij T rv :

ku M nv- çift rrotullues në boshtin e rotorit,

L rv- distanca midis akseve të vidhave kryesore dhe të bishtit.

Distanca midis akseve të vidhave kryesore dhe të bishtit është e barabartë me shumën e rrezeve dhe hapësirës së tyre midis skajeve të teheve të tyre:

ku - hendeku i marrë i barabartë me 0,15 ... 0,2 m,

Rrezja e rotorit të bishtit, e cila, në varësi të peshës së ngritjes së helikopterit, është:

në t,

Në t.

Fuqia N rv, e shpenzuar në rrotullimin e rotorit të bishtit, llogaritet me formulën:

ku 0 - efikasiteti relativ i rotorit të bishtit, i cili mund të merret i barabartë me 0,6 ... 0,65.

Çift rrotullues M rv transmetuar nga boshti drejtues është i barabartë me:

N m

ku është frekuenca e rrotullimit të boshtit të drejtimit,

me -1,

Çift rrotullues i transmetuar nga boshti i transmisionit, N m, me një shpejtësi rrotullimi n v= 3000 rpm barazohet me:

N m

Pesha m v boshti i transmisionit:

kuk v- faktori i peshës për boshtin e transmisionit, i cili është i barabartë me 0,0318 kg / (Nm) 0,67.

Pesha m etj ingranazhi i ndërmjetëm është i barabartë me:

ku k etj- faktori i peshimit për kutinë e marsheve të ndërmjetme, i barabartë me 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Pesha e ingranazhit të bishtit që rrotullon rotorin e bishtit:

ku k xp- faktori i peshës për marshin e bishtit, vlera e të cilit është 0,105 kg/(Nm) 0,8

kg.

5.7 Masa dhe dimensionet kryesore të rotorit të bishtit llogariten në varësi të shtytjes së tij T rv .

Koeficienti i shtytjes C rv Rotori i bishtit është i barabartë me:

Mbushja e tehut të rotorit të bishtit rv llogaritur në të njëjtën mënyrë si për rotorin kryesor:

ku është vlera e lejuar e raportit të koeficientit të shtytjes me mbushjen e rotorit të bishtit.

gjatësia e kordës b rv dhe zgjatim rv Tehet e rotorit të bishtit llogariten me formulat:

ku z rv- numri i teheve të rotorit të bishtit.

Pesha e teheve të rotorit të bishtit m LR llogaritur me formulën empirike:

Vlera e forcës centrifugale N cbr duke vepruar në tehet e rotorit të bishtit dhe të perceptuar nga menteshat e shpërndarësit,

Pesha e qendrës së rotorit të bishtit m e marte llogaritur duke përdorur të njëjtën formulë si për rotorin kryesor:

ku N CB- forca centrifugale që vepron në teh,

k e martë- koeficienti i peshës për mëngën, marrë i barabartë me 0,0527 kg/kN 1,35

k z- faktori i peshimit në varësi të numrit të teheve dhe i llogaritur me formulën:

5.8 Llogaritja e masës së sistemit shtytës të helikopterit

Graviteti specifik i sistemit të shtytjes së helikopterit dv llogaritur me formulën empirike:

ku N- fuqia e sistemit shtytës.

Masa e sistemit të shtytjes do të jetë e barabartë me:

kg.

5.9 Llogaritja e masës së trupit të trupit dhe pajisjeve të helikopterit

Masa e trupit të helikopterit llogaritet me formulën:

ku S ohm- zona e sipërfaqes së larë të gypit, e cila përcaktohet nga formula:

M 2,

m 0 - pesha e ngritjes së përafrimit të parë,

k f- koeficienti i barabartë me 1.7.

kg,

Pesha e sistemit të karburantit:

ku m T- masa e karburantit të shpenzuar në fluturim,

k ts- faktori i peshimit i marrë për sistemin e karburantit të barabartë me 0.09.

kg,

Masa e pajisjes së uljes së helikopterit është:

ku k w- faktori i peshës në varësi të modelit të shasisë:

Për pajisjet e uljes që nuk tërhiqen,

Për pajisje uljeje të anulueshme.

kg,

Masa e pajisjeve elektrike të helikopterit llogaritet me formulën:

ku L rv- distanca midis akseve të vidhave kryesore dhe të bishtit,

z l- numri i teheve të rotorit,

R - rrezja e rotorit,

l- zgjatja relative e teheve kryesore të rotorit,

k etj dhe k email- koeficientët e peshës për telat elektrikë dhe pajisjet e tjera elektrike, vlerat e të cilave janë të barabarta me:

kg,

Masa e pajisjeve të tjera të helikopterit:

ku k etj- koeficienti i peshës, vlera e të cilit është e barabartë me 2.

kg.

5.10 Llogaritja e masës së ngritjes së helikopterit me përafrim të dytë

Masa e një helikopteri bosh është e barabartë me shumën e masave të njësive kryesore:

Pesha e ngritjes së helikopterit të përafrimit të dytë m 02 do të jetë e barabartë me shumën:

ku m T - masa e karburantit,

m gr- masa e ngarkesës,

m eq- masa e ekuipazhit.

kg,

6. Përshkrimi i paraqitjes së helikopterit

Helikopteri i projektuar është bërë sipas një skeme me një rotor me një rotor bishti, dy motorë turbinash me gaz dhe ski me dy mbajtëse. Trupi i helikopterit të strukturës së kornizës përbëhet nga hunda dhe pjesët qendrore, bishti dhe trarët fundorë. Në hark ka një kabinë ekuipazhi me dy vende, e përbërë nga dy pilotë. Lustrimi i kabinës ofron rishikim i mirë, flluska rrëshqitëse djathtas dhe majtas janë të pajisura me mekanizma çlirimi emergjent. Në pjesën qendrore ka një kabinë me përmasa 6.8 x 2.05 x 1.7 m, dhe një derë qendrore rrëshqitëse me përmasa 0.62 x 1.4 m me mekanizëm rënie emergjente. kabina e ngarkesaveËshtë projektuar për transportin e mallrave me peshë deri në 2 tonë dhe është i pajisur me ndenjëse të palosshme për 12 pasagjerë, si dhe nyje për ngjitjen e 5 barelave. Në versionin e pasagjerëve, në kabinë vendosen 12 vende, të instaluara me një hap prej 0.5 m dhe një kalim 0.25 m; dhe në pjesën e pasme ka një hapje për derën e hyrjes së pasme, e përbërë nga dy krahë.

Boomi i bishtit i konstruksionit me thumba të tipit me fije rreze me një lëkurë pune është i pajisur me nyje për bashkimin e një stabilizuesi të kontrolluar dhe një mbështetëse bishti.

Stabilizues me madhësi 2.2 m dhe sipërfaqe 1.5 m 2 me një profil NACA 0012 të një dizajni të vetëm, me një grup brinjësh dhe mbështjellës duralumini dhe pëlhure.

Mbështetje e dyfishtë, ski, mbështetëse e përparme vetëorientuese, dimensionet 500 x 185 mm, tipi në formë mbajtëse kryesore me amortizues me dy dhoma me gaz të lëngshëm, përmasat 865 x 280 mm. Mbështetja e bishtit përbëhet nga dy shirita, një amortizues dhe një thembër mbështetës; Pista e skijimit 2m, baza e skijimit 3.5m.

Rotori kryesor me tehe të varura, amortizues hidraulikë dhe amortizues vibrimi lavjerrës, të montuar me një pjerrësi përpara 4° 30". Tehet janë drejtkëndëshe në plan me një kordë prej 0,67 m dhe profile NACA 230 dhe një kthesë gjeometrike prej 5%, maja shpejtësia e teheve është 200 m/s, tehet janë të pajisura me një sistem alarmi vizual të dëmtimit të sparit dhe një pajisje elektrotermike kundër ngrirjes.

Rotori i bishtit me diametër 1.44 m është me tre tehe, shtytës, me mëngë të tipit kardan dhe tehe tërësisht metalike në formë drejtkëndëshe në plan, me kordë 0.51 m dhe profil NACA 230M.

Termocentrali përbëhet nga dy motorë me turbobosht me gaz me një turbinë të lirë VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) të St. V.Ya.Klimov me një fuqi totale prej çdo N = 1405 W, i instaluar në majë të gypit dhe i mbyllur nga një kapuç i zakonshëm me dyer hapëse. Motori ka një kompresor boshtor me nëntë faza, një dhomë djegieje të tipit unazor dhe një turbinë me dy faza. Motorët janë të pajisur me pajisje mbrojtëse nga pluhuri.

