พื้นฐานของอากาศพลศาสตร์ของโรเตอร์ หลักสูตรการออกแบบแรงยกของเฮลิคอปเตอร์สูตรเฉพาะ

การคำนวณสกรูสามารถแบ่งตามเงื่อนไขได้เป็นสามขั้นตอนต่อเนื่องกัน

จุดประสงค์ของขั้นตอนแรกของการคำนวณคือการกำหนดรัศมี แรงขับ และประสิทธิภาพของใบพัดที่คาดหวัง

ข้อมูลเริ่มต้นของขั้นตอนแรกคือ:

ขอแนะนำให้ทำการคำนวณโดยใช้ ระบบสากลหน่วย SI

หากกำหนดความเร็วของสกรูเป็นรอบต่อนาทีให้ใช้สูตร

ต้องแปลงเป็นเรเดียนต่อวินาที

เลือกความเร็วใบพัดที่คำนวณได้ V ขึ้นอยู่กับวัตถุประสงค์ของ ALS และค่า

โดยที่ K คืออัตราส่วนการยกต่อการลากสูงสุดที่คำนวณได้ของเครื่องบินน้ำหนักเบาพิเศษ ม. - น้ำหนักเครื่องขึ้น

เมื่อ E
ด้วยค่า E ตั้งแต่ 1,000 ถึง 1500 ขอแนะนำให้ใช้ความเร็วในการบิน V cr เป็นความเร็วใบพัดที่คำนวณได้ V o

และสำหรับค่า E ที่มากกว่า 1500 สามารถคำนวณความเร็วเป็นความเร็วที่คำนวณได้จากสูตร

เมื่อเลือก V o เราควรคำนึงถึงความจริงที่ว่าสำหรับกำลังเครื่องยนต์ที่กำหนด การลดลงของความเร็วที่คำนวณได้ V จะทำให้ความเร็วในการบินสูงสุดลดลง และการเพิ่มขึ้นจะทำให้ลักษณะการขึ้นบินลดลง ของเครื่องบิน

ขึ้นอยู่กับเงื่อนไขของการป้องกันกระแส transonic ความเร็วของปลายเบลด ยู . ไม่ควรเกิน 230 ... 250 m / s และเฉพาะใน แต่ละกรณีเมื่อไม่ควรติดตั้งกระปุกเกียร์และสกรูไม่สามารถถอดกำลังเครื่องยนต์ได้เต็มที่ อนุญาตให้ใช้ได้ถึง 260 m / s

ค่าเริ่มต้นของประสิทธิภาพที่ต้องการที่สูงกว่า 0.8 สำหรับความเร็วสูงและสูงกว่า 0.75 สำหรับ ALS ความเร็วต่ำนั้นไม่เหมาะสมที่จะเลือก เนื่องจากในทางปฏิบัติไม่สามารถทำได้ ขั้นตอนของการลดลงในขั้นต้นสามารถทำได้เท่ากับ 0.05 แล้วจึงลดลงเมื่อเข้าใกล้มูลค่าที่แท้จริงของประสิทธิภาพ

จากข้อมูลเบื้องต้น ข้อมูลต่อไปนี้จะถูกกำหนดตามลำดับ:

หากรัศมี R ที่ต้องการปรากฏว่ามากกว่าขอบเขต R GR แสดงว่าไม่สามารถรับประสิทธิภาพที่ระบุในตอนแรกได้ ต้องการลดลงตามจำนวนที่เลือกและทำซ้ำรอบโดยเริ่มจากคำจำกัดความของค่าใหม่หรือไม่? .

วนซ้ำจนกว่าจะเป็นไปตามเงื่อนไข RR GR หากตรงตามเงื่อนไขนี้ ให้ตรวจสอบว่าความเร็วรอบนอกของปลายใบมีด u K ไม่เกินค่าที่อนุญาต u K.GR หรือไม่

หาก u K u K.GR ค่าใหม่จะถูกกำหนดโดยค่าที่น้อยกว่าค่าก่อนหน้า และวัฏจักรจะเกิดซ้ำ

หลังจากกำหนดค่ารัศมี R, แรงขับ P และประสิทธิภาพของใบพัดแล้ว คุณสามารถไปยังขั้นตอนที่สองของการคำนวณได้

ขั้นตอนที่สองของการคำนวณใบพัด

จุดประสงค์ของขั้นตอนที่สองของการคำนวณคือการกำหนดแรงขับ การใช้พลังงาน และมิติทางเรขาคณิต ใบพัด.