Transmetimi përbëhet nga kutitë kryesore, të ndërmjetme dhe të pasme, boshtet e frenave, rotori kryesor. Kutia kryesore e marsheve VR-8A është me tre faza, siguron transmetimin e energjisë nga motorët në rotorin kryesor, rotorin e bishtit dhe tifozin për ftohje, ftohësit e vajit të motorit dhe kutinë kryesore të marsheve; kapaciteti i përgjithshëm i sistemit të vajit është 60 kg.

Kontrolli është i dyfishtë, me instalime elektrike të ngurtë dhe kabllor dhe përforcues hidraulikë të drejtuar nga sistemet hidraulike kryesore dhe rezervë. Autopiloti me katër kanale AP-34B siguron stabilizimin e helikopterit në fluturim për sa i përket rrotullimit, drejtimit, hapit dhe lartësisë. Sistemi kryesor hidraulik siguron energji për të gjitha njësitë hidraulike, dhe ai rezervë - vetëm përforcuesit hidraulikë.

Sistemi i ngrohjes dhe ventilimit siguron furnizimin me ajër të nxehtë ose të ftohtë në kabinat e ekuipazhit dhe të pasagjerëve, sistemi kundër ngrirjes mbron tehet kryesore dhe të pasme të rotorit, dritaret e përparme të kabinës së ekuipazhit dhe hyrjet e ajrit të motorit nga ngrirja.

Pajisjet për fluturimin me instrumente në kushte të vështira meteorologjike ditën dhe natën përfshijnë dy horizonte artificiale, dy tregues shpejtësie HB, të kombinuara sistemi i kursit të këmbimit GMK-1A, radio busull automatike, radio altimeter RV-3.

Pajisjet e komunikimit përfshijnë stacione radio komanduese R-860 dhe R-828 VHF, radio stacione të komunikimit R-842 dhe Karat HF, intercom të avionëve SPU-7.

7. Llogaritja e bilancit të helikopterit

Tabela 1. Bilanci i zbrazët i helikopterit

Emri i njësisë	njësi e peshës, m i, kg	Koordinoni x i qendra e masës së njësisë, m	Momenti statik i njësisë M xi	Koordinoni y i qendra e masës së njësisë, m	Momenti statik i njësisë M yi
1 rotor kryesor
1.1 Blades
1.2 Mëngë
2 Sistemi i kontrollit
2.1 Sistemi i kontrollit përforcues
2.2 Sistemi i kontrollit manual
3 Transmetimi
3.1 Kutia kryesore e marsheve
3.2 Kuti ingranazhi i ndërmjetëm
3.3 Ingranazhet e bishtit
3.4 Boshti i transmisionit
4 Vidë bishti
4.1 Blades
4.2 Mëngë
5 Sistemi i shtytjes
6 Sistemi i karburantit
7 Trupi trupor
7.1 hark (15%)
7.2 Pjesa e mesme (50%)
7.3 Seksioni i bishtit (20%)
7.4 Rregullimi i kutisë së marsheve (4%)
7,5 kapuç (11%)

8.1 kryesore (82%)
8.2 Përpara (16%)
8.3 Mbështetja e bishtit (2%)
9 Pajisje elektrike
10 Pajisjet
10.1 Instrumente në kabinë (25%)
10.2 Pajisje radio (27%)
10.3 Pajisje hidraulike (20%)
10.4 Pajisje pneumatike (6%)

Llogariten momentet statike M cx i dhe M su i në lidhje me boshtet koordinative:

Koordinatat e qendrës së masës së të gjithë helikopterit llogariten me formula :

Tabela 2. Lista e përqendrimit me ngarkesë maksimale

Tabela 3. Lista e qendrës me 5% karburant të mbetur dhe ngarkesë të plotë komerciale

Qendra e koordinatave të masës helikopter bosh: x0 = -0,003; y0 = -1,4524;

Qendra e koordinatave të masës me ngarkesë maksimale: x0 =0,0293; y0 = -2,0135;

Koordinatat e qendrës së masës me 5% karburant të mbetur dhe ngarkesë të plotë i ngushtë: x 0 \u003d -0,0678; y 0 = -1,7709.

konkluzioni

Në këtë projekt kursi, u kryen llogaritjet e peshës së helikopterit në ngritje, masës së përbërësve dhe montimeve të tij, si dhe shtrirjes së helikopterit. Gjatë procesit të shtrirjes u sqarua bilanci i helikopterit, llogaritja e të cilit paraprihet nga përgatitja e një raporti të peshës bazuar në llogaritjet e peshës së njësive dhe termocentralit, listat e pajisjeve, pajisjeve, ngarkesave, etj. Qëllimi i projektimit është të përcaktojë kombinimin optimal të parametrave kryesorë të helikopterit dhe sistemeve të tij që sigurojnë përmbushjen e kërkesave të specifikuara.

Për llogaritjen e karakteristikave të fluturimit të helikopterit në fazën e projektimit

Në botimet e tij në vitet 1999-2000. revista "AON" ka ngritur vazhdimisht çështjen e përshtatshmërisë së zhvillimit dhe prodhimit të helikopterëve të klasave të ndryshme në Ukrainë. Pas konferencës shkencore-praktike "Perspektiva e helikopterit ukrainas me shumë qëllime të shekullit XXI", organizuar në bazë të SH.PK "Aviaimpeks" në tetor 1999, ka pasur disa përparime në zgjidhjen e këtij problemi. Aktualisht, një sërë projektesh për zhvillimin dhe prodhimin e helikopterëve të lehtë janë duke u zbatuar në Ukrainë. Disa mostra dhe modele të helikopterëve të projektuar u prezantuan në shfaqjet ajrore Aviamir-XXI në 1999 dhe 2000.

Veçanërisht na bëri përshtypje një letër e V.N. Alekseev nga Dnepropetrovsk ("AON" nr. 12, 1999), në të cilën ai bëri thirrje për krijimin e bazës së nevojshme teorike dhe shkencore të nevojshme për zhvillimin e ndërtimit të helikopterëve në shtetin tonë. Kjo duhet bërë sepse firmat e specializuara të helikopterëve, institutet kërkimore dhe universitetet që do të përfshiheshin thellësisht në kërkime teorike dhe eksperimentale në fushat e llogaritjeve aerodinamike dhe të forcës, dinamikës së lëvizjes, sistemeve të kontrollit, etj. në lidhje me një helikopter, aktualisht në Ukrainë nuk ka asnjë. Në të njëjtën kohë, firmat e huaja paguajnë vëmendje e madhe krijimi i qendrave të modelimit dhe zhvillimi i modeleve matematikore efektive, duke investuar fonde të konsiderueshme në këtë.

Në fazën e projektimit paraprak (projektimi paraprak), kur përcaktohen zgjidhjet bazë të projektimit, përcaktohen parametrat aerodinamikë dhe pesha e helikopterit, njësitë dhe sistemet e tij, është e nevojshme të gjendet zona gjeometrike dhe kinematike. parametrat e rotorit kryesor dhe bisht, sipas të cilave plotësohet performanca e fluturimit e përcaktuar në kërkesat taktike dhe teknike.karakteristikat teknike të helikopterit të ardhshëm. Në të njëjtën kohë, është e nevojshme të përdoren maksimalisht të dhënat statistikore për analogët vendas (sovjetikë) dhe të huaj, si dhe metodat moderne matematikore dhe modelet e llogaritjes.

Në procesin e projektimit të helikopterëve, ka gjithmonë disa faza të ndërmjetme që duhet të arrihen brenda një afati kohor të përcaktuar rreptësisht me një kosto të caktuar. Shkelja e kufizimeve kalendarike ose buxhetore mund të çojë në pasojat më të rënda si për projektin ashtu edhe për organizatën e projektimit. Figura 1 tregon rritjen e kostos për të bërë ndryshime në projekt avion në faza të ndryshme të krijimit të tij, gjë që tregon rëndësinë dhe përgjegjësinë e vendimeve të marra në fazën e projektimit paraprak.

Në këtë artikull, autorët propozojnë një metodë numerike për llogaritjen e karakteristikave kryesore të fluturimit të një helikopteri, bazuar në qasjen e njohur për llogaritjen aerodinamike të një helikopteri duke përdorur metodën Mil-Yaroshenko. Ndryshe nga metoda grafike-analitike Mil-Yaroshenko, qasja e propozuar lejon zgjidhjen numerike të problemit të llogaritjes aerodinamike të një plan urbanistik të thjeshtuar të përbërë nga një rotor kryesor dhe bisht, bazuar në ekuacionet e teorisë së impulsit Glauert-Locke.

1. Deklarata e problemit. Raportet bazë

Ne konsiderojmë një fluturim të qëndrueshëm drejt të një helikopteri me kënde të vogla të pjerrësisë së trajektores. Me një shpejtësi të caktuar të rotorit kryesor (HB), ne konsiderojmë se shtytja e tij balancon peshën e helikopterit. Është e mundur të ndryshohet projeksioni i forcës rezultante HB në drejtimin e lëvizjes së helikopterit vetëm duke ndryshuar këndin e sulmit të rotorit kryesor (Fig. 2). Për të ruajtur ekuilibrin e forcave përgjatë vertikales, është e nevojshme të ndryshoni këndin e hapit të përbashkët HB dhe fuqinë e transmetuar në helikë.

Ne shkruajmë ekuacionin e lëvizjes së një helikopteri në fluturim horizontal të qëndrueshëm si më poshtë:

Ekuacioneve (1) i shtojmë një ekuacion që shpreh barazinë e fuqive në boshtin NV Nn dhe termocentralin e helikopterit Nsu

ku x është faktori i humbjes së fuqisë.

Këndi ndërmjet drejtimit të rezultantit dhe vektorit normal ndaj shpejtësisë mund të përcaktohet nga relacioni

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

Koeficienti i tërheqjes së dëmshme të helikopterit, lidhur me zonën e fshirë HB;

Koeficient

mbushje HB;

Shpejtësia rrethore e skajit të tehut HB.

Këndi i prirjes së forcës rezultante HB të kërkuar për fluturimin horizontal gjendet nga ekuacioni i parë i sistemit (4)

Këndi maksimal i prirjes së trajektores me një ngjitje të qëndrueshme gjendet nga marrëdhënia:

ku është vlera e këndit të prirjes së rezultantes kur përdoret e gjithë fuqia e disponueshme e termocentralit në një modalitet të caktuar fluturimi.

Detyra e llogaritjes është të përcaktojë këndin e kërkuar të prirjes së rezultantit për çdo mënyrë fluturimi në gjendje të qëndrueshme të helikopterit. Modaliteti i fluturimit të helikopterit përcaktohet nga lartësia e fluturimit H, koeficienti i modalitetit të helikës m ose shpejtësia relative e fluturimit. Shpejtësitë vertikale të një ngjitjeje të qëndrueshme gjenden me formulë

Vlerat e koeficientëve të forcës gjatësore dhe çift rrotullues NV të përfshira në formulat (3), (4) u përcaktuan nga formulat e punimeve. Këto formula janë si më poshtë:

Koeficienti i perkolimit

(8)

Këndi i sulmit HB

Faktori i çift rrotullues HB

Koeficienti i forcës gjatësore

Të përfshira në ekuacionet (10) dhe (11), koeficientët e harmonikëve të parë të lëvizjeve të përplasjes së tehut u gjetën duke përdorur formulat e thjeshtuara (12) - (14).

Vlera e koeficientit të humbjes fundore B HB e përfshirë në formulat (8) - (14) u përcaktua sipas rekomandimeve, dhe karakteristikat e masës inerciale të tehut mund të llogariten duke përdorur formula të përafërta.

Gjatë llogaritjes së karakteristikave të rotorit të bishtit (RV), u konsiderua se kushti i balancimit të gjurmës së helikopterit plotësohet në të gjitha mënyrat e fluturimit:

Nga kjo gjendje, u gjet vlera e kërkuar e koeficientit të shtytjes RV:

ku - faktori i mbushjes dhe shpejtësia periferike e skajit të tehut RV, përkatësisht.

Më pas, sipas formulave (8) - (14), u llogaritën karakteristikat aerodinamike të RV.

Me interes të madh praktik janë karakteristikat e zbritjes së helikopterit në modalitetin e vetë-rotacionit. Në këtë rast, është e rëndësishme të njihni vlerat e kërkuara të këndeve të hapit të përbashkët j 0,7 HB në varësi të shkallës së zbritjes në mënyrë që të ruani një shpejtësi konstante të caktuar të HB.

Llogaritja e karakteristikave të zbritjes së helikopterit në modalitetin e vetë-rotacionit HB kryhet në bazë të cilësisë aerodinamike të helikopterit, (17).

t është koeficienti i shtytjes NV në një modalitet të caktuar fluturimi;

Koeficienti i forcës shtytëse HB në mënyrën e vetërrotullimit.

Këndi i zbritjes së helikopterit në modalitetin e vetë-rotacionit HB është i barabartë me cilësinë e kundërt të helikopterit

Përbërësit horizontale dhe vertikale të shkallës së zbritjes së helikopterit janë gjetur nga relacionet

Metoda e propozuar bën të mundur llogaritjen e karakteristikave kryesore të fluturimit të një helikopteri në fazat e projektimit paraprak, kur zgjidhet profili i tehut, parametrat gjeometrikë, kinematikë, me masë inerciale të rotorit kryesor dhe të bishtit, karakteristikat e fuqisë dihet impianti dhe pesha e fluturimit të helikopterit.

Llogaritja kryhet për lartësi të ndryshme në rangun e vlerave të fluturimit të koeficientit të mënyrës së funksionimit kur këndet e hapit të përbashkët të tehut ndryshojnë nga j 0,7 = 2° në 20° me një hap prej 2°.

2. Arsyetimi i besueshmërisë së rezultateve të marra

Argumentimi i besueshmërisë së rezultateve të marra me metodën e propozuar u krye në bazë të zgjidhjes së problemeve të provës për të përcaktuar karakteristikat e fluturimit të helikopterëve të njohur.

Në fig. Figura 3 tregon varësinë nga lartësia e shpejtësive karakteristike të fluturimit të helikopterëve Mi-4 dhe Mi-34. Rezultatet e llogaritjes krahasohen me të dhënat e punës. Për helikopterin Mi-4 është bërë llogaritja për peshën e fluturimit m=7200 kg dhe shpejtësinë periferike të majës së tehut wR=196 m/s, helikopteri Mi-34 është llogaritur në versionin aerobatik me m=1020 kg. dhe wR=206 m/s.

Krahasimi i të dhënave të llogaritura mbi këndet e kërkuara të hapit të përbashkët NV të helikopterit Mi-34 për fluturimin në nivel në modalitetin nominal të funksionimit të motorit (wR=180 m/s) për lartësi të ndryshme është ilustruar në Fig. 4.

Në grafikët e Fig. Figura 5 tregon varësinë e shpejtësisë vertikale dhe këndit të zbritjes së helikopterit Mi-4 në modalitetin e vetë-rotacionit HB për një lartësi H=0 km.

Vëllimi i kufizuar i artikullit nuk na lejon të ofrojmë të gjithë materialin e llogaritur për këta helikopterë.

Studimet metodologjike kanë treguar se metoda e propozuar lejon që dikush të analizojë ndikimin e parametrave të shumtë që përcaktojnë mënyrën e fluturimit të helikopterit në karakteristikat e tij të fluturimit me një shkallë të mjaftueshme saktësie. Brenda ndryshimit të koeficientit të mënyrës së funksionimit m nga 0,08 në 0,3, kur këndet e sulmit të seksioneve të tehut përgjatë diskut HB nuk e kalojnë maksimumin e lejuar, supozimet e bëra në teori për linearitetin e varësisë Cy(a) dhe Схрср=const janë të vlefshme, kjo metodë siguron një llogaritje gabimi, jo më shumë se 8-10%. Për helikopterët e lehtë, kjo korrespondon me një ngarkesë të zonës së fshirë G/F deri në 25 kgf/m2 dhe shpejtësi maksimale fluturimi deri në 220-230 km/h.