ข้อมูลเริ่มต้นสำหรับขั้นตอนที่สองของการคำนวณคือ:

สำหรับการคำนวณ ใบพัด (รูปที่ 6. 7)

รูปที่ 6.7 ผลของแรงที่ไหลต่อองค์ประกอบของใบพัด

มันถูกแบ่งออกเป็นส่วนจำนวนจำกัดด้วยขนาด bR. สันนิษฐานว่าในแต่ละส่วนที่เลือกไม่มีการบิดของใบมีด และความเร็วและมุมของการไหลตามรัศมีจะไม่เปลี่ยนแปลง ด้วยการลดลงของ R นั่นคือจำนวนส่วนที่อยู่ระหว่างการพิจารณาเพิ่มขึ้น ข้อผิดพลาดที่เกิดจากสมมติฐานที่ยอมรับจะลดลง การปฏิบัติแสดงให้เห็นว่าถ้าสำหรับแต่ละส่วนเราใช้ความเร็วและมุมโดยธรรมชาติในส่วนตรงกลางจากนั้นข้อผิดพลาดจะไม่มีความสำคัญเมื่อใบมีดแบ่งออกเป็น 10 ส่วนด้วย R = 0.1r ในกรณีนี้เราสามารถสรุปได้ว่าสามส่วนแรก นับจากแรงขับของแกนใบพัดจะไม่ให้ในขณะที่กิน 4 ... 5% ของกำลังเครื่องยนต์ ดังนั้นจึงแนะนำให้ทำการคำนวณเจ็ดส่วนตั้งแต่ =0.3 ถึง =1.0

ตั้งค่าเพิ่มเติม:

เริ่มแรก แนะนำให้ตั้งค่าความกว้างใบมีดสัมพัทธ์สูงสุดสำหรับใบพัดไม้เป็น 0.08

กฎของการเปลี่ยนแปลงความกว้างของใบมีดและความหนาสัมพัทธ์สามารถกำหนดได้ในรูปแบบของสูตร ตาราง หรือรูปวาดของใบพัด (รูปที่ 6. 1)

รูปที่ 6.1 ใบพัดระยะพิทช์คงที่

มุมของการโจมตีของส่วนที่เลือกถูกกำหนดโดยนักออกแบบ โดยคำนึงถึงอัตราส่วนการยกต่อการลากแบบผกผัน ค่าสัมประสิทธิ์ Su และ K=1/ นำมาจากกราฟในรูป 6.4 และ 6.5 โดยคำนึงถึงโปรไฟล์ที่เลือกและค่าของ และ .

รูปที่ 6.4 การขึ้นต่อกันของค่าสัมประสิทธิ์แรงยกและอัตราส่วนการยกต่อการลากแบบผกผันกับมุมของการโจมตีและความหนาสัมพัทธ์สำหรับ airfoil VS-2

รูปที่ 6.5 การพึ่งพาสัมประสิทธิ์การยกและอัตราส่วนการยกต่อการลากแบบผกผันกับมุมของการโจมตีและความหนาสัมพัทธ์สำหรับ airfoil RAF-6

ขั้นตอนแรกของขั้นตอนที่สองของการคำนวณคือการกำหนดความเร็วการไหล V ในระนาบของใบพัด ความเร็วนี้ถูกกำหนดโดยสูตร

ได้จากการแก้สมการของแรงขับและการไหลของอากาศที่ผ่านบริเวณที่ใบพัดกวาด

ค่าโดยประมาณของแรงขับ P รัศมี R และพื้นที่ S โอห์ม นำมาจากขั้นตอนแรกของการคำนวณ

หากผลจากการคำนวณปรากฏว่าพลังงานที่ใช้โดยสกรูแตกต่างจากพลังงานที่มีอยู่ไม่เกิน 5 ... 10% ถือว่าขั้นตอนที่สองของการคำนวณเสร็จสมบูรณ์

หากพลังงานที่ใช้โดยใบพัดแตกต่างจากพลังงานที่มีอยู่ 10 ... 20% จำเป็นต้องเพิ่มหรือลดความกว้างของใบมีดเนื่องจากการใช้พลังงานและแรงผลักดันของใบพัดเปลี่ยนไปตามสัดส่วนโดยประมาณกับ คอร์ดของใบมีด เส้นผ่านศูนย์กลาง ความหนาสัมพัทธ์ และมุมการติดตั้งของส่วนต่างๆ ยังคงไม่เปลี่ยนแปลง

ในบางกรณีอาจกลายเป็นว่าพลังงานที่ใช้โดยใบพัดและแรงขับต่างกันมากกว่า 20% จากที่คาดหวังจากผลลัพธ์ของขั้นตอนแรกของการคำนวณ ในกรณีนี้ตามอัตราส่วนของการบริโภคและกำลังการผลิตที่มีอยู่

ใช้กราฟ (รูปที่ 6. 10) กำหนดค่าสัมประสิทธิ์ k R และ k P ค่าสัมประสิทธิ์เหล่านี้แสดงว่าจำเป็นต้องเปลี่ยนรัศมีและแรงผลักดันโดยประมาณของใบพัดกี่ครั้ง ซึ่งเป็นค่าเริ่มต้นสำหรับขั้นตอนที่สองของการคำนวณ หลังจากนั้นจะทำซ้ำขั้นตอนที่สองของการคำนวณ

รูปที่ 6.10 การพึ่งพาปัจจัยการแก้ไขอัตราส่วนของปริมาณการใช้และกำลังการผลิตที่มีอยู่