3. Shembuj llogaritjeje

Artikulli paraqet disa rezultate të llogaritjeve të karakteristikave të fluturimit të helikopterëve Robinson R22 (m=620 kg, wR=217 m/s) dhe Hughes 269В/300 (m=930 kg, wR=202 m/s). Nga puna janë marrë parametrat gjeometrikë dhe kinematikë të rotorit kryesor dhe të bishtit, si dhe të helikopterëve në tërësi.

Helikopteri R22 ka një HB me dy tehe me diametër 7.67 m (sn=0.03) dhe një profil tehe NACA-63015, ngarkesa në zonën e fshirë është 13.45 kgf/m2. Si termocentral, përdoret një motor pistoni Lycoming U-320-B2C me një fuqi ngritjeje prej N = 160 kf.

Modeli i helikopterit 269/300 përdor një helikë me tre tehe me diametër D = 8.18 m (sn = 0.04) dhe një profil tehe NACA-0015, ngarkesa në zonën e fshirë është 17.7 kgf/m2. Motori me pistoni Lycoming HIO-360D siguron fuqi ngritjeje të barabartë me 190 kf.

Figura 6 tregon diapazonin operacional të lartësive dhe shpejtësitë e fluturimit në nivel të qëndrueshëm për helikopterët R22 dhe Hughes 269/300. Shpejtësia maksimale në tokë është 190 km/h për Robinson R22 dhe 175 km/h për Hughes 269/300. Gjithashtu tregon vlerat e shpejtësisë ekonomike Vek, e cila siguron mënyrën e ngjitjes maksimale të qëndrueshme.

Vlerat e kërkuara të këndit të përbashkët të hapit të helikopterit HB gjatë zbritjes në modalitetin e vetë-rrotullimit pranë tokës janë paraqitur në Fig.7. Me këto vlera të jc, shpejtësia e rrotullimit të HB mbahet konstante.

5. Johnson W. Teoria e helikopterit. Libri 1. M.: Mir, 1983.

6. Braverman A.S. Cilësia e helikopterit dhe efikasiteti i shtytjes. Linearizimi i llogaritjes aerodinamike // Për llogaritjen e karakteristikave të fluturimit të helikopterit. Procedurat e TsAGI tyre. prof. N.E. Zhukovsky, numri 2448, 1989.

7. Të dhëna statistikore të helikopterëve të huaj / Rishikime Nr. 678. TsAGI im. prof. N.E. Zhukovsky, M.: ONTI TsAGI, 1988.

8. Araslanov S. A. Çfarë helikopterësh i duhen Ukrainës? // Aviacioni i Përgjithshëm, Nr. 10, 1999.

Prezantimi

Dizajni i helikopterit është një proces kompleks që zhvillohet me kalimin e kohës, i ndarë në faza dhe faza të ndërlidhura të projektimit. Avioni i krijuar duhet të plotësojë kërkesat teknike dhe të jetë në përputhje me karakteristikat teknike dhe ekonomike të specifikuara në specifikimet e projektimit. Termat e referencës përmbajnë përshkrimin fillestar të helikopterit dhe karakteristikat e tij të performancës, të cilat sigurojnë efikasitet të lartë ekonomik dhe konkurrencë të makinës së projektuar, përkatësisht: kapaciteti mbajtës, shpejtësia e fluturimit, diapazoni, tavani statik dhe dinamik, burimi, qëndrueshmëria dhe kostoja.

Në fazën e projektimit paraprak, zgjidhet një skemë aerodinamike, formohet pamja e helikopterit dhe kryhet llogaritja e parametrave kryesorë për të siguruar arritjen e performancës së specifikuar të fluturimit. Këto parametra përfshijnë: masën e helikopterit, fuqinë e sistemit të shtytjes, dimensionet e rotorit kryesor dhe të bishtit, masën e karburantit, masën e instrumenteve dhe pajisjeve speciale. Rezultatet e llogaritjeve përdoren në zhvillimin e skemës së paraqitjes së helikopterit dhe përgatitjen e bilancit për të përcaktuar pozicionin e qendrës së masës.

Dizajni i njësive individuale dhe përbërësve të helikopterit, duke marrë parasysh zgjidhjet teknike të zgjedhura, kryhet në fazën e zhvillimit të një projekti teknik. Në të njëjtën kohë, parametrat e njësive të projektuara duhet të plotësojnë vlerat që korrespondojnë me projektin e projektimit. Disa nga parametrat mund të rafinohen për të optimizuar dizajnin. Gjatë projektimit teknik kryhen përllogaritjet e forcës aerodinamike dhe kinematike të njësive, si dhe zgjedhja e materialeve strukturore dhe skemat e projektimit.

Në fazën e projektimit të detajuar, vizatimet e punës dhe montimit të helikopterit, specifikimet, listat e paketimit dhe dokumentacioni tjetër teknik përgatiten në përputhje me standardet e pranuara.

1. Llogaritja e peshës së ngritjes së një helikopteri të përafrimit të parë

ku është masa e ngarkesës, kg;

Pesha e ekuipazhit, kg.

Gama e fluturimit

2. Llogaritja e parametrave të rotorit kryesor të një helikopteri

2.1 Rrezja R, m, rotori kryesor i një helikopteri me një rotor llogaritet me formulën:

ku është pesha e ngritjes së helikopterit, kg;

g- nxitimi i rënies së lirë i barabartë me 9,81 m/s 2 ;

fq- ngarkesa specifike në zonën e fshirë nga rotori kryesor,

Vlera specifike e ngarkesës fq për zonën e fshirë nga vidha zgjidhet sipas rekomandimeve të paraqitura në veprën /1/: ku fq= 280

Ne pranojmë rrezen e rotorit kryesor të barabartë me R= 7.9

Shpejtësia këndore w, s -1 , rrotullimi i rotorit kryesor është i kufizuar nga shpejtësia rrethore wR skajet e teheve, e cila varet nga pesha e ngritjes së helikopterit dhe arriti në wR= 232 m/s.

2.2 Dendësia relative e ajrit në tavanet statike dhe dinamike

2.3 Llogaritja e shpejtësisë ekonomike pranë tokës dhe në tavan dinamik

Zona relative e pllakës ekuivalente të dëmshme përcaktohet:

ku Suh= 2.5

Është llogaritur vlera e shpejtësisë ekonomike pranë tokës Vh, km/h:

ku Unë

Është llogaritur vlera e shpejtësisë ekonomike në tavanin dinamik Vdin, km/h:

ku Unë\u003d 1.09 ... 1.10 - koeficienti i induksionit.

2.4 Vlerat relative të shpejtësive maksimale dhe ekonomike të fluturimit horizontal në tavanin dinamik llogariten:

ku Vmax=250 km/h dhe Vdin\u003d 182.298 km / orë - shpejtësia e fluturimit;

wR=232 m/s - shpejtësia periferike e teheve.

2.5 Llogaritja e raporteve të lejuara të koeficientit të shtytjes me mbushjen e rotorit kryesor për shpejtësinë maksimale pranë tokës dhe për shpejtësinë ekonomike në tavanin dinamik:

2.6 Koeficientët e shtytjes së rotorit kryesor pranë tokës dhe në tavanin dinamik:

2.7 Llogaritja e mbushjes së rotorit kryesor:

Mbushja e rotorit s llogaritur për rastet e fluturimit me shpejtësi maksimale dhe ekonomike:

Si një vlerë mbushëse e vlerësuar s rotorit, vlera më e madhe është marrë nga sVmax dhe sVdin:

Pranoje

gjatësia e kordës b dhe zgjatim l fletët e rotorit do të jenë të barabarta me:

Ku z l është numri i teheve të rotorit (z l \u003d 3)

2.8 Rritja relative e shtytjes së rotorit kryesor për të kompensuar zvarritjen aerodinamike të gypit dhe bishtit horizontal:

ku S f është zona e projeksionit horizontal të gypit;

S th - zona e bishtit horizontal.

S th \u003d 1,5 m 2.

3. Llogaritja e fuqisë së sistemit shtytës të helikopterit.

3.1 Llogaritja e fuqisë kur rri pezull në një tavan statik:

Fuqia specifike e nevojshme për të drejtuar rotorin kryesor në modalitetin e pezullimit në një tavan statistikor llogaritet me formulën:

ku N Hrr- fuqia e kërkuar, W;

m 0 - pesha e ngritjes, kg;

g- nxitimi i rënies së lirë, m/s 2;

fq-ngarkesa specifike në zonën e fshirë nga rotori kryesor, N/m 2;

D rr- dendësia relative e ajrit në lartësinë e tavanit statik;

h 0 - efikasiteti relativ. rotori kryesor në modalitetin e lëvizjes ( h 0 =0.75);

Rritja relative e shtytjes së rotorit kryesor për të balancuar tërheqjen aerodinamike të gypit dhe bishtit horizontal:

3.2 Llogaritja e fuqisë specifike në fluturimin në nivel me shpejtësi maksimale

Fuqia specifike e nevojshme për të drejtuar rotorin kryesor në fluturimin e nivelit me shpejtësi maksimale llogaritet me formulën:

ku është shpejtësia periferike e skajeve të teheve;

Pllakë relative ekuivalente e dëmshme;

Unëuh- Koeficienti i induksionit, i përcaktuar në varësi të shpejtësisë së fluturimit sipas formulave të mëposhtme:

Me km/h,

Me km/h

3.3 Llogaritja e fuqisë specifike në fluturim në një tavan dinamik me shpejtësi ekonomike

Fuqia specifike për të drejtuar rotorin kryesor në një tavan dinamik është:

ku D din- dendësia relative e ajrit në tavanin dinamik,

Vdin- shpejtësia ekonomike e helikopterit në tavanin dinamik,

3.4 Llogaritja e fuqisë specifike gjatë fluturimit pranë tokës me shpejtësi ekonomike në rast të dështimit të një motori gjatë ngritjes

Fuqia specifike e nevojshme për të vazhduar ngritjen me shpejtësi ekonomike në rast të dështimit të një motori llogaritet me formulën:

ku është shpejtësia ekonomike pranë tokës,

3.5 Llogaritja e fuqive specifike të reduktuara për raste të ndryshme fluturimi

3.5.1 Fuqia specifike e reduktuar kur rri pezull mbi një tavan statik është:

ku është karakteristika specifike e mbytjes, e cila varet nga lartësia e tavanit statik Hrr dhe llogaritet me formulën:

x 0 - faktori i përdorimit të fuqisë së sistemit të shtytjes në modalitetin e fluturimit, vlera e të cilit varet nga pesha e ngritjes së helikopterit m 0:

në m 0

në 10 25 ton

në m 0 > 25 ton

3.5.2 Fuqia specifike e reduktuar në fluturimin në nivel me shpejtësi maksimale është:

ku është faktori i përdorimit të energjisë në shpejtësinë maksimale të fluturimit,

Karakteristikat e mbytjes së motorëve, në varësi të shpejtësisë së ajrit Vmax :

3.5.3 Fuqia specifike e reduktuar në fluturim në tavan dinamik me shpejtësi ekonomike Vdinështë e barabartë me:

ku është faktori i përdorimit të energjisë në shpejtësinë ekonomike të fluturimit,

dhe - nivelet e mbytjes së motorit në varësi të lartësisë së tavanit dinamik H dhe shpejtësia e fluturimit Vdin sipas karakteristikave të mëposhtme të mbytjes:

3.5.4 Fuqia specifike e reduktuar gjatë fluturimit pranë tokës me shpejtësi ekonomike me një dështim të motorit në ngritje është e barabartë me:

ku është faktori i përdorimit të energjisë në shpejtësinë ekonomike të fluturimit,

Shkalla e mbytjes së motorit në modalitetin e emergjencës,

n=2 - numri i motorëve të helikopterit.

3.5.5 Llogaritja e fuqisë së kërkuar të sistemit shtytës

Për të llogaritur fuqinë e kërkuar të sistemit të shtytjes, zgjidhet vlera maksimale e fuqisë specifike të reduktuar:

Fuqia e nevojshme N Sistemi i shtytjes së helikopterit do të jetë i barabartë me:

ku m 01 - pesha e ngritjes së helikopterit,

g\u003d 9,81 m 2 / s - nxitimi i rënies së lirë.

3.6 Zgjedhja e motorëve

Ne pranojmë dy motorë turbobosht VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) me një fuqi totale të secilit N\u003d 1,405 10 6 W

4. Llogaritja e masës së karburantit

Për të llogaritur masën e karburantit që siguron një gamë të caktuar fluturimi, është e nevojshme të përcaktohet shpejtësia e lundrimit Vkr.Llogaritja e shpejtësisë së lundrimit kryhet me metodën e përafrimeve të njëpasnjëshme në sekuencën e mëposhtme:

a) merret vlera e shpejtësisë së lundrimit të përafrimit të parë:

b) llogaritet koeficienti i induksionit Unëuh:

me km/h

c) përcaktohet fuqia specifike e nevojshme për të drejtuar rotorin kryesor në fluturim në modalitetin e lundrimit:

ku është vlera maksimale e fuqisë specifike të reduktuar të sistemit të shtytjes,

Koeficienti i ndryshimit të fuqisë në varësi të shpejtësisë së fluturimit Vkr 1, e llogaritur me formulën:

d) Shpejtësia e lundrimit të përafrimit të dytë llogaritet:

e) Devijimi relativ i shpejtësive të përafrimit të parë dhe të dytë përcaktohet:

Shpejtësia e lundrimit të përafrimit të parë është duke u përmirësuar Vkr 1 , merret e barabartë me shpejtësinë e llogaritur të përafrimit të dytë. Pastaj llogaritja përsëritet nga pika b) dhe përfundon me kushtin.

Konsumi specifik i karburantit llogaritet me formulën:

ku është koeficienti i ndryshimit në konsumin specifik të karburantit në varësi të mënyrës së funksionimit të motorëve,

Koeficienti i ndryshimit në konsumin specifik të karburantit në varësi të shpejtësisë së fluturimit,

Konsumi specifik i karburantit në modalitetin e ngritjes.

Në rastin e fluturimit në modalitetin e lundrimit, pranohen sa vijon:

kg/wh,

Masa e karburantit të shpenzuar në fluturim mT do të jetë e barabartë me:

ku është fuqia specifike e konsumuar në shpejtësinë e lundrimit,

Shpejtësia e lundrimit,

L- diapazoni i fluturimit.

5. Përcaktimi i masës së komponentëve dhe montimeve të helikopterit.

5.1 Masa e teheve kryesore të rotorit përcaktohet nga formula:

ku R- rrezja e rotorit

s- mbushja e rotorit kryesor,

5.2 Masa e qendrës kryesore të rotorit llogaritet me formulën:

ku ke martë- koeficienti i peshës së tufave të modeleve moderne,

kl- koeficienti i ndikimit të numrit të teheve në masën e tufave.

Ju mund të merrni parasysh:

prandaj, si rezultat i transformimeve, marrim:

Për të përcaktuar masën e shpërndarësit kryesor të rotorit, është e nevojshme të llogaritet forca centrifugale që vepron në tehe NCB(në kN):

5.3 Masa e sistemit të kontrollit të përforcuesit, i cili përfshin pllakën, përforcuesit hidraulikë, sistemin hidraulik të kontrollit kryesor të rotorit, llogaritet me formulën:

ku b- korda e tehut,

kboo- faktori i peshës së sistemit të kontrollit të përforcuesit, i cili mund të merret i barabartë me 13.2 kg/m 3.

5.4 Masa e sistemit të kontrollit manual:

ku kRU-koeficienti i peshës së sistemit të kontrollit manual, i marrë për helikopterët me një rotor të barabartë me 25 kg/m.

5.5 Masa e kutisë së shpejtësisë kryesore varet nga çift rrotullimi në boshtin kryesor të rotorit dhe llogaritet me formulën:

ku ked- koeficienti i peshës, vlera mesatare e të cilit është 0,0748 kg / (Nm) 0,8.

Çift rrotullues maksimal në boshtin kryesor të rotorit përcaktohet përmes fuqisë së reduktuar të sistemit të shtytjes N dhe shpejtësia e vidës w:

ku x 0 - faktori i përdorimit të fuqisë së sistemit të shtytjes, vlera e të cilit merret në varësi të peshës së ngritjes së helikopterit m 0:

në m 0

në 10 25 ton

në m 0 > 25 ton

Masa e kutisë së shpejtësisë kryesore:

5.6 Për të përcaktuar masën e njësive të drejtimit të rotorit të bishtit, llogaritet shtytja e tij Trv:

ku Mnv- çift rrotullues në boshtin e rotorit,

Lrv- distanca midis akseve të vidhave kryesore dhe të bishtit.

Distanca midis akseve të vidhave kryesore dhe të bishtit është e barabartë me shumën e rrezeve dhe hapësirës së tyre d midis skajeve të teheve të tyre:

ku d- hendeku i marrë i barabartë me 0,15 ... 0,2 m,

Rrezja e rotorit të bishtit, e cila, në varësi të peshës së ngritjes së helikopterit, është:

Fuqia Nrv, e shpenzuar në rrotullimin e rotorit të bishtit, llogaritet me formulën:

ku h 0 - efikasiteti relativ i rotorit të bishtit, i cili mund të merret i barabartë me 0,6 ... 0,65.

Çift rrotullues Mrv transmetuar nga boshti drejtues është i barabartë me:

ku është frekuenca e rrotullimit të boshtit të drejtimit,

Çift rrotullues i transmetuar nga boshti i transmisionit, N∙m, me një shpejtësi rrotullimi nv= 3000 rpm:

Pesha mv boshti i transmisionit:

ku kv- faktori i peshës për boshtin e transmisionit, i cili është i barabartë me 0,0318 kg / (Nm) 0,67.

Pesha metj ingranazhi i ndërmjetëm është i barabartë me:

ku ketj- faktori i peshës për kutinë e marsheve të ndërmjetme, i barabartë me 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Pesha e ingranazhit të bishtit që rrotullon rotorin e bishtit:

ku kxp- faktori i peshës për marshin e bishtit, vlera e të cilit është 0,105 kg/(Nm) 0,8

5.7 Masa dhe dimensionet kryesore të rotorit të bishtit llogariten në varësi të shtytjes së tij Trv.

Koeficienti i shtytjes Crv Rotori i bishtit është i barabartë me:

Mbushja e tehut të rotorit të bishtit srv llogaritur në të njëjtën mënyrë si për rotorin kryesor:

ku është vlera e lejuar e raportit të koeficientit të shtytjes me mbushjen e rotorit të bishtit.

gjatësia e kordës brv dhe zgjatim lrv Tehet e rotorit të bishtit llogariten me formulat:

ku zrv- numri i teheve të rotorit të bishtit.

Pesha e teheve të rotorit të bishtit mLR

Vlera e forcës centrifugale Ncbr duke vepruar në tehet e rotorit të bishtit dhe të perceptuar nga menteshat e tufave,

Pesha e qendrës së rotorit të bishtit me marte llogaritur duke përdorur të njëjtën formulë si për rotorin kryesor:

ku NCB- forca centrifugale që vepron në teh,

ke martë- koeficienti i peshës për mëngën, marrë i barabartë me 0,0527 kg/kN 1,35

kz- koeficienti i peshës në varësi të numrit të teheve dhe i llogaritur me formulën:

5.8 Llogaritja e masës së sistemit shtytës të helikopterit

Graviteti specifik i sistemit të shtytjes së helikopterit gdv llogaritur me formulën empirike:

ku N- fuqia e sistemit shtytës.

Masa e sistemit të shtytjes do të jetë e barabartë me:

5.9 Llogaritja e masës së trupit të trupit dhe pajisjeve të helikopterit

Masa e trupit të helikopterit llogaritet me formulën:

ku Sohm- zona e sipërfaqes së larë të gypit, e cila përcaktohet nga formula:

m 0 - pesha e ngritjes së përafrimit të parë,

kf-koeficienti i barabartë me 1.7.

Pesha e sistemit të karburantit:

ku mT- masa e karburantit të përdorur për fluturim,

kts- koeficienti i peshës i marrë për sistemin e karburantit i barabartë me 0.09.

Masa e pajisjes së uljes së helikopterit është:

ku kw-faktori i peshës në varësi të modelit të shasisë:

Për pajisje fikse uljeje,

Për pajisje uljeje të anulueshme.

Masa e pajisjeve elektrike të helikopterit llogaritet me formulën:

ku Lrv- distanca midis akseve të vidhave kryesore dhe të bishtit,

zl- numri i teheve të rotorit,

R- rrezja e rotorit,

ll- zgjatja relative e teheve kryesore të rotorit,

ketj dhe kemail- koeficientët e peshës për telat elektrikë dhe pajisjet e tjera elektrike, vlerat e të cilave janë të barabarta me:

Masa e pajisjeve të tjera të helikopterit:

ku ketj-koeficienti i peshës, vlera e të cilit është e barabartë me 2.

5.10 Llogaritja e masës së ngritjes së helikopterit me përafrim të dytë

Masa e një helikopteri bosh është e barabartë me shumën e masave të njësive kryesore:

Pesha e ngritjes së helikopterit të përafrimit të dytë m 02 do të jetë e barabartë me shumën:

ku mT- masa e karburantit,

mgr- masa e ngarkesës,

meq- masa e ekuipazhit.

6. Përshkrimi i paraqitjes së helikopterit

Helikopteri i projektuar është bërë sipas një skeme me një rotor me një rotor bishti, dy motorë turbinash me gaz dhe ski me dy mbajtëse. Trupi i helikopterit të strukturës së kornizës përbëhet nga hunda dhe pjesët qendrore, bishti dhe trarët fundorë. Në hark ka një kabinë ekuipazhi me dy vende, e përbërë nga dy pilotë. Lustrimi i kabinës siguron shikueshmëri të mirë, flluskat rrëshqitëse djathtas dhe majtas janë të pajisura me mekanizma çlirimi emergjent. Në pjesën qendrore ka një kabinë me përmasa 6.8 x 2.05 x 1.7 m, dhe një derë qendrore rrëshqitëse me përmasa 0.62 x 1.4 m me mekanizëm rënie emergjente. Kabina e ngarkesave është projektuar për transportin e mallrave me peshë deri në 2 tonë dhe është e pajisur me ndenjëse të palosshme për 12 pasagjerë, si dhe nyje për ngjitjen e 5 barelave. Në versionin e pasagjerëve, ka 12 vende në kabinë, të instaluara me një hap prej 0.5 m dhe një kalim 0.25 m; dhe në pjesën e pasme ka një hapje për derën e hyrjes së pasme, e përbërë nga dy krahë.

Boomi i bishtit i konstruksionit me thumba të tipit me fije rreze me një lëkurë pune është i pajisur me nyje për bashkimin e një stabilizuesi të kontrolluar dhe një mbështetëse bishti.

Stabilizues me madhësi 2.2 m dhe sipërfaqe 1.5 m 2 me një profil NACA 0012 të një dizajni të vetëm, me një grup brinjësh dhe mbështjellës duralumini dhe pëlhure.

Mbështetje e dyfishtë, ski, mbështetëse e përparme vetëorientuese, përmasat 500 x 185 mm, mbështetëset kryesore të një lloji me amortizues me dy dhoma me gaz të lëngshëm, përmasat 865 x 280 mm. Mbështetja e bishtit përbëhet nga dy shirita, një amortizues dhe një thembër mbështetës; Pista e skijimit 2m, baza e skijimit 3.5m.

Pajisjet për fluturimet me instrumente në kushte të vështira meteorologjike ditën dhe natën përfshijnë dy horizonte artificiale, dy tregues të shpejtësisë NV, një sistem të kombinuar të drejtimit GMK-1A, një busull automatike të radios dhe një lartësimatës radio RV-3.

Pajisjet e komunikimit përfshijnë stacione radio komanduese R-860 dhe R-828 VHF, radio stacione të komunikimit R-842 dhe Karat HF, intercom të avionëve SPU-7.

7. Llogaritja e bilancit të helikopterit

Tabela 1. Lista balancuese e një helikopteri bosh

Emri i njësisë	njësi e peshës, m i, kg	Koordinoni x i qendra e masës së njësisë, m	Momenti statik i njësisë M xi	Koordinoni y i qendra e masës së njësisë, m	Momenti statik i njësisë M yi
1 Rotor
1.1 Blades
1.2 Mëngë
2 Sistemi i kontrollit
2.1 Sistemi i kontrollit përforcues
2.2 Sistemi i kontrollit manual
3 Transmetimi
3.1 Kutia kryesore e marsheve
3.2 Kuti ingranazhi i ndërmjetëm
3.3 Ingranazhet e bishtit
3.4 Boshti i transmisionit
4 Vidë bishti
4.1 Blades
4.2 Mëngë
5 Sistemi i shtytjes
6 Sistemi i karburantit
7 Trupi trupor
7.1 hark (15%)
7.2 Pjesa e mesme (50%)
7.3 Seksioni i bishtit (20%)
7.4 Rregullimi i kutisë së marsheve (4%)
7,5 kapuç (11%)

8.1 kryesore (82%)
8.2 Përpara (16%)
8.3 Mbështetja e bishtit (2%)
9 Pajisje elektrike
10 Pajisjet
10.1 Instrumente në kabinë (25%)
10.2 Pajisje radio (27%)
10.3 Pajisje hidraulike (20%)
10.4 Pajisje pneumatike (6%)

Llogariten momentet statike M cxi dhe M sui në lidhje me boshtet koordinative:

Koordinatat e qendrës së masës së të gjithë helikopterit llogariten me formulat:

Tabela 2. Lista e përqendrimit me ngarkesë maksimale

Emri i njësisë	njësi e peshës, m i, kg	Koordinoni x i qendra e masës së njësisë, m	Momenti statik i njësisë M xi	Koordinoni y i qendra e masës së njësisë, m	Momenti statik i njësisë M yi
Helikopter
Rezervuarët e karburantit 1 dhe 2

Tabela 3. Lista e qendrës me 5% karburant të mbetur dhe ngarkesë të plotë komerciale

Emri i njësisë	njësi e peshës, m i, kg	Koordinoni x i qendra e masës së njësisë, m	Momenti statik i njësisë M xi	Koordinoni y i qendra e masës së njësisë, m	Momenti statik i njësisë M yi
Helikopter

Koordinatat e qendrës së helikopterit bosh të masës: x 0 =-0,003, y 0 =-1,4524;

Koordinatat e qendrës së masës me ngarkesën maksimale: x 0 \u003d 0,0293; y 0 \u003d -2,0135;

Qendra e koordinatave të masës me 5% karburant të mbetur dhe ngarkesë të plotë komerciale: x 0 \u003d -0,0678; y 0 = -1,7709.

konkluzioni

Në këtë projekt kursi, u kryen llogaritjet e peshës së helikopterit në ngritje, masës së përbërësve dhe montimeve të tij, si dhe shtrirjes së helikopterit. Gjatë procesit të shtrirjes, u qartësua shtrirja e helikopterit, llogaritja e të cilit paraprihet nga përgatitja e një raporti të peshës bazuar në llogaritjet e peshës së njësive dhe termocentralit, listat e pajisjeve, pajisjeve, ngarkesave, etj. Qëllimi i projektimit është të përcaktojë kombinimin optimal të parametrave kryesorë të helikopterit dhe sistemeve të tij që sigurojnë përmbushjen e kërkesave të specifikuara.

Prezantimi

Në fazën e projektimit paraprak, zgjidhet një skemë aerodinamike, formohet pamja e helikopterit dhe kryhet llogaritja e parametrave kryesorë për të siguruar arritjen e performancës së specifikuar të fluturimit. Këto parametra përfshijnë: masën e helikopterit, fuqinë e sistemit të shtytjes, dimensionet e rotorit kryesor dhe të bishtit, masën e karburantit, masën e instrumenteve dhe pajisjeve speciale. Rezultatet e llogaritjeve përdoren në zhvillimin e skemës së paraqitjes së helikopterit dhe përgatitjen e bilancit për të përcaktuar pozicionin e qendrës së masës.

Dizajni i njësive individuale dhe përbërësve të helikopterit, duke marrë parasysh zgjidhjet teknike të zgjedhura, kryhet në fazën e zhvillimit të një projekti teknik. Në të njëjtën kohë, parametrat e njësive të projektuara duhet të plotësojnë vlerat që korrespondojnë me projektin e projektimit. Disa nga parametrat mund të rafinohen për të optimizuar dizajnin. Gjatë projektimit teknik kryhen përllogaritjet e forcës aerodinamike dhe kinematike të njësive, si dhe zgjedhja e materialeve strukturore dhe skemave strukturore.

1. Llogaritja e peshës së ngritjes së një helikopteri të përafrimit të parë

ku është masa e ngarkesës, kg;

Pesha e ekuipazhit, kg.

Gama e fluturimit

kg.

2. Llogaritja e parametrave të rotorit kryesor të një helikopteri

2.1 Rrezja R, m, e rotorit kryesor të një helikopteri me një rotor llogaritet me formulën:

ku është pesha e ngritjes së helikopterit, kg;

g - nxitimi i rënies së lirë, i barabartë me 9,81 m / s 2;

p - ngarkesa specifike në zonën e fshirë nga rotori kryesor,

Vlera e ngarkesës specifike p në zonën e fshirë nga helika zgjidhet sipas rekomandimeve të paraqitura në veprën /1/: ku p=280

Marrim rrezen e rotorit të barabartë me R=7.9

Shpejtësia këndore w, s -1, e rrotullimit të rotorit kryesor kufizohet nga shpejtësia rrethore wR e skajeve të tehut, e cila varet nga masa e ngritjes së helikopterit dhe arriti në wR=232 m/s.

me -1.

rpm

2.2 Dendësia relative e ajrit në tavanet statike dhe dinamike

2.3 Llogaritja e shpejtësisë ekonomike pranë tokës dhe në tavan dinamik

Zona relative e pllakës ekuivalente të dëmshme përcaktohet:

Ku S e \u003d 2.5

Vlera e shpejtësisë ekonomike pranë tokës V s, km/h llogaritet:

Vlera e shpejtësisë ekonomike në tavanin dinamik V dyne, km/h është llogaritur:

ku unë \u003d 1.09 ... 1.10 është koeficienti i induksionit.

2.4 Vlerat relative të shpejtësive maksimale dhe ekonomike të fluturimit horizontal në tavanin dinamik llogariten:

ku V max \u003d 250 km / orë dhe V dyn \u003d 182.298 km / orë - shpejtësia e fluturimit;

wR=232 m/s - shpejtësia periferike e teheve.

2.5 Llogaritja e raporteve të lejueshme të koeficientit të shtytjes me mbushjen e rotorit kryesor për shpejtësinë maksimale pranë tokës dhe për shpejtësinë ekonomike në tavanin dinamik:

2.6 Koeficientët e shtytjes së rotorit kryesor pranë tokës dhe në tavanin dinamik:

2.7 Llogaritja e mbushjes së rotorit kryesor:

Mbushja e rotorit kryesor llogaritet për rastet e fluturimit me shpejtësi maksimale dhe ekonomike:

;

Si vlera e llogaritur e mbushjes s të rotorit kryesor, merret vlera më e madhe e s Vmax dhe s V dyn:

Pranoje

Gjatësia e kordës b dhe zgjatja relative l e tehut kryesor të rotorit do të jenë të barabarta me:

Ku z l është numri i teheve të rotorit (z l \u003d 3)

2.8 Rritja relative e shtytjes së rotorit kryesor për të kompensuar zvarritjen aerodinamike të gypit dhe bishtit horizontal:

ku S f është zona e projeksionit horizontal të gypit;

S th - zona e bishtit horizontal.

S th \u003d 1,5 m 2.

Për të kryer një mision luftarak dhe për të siguruar sigurinë e fluturimit, dizajni i helikopterit duhet të jetë mjaft i fortë dhe i ngurtë. Me forcë nënkuptojnë aftësinë e një strukture për të perceptuar, pa u shembur, ngarkesat e jashtme të dhëna që hasen gjatë funksionimit. Ngurtësia i referohet aftësisë së një strukture për t'i rezistuar deformimit nën ngarkesë.

Gjatë operimit, helikopteri i nënshtrohet ngarkesave të natyrës dhe madhësisë së ndryshme: statike (konstante ose ngadalë duke ndryshuar me kalimin e kohës), dinamike (goditje dhe dridhje). Në varësi të llojit të ngarkimit, struktura ose pjesa e saj e veçantë duhet të ketë llojin e duhur të forcës.

Kombinimi i vlerave të kërkuara lloje te ndryshme forcë, duke siguruar punë normale struktura brenda kufijve dhe afateve të përcaktuara, quhet forcë operacionale.

Gjatë funksionimit, forca e strukturës nuk mbetet e pandryshuar. Ngarkesat e mëdha, afër kufirit, mund të shkaktojnë deformime të përhershme në elementët e tij. Ngarkesat e vogla, por të përsëritura në mënyrë të përsëritur shkaktojnë zhvillimin e çarjeve të lodhjes që dobësojnë strukturën. Ndodh konsumimi

pjesë fërkimi, veshja gërryese e teheve HB, teheve motorët me turbina me gaz nën ndikimin e pluhurit, rërës. Përveç kësaj, në mirëmbajtjen dëmtimi futet në formën e gërvishtjeve, gërvishtjeve, gërvishtjeve, gërvishtjeve, etj. E gjithë kjo çon në një ulje graduale të forcës së strukturës dhe na detyron të kufizojmë jetën e shërbimit (orët e fluturimit) të helikopterit.

Gjatë funksionimit, struktura ndikohet vazhdimisht nga ndryshimet e temperaturës, reshjet, pluhuri, rrezatimi diellor etj. Ndikimi i këtyre faktorëve shkakton gërryerje të elementeve strukturorë, plasaritje të xhamave dhe pjesëve të tjera jometalike dhe dëmtim të veshjeve mbrojtëse. Si rezultat, është e nevojshme të kufizohet koha kalendarike e funksionimit të pajisjes (jeta e shërbimit).

Kështu, të gjithë faktorët e jashtëm të mësipërm që ulin forcën dhe degradojnë performancën e strukturës, kufizojnë qëndrueshmërinë e saj. Qëndrueshmëria e një avioni është aftësia për të ruajtur funksionimin, duke marrë parasysh mirëmbajtjen dhe riparimin, deri në një gjendje të caktuar kufizuese, në të cilën shkelen kërkesat e sigurisë së fluturimit dhe reduktohet efikasiteti operacional. Treguesit e qëndrueshmërisë janë burimi dhe jeta e shërbimit.

Një nga detyrat kryesore të funksionimit teknik të pajisjeve të aviacionit është ruajtja e forcës së nevojshme gjatë gjithë jetës së shërbimit në kushte reale operimi.

Parimet e përgjithshme për llogaritjen e fuqisë së një helikopteri

Standardet e Forcave parashikojnë gjithashtu: efektin negativ G = -0,5 kur hyn në planifikim, kthesat energjike të helikopterit në fluturim, efektin e rrymave vertikale dhe anësore të ajrit, etj. Secili nga rastet e projektimit është vendimtar për forcën. të njërës ose të një pjese ose njësie të helikopterit.

Janë marrë në konsideratë rastet e projektimit të uljes opsione të ndryshme ulje: në të gjitha mbështetësit, vetëm në ato kryesore, ulje me një goditje anësore, etj.

Rastet e projektimit të tokës marrin parasysh efektin e erës, tërheqjen e helikopterit në një vend të papërgatitur, etj.

Vështirësia e veçantë në llogaritjen e forcës së një helikopteri qëndron në faktin se ngarkesat e tij kryesore, për shembull, forcat nga tehet HB, janë të ndryshueshme në madhësi dhe drejtim, gjë që shkakton lëkundje të vetë teheve dhe strukturës së helikopterit në tërësi. Një ngarkim i tillë quhet dinamik. Me veprim të zgjatur të ngarkesave të përsëritura në mënyrë të përsëritur, shkatërrimi i strukturës ndodh në sforcime që janë shumë më të ulëta sesa me një ngarkesë konstante statike. Kjo është për shkak të fenomenit të lodhjes materiale.

Standardet e Forcave ofrojnë gjithashtu të gjitha të dhënat e nevojshme për llogaritjen e ngurtësisë së strukturës, forcën dinamike dhe burimin e saj (jetën e shërbimit).

Koncepti i llogaritjes së forcës statike

Nëse ngarkesa e strukturës është konstante ose ndryshon ngadalë, atëherë edhe deformimet dhe sforcimet në të do të jenë konstante ose do të ndryshojnë gradualisht, në përpjesëtim me ngarkesën, pa procese oshiluese. Një ngarkesë e tillë quhet statike.

Për një helikopter, ngarkesat statike mund të konsiderohen: shtytja e helikave kryesore dhe të bishtit; forcat centrifugale të teheve; forcat aerodinamike të krahut dhe bishtit.

Llogaritja për forcën statike përfshin:

- përcaktimi, në përputhje me standardet e rezistencës, të madhësisë dhe natyrës së shpërndarjes së ngarkesave të projektimit;
- ndërtimi i diagrameve të forcave tërthore Q dhe N gjatësore, momenteve të përkuljes dhe të rrotullimit për pjesën e konsideruar të strukturës së helikopterit;
- identifikimi i seksioneve më të ngarkuara të strukturës, në të cilat janë të mundshme sforcimet më të mëdha;
- përcaktimi i sforcimeve në elementet strukturore dhe krahasimi i tyre me ato destruktive.

Forca statike e strukturës sigurohet nëse sforcimet në elementët e saj nuk i kalojnë vlerat shkatërruese.

Megjithatë, forca statike nuk garanton funksionimin e sigurt helikopteri, pasi nën veprimin e ngarkesave të ndryshueshme në strukturën e tij, lindin sforcimet përkatëse të alternuara. Këto sforcime, të mbivendosura mbi ato konstante, rrisin sforcimet totale dhe gjithashtu mund të çojnë në dështim të lodhjes së strukturës.

Burimet e ngarkesës së ndryshueshme të helikopterit

Ngarkesat kryesore të helikopterit janë të ndryshueshme në natyrë, ato ndryshojnë vazhdimisht në madhësi dhe drejtim me frekuenca të caktuara.

Burimet kryesore të ngarkesave të ndryshueshme janë vidhat kryesore dhe të bishtit. Arsyeja e ndryshimit periodik të forcave që veprojnë në tehet HB është ndryshimi i vazhdueshëm i shpejtësisë dhe drejtimit të rrjedhës mbi to në azimute të ndryshme dhe në seksione të ndryshme gjatë fluturimit përkthimor të helikopterit. Kur tehu, gjatë rrotullimit të tij, lëviz drejt incidentit të rrjedhës në helikopter, shpejtësia totale e rrjedhës së tij rritet, dhe kur lëviz prapa, përkundrazi, zvogëlohet. Meqenëse forcat aerodinamike janë proporcionale me katrorin e shpejtësisë së rrjedhës, forca e ngritjes Ul dhe tërheqja Xl e tehut gjithashtu ndryshojnë vazhdimisht. Kjo bën që tehut të përplasen në rrafshin vertikal dhe të lëkunden në rrafshin e rrotullimit.

Gjatë lëvizjes së volantit, qendrat e masës së tehuve afrohen periodikisht dhe largohen nga boshti i vidës, gjë që shkakton shfaqjen e forcave të ndryshueshme Coriolis që veprojnë në rrafshin e rrotullimit. Këto forca gjithashtu bëjnë që tehet të lëkunden në rrafshin e rrotullimit.

Të gjitha këto forca të ndryshueshme transmetohen në tufat HB dhe më tej përmes boshtit të helikës dhe kutisë së marsheve në gypin e helikopterit, duke bërë që ai të lëkundet në planin vertikal dhe horizontal. Amplituda e forcave të ndryshueshme të transmetuara nga tehet mund të jetë mijëra njuton, dhe për helikopterët e rëndë, dhjetëra mijëra. Frekuencat e këtyre forcave janë shumëfish i produktit të shpejtësisë së helikës dhe numrit të fletëve.

Burime shtesë të forcave të ndryshueshme mund të jenë balancimi i dobët dhe shtrembërimi i tehut. Balancimi i dobët konsiston në momente të pabarabarta statike të teheve, gjë që shkakton një çekuilibër në forcat e tyre centrifugale. Moskonicimi manifestohet në amplituda të ndryshme të lëvizjes së përplasjes së tehuve për shkak të dallimeve në format e tyre të jashtme, ngurtësisë përdredhëse ose rregullimit të pasaktë të këndeve të instalimit. Për të njëjtat arsye, lindin forca të ndryshueshme të rotorit të bishtit.

Llogaritja e peshës së ngritjes së një helikopteri të përafrimit të parë. Për llogaritjen e karakteristikave të fluturimit të një helikopteri në fazën e projektimit Llogaritja e parametrave kryesorë dhe zhvillimi i paraqitjes së helikopterit

Parimet e përgjithshme për llogaritjen e fuqisë së një helikopteri

Koncepti i llogaritjes së forcës statike

Burimet e ngarkesës së ndryshueshme të helikopterit

Popullore