ในตอนท้ายของขั้นตอนที่สองของการคำนวณ มิติทางเรขาคณิตของสกรูที่จำเป็นสำหรับการผลิต (R, r, b, c และ ) ในหน่วยที่สะดวกสำหรับการผลิตได้สรุปไว้ในตาราง

ขั้นตอนที่สามของการคำนวณใบพัด

จุดประสงค์ของขั้นตอนที่สามคือการทดสอบใบพัดเพื่อความแข็งแรง ขั้นตอนการคำนวณนี้ลดลงเพื่อกำหนดโหลดที่ทำในส่วนต่างๆ ของใบมีดและเปรียบเทียบกับส่วนที่อนุญาต โดยคำนึงถึงรูปทรงและวัสดุที่ใช้ทำใบมีด

ในการกำหนดน้ำหนัก ใบมีดจะถูกแบ่งออกเป็นองค์ประกอบแยกกัน เช่นเดียวกับในขั้นตอนที่สองของการคำนวณ โดยเริ่มจากส่วน =0.3 โดยมีขั้นตอนที่ 0.1 ถึง =1

แต่ละองค์ประกอบที่เลือกของใบมีดที่มีมวล m ที่รัศมี r (รูปที่ 6. 11) อยู่ภายใต้แรงเฉื่อย

รูปที่ 6.11 ผลกระทบของแรงแอโรไดนามิกต่อชิ้นส่วนใบพัด

และแรงแอโรไดนามิกเบื้องต้น F. ภายใต้อิทธิพลของแรงเหล่านี้ ใบมีดจะยืดและโค้งงอจากส่วนพื้นฐานทั้งหมด เป็นผลให้เกิดความเค้นอัดแรงดึงในวัสดุของใบมีด โหลดมากที่สุด (รูปที่ 6. 12)

รูปที่ 6.12 การกระจายความเค้นในส่วนของใบพัด

เส้นใยด้านหลังของใบมีดปรากฏออกมา เนื่องจากความเค้นจากแรงเฉื่อยและโมเมนต์ดัดรวมกันในเส้นใยเหล่านี้ เพื่อให้แน่ใจว่ามีความแข็งแรงที่กำหนด ความเค้นจริงในพื้นที่เหล่านี้ซึ่งอยู่ห่างจากแกนของส่วนใบมีดมากที่สุดจะต้องน้อยกว่าที่อนุญาตสำหรับวัสดุที่เลือกไว้

ค่าของรัศมี r ที่จำเป็นสำหรับการคำนวณซึ่งส่วนของใบมีดที่อยู่ระหว่างการพิจารณา คอร์ด b ความหนาสัมพัทธ์และแรง F ถูกนำมาจากตารางของขั้นตอนที่สองของการคำนวณ จากนั้นสำหรับแต่ละส่วนจะถูกกำหนดตามลำดับ:

ปัจจัยการเติม k 3 ขึ้นอยู่กับโปรไฟล์ที่ใช้สำหรับสกรู สำหรับโปรไฟล์สกรูทั่วไป คือ: Clark-Y-k 3 =0.73; BC-2-k 3 =0.7 และ RAF-6-k 3 = 0.74

หลังจากคำนวณค่า P ในแต่ละส่วนแล้ว ค่าเหล่านี้จะถูกรวมจากปลายใบมีดที่ว่างไปยังส่วนที่พิจารณา โดยการแบ่งแรงทั้งหมดที่กระทำในแต่ละส่วนภายใต้การพิจารณาด้วยพื้นที่ของส่วนนี้ สามารถรับความเค้นดึงจากแรงเฉื่อยได้

ความเค้นดัดของใบมีดภายใต้อิทธิพลของแรงแอโรไดนามิก F ถูกกำหนดให้เป็นคานแบบคานยื่นที่มีการกระจายน้ำหนักไม่สม่ำเสมอ

ดังที่ได้กล่าวไว้ก่อนหน้านี้ ความเค้นสูงสุดจะอยู่ที่เส้นใยด้านหลังของใบมีด และถูกกำหนดเป็นผลรวมของความเค้นจากแรงเฉื่อยและแอโรไดนามิก ขนาดของความเค้นเหล่านี้ไม่ควรเกิน 60 ... 70% ของความต้านทานแรงดึงของวัสดุใบมีด

หากมั่นใจในความแข็งแรงของใบมีด การคำนวณใบพัดก็ถือว่าสมบูรณ์

หากไม่มั่นใจในความแข็งแรงของใบมีด ก็จำเป็นต้องเลือกวัสดุอื่นที่มีความทนทานมากกว่า หรือโดยการเพิ่มความกว้างสัมพัทธ์ของใบมีด ให้ทำซ้ำทั้งสามขั้นตอนของการคำนวณ

หากความกว้างสัมพัทธ์ของใบมีดเกิน 0.075 สำหรับใบพัดที่ทำจากไม้เนื้อแข็งและ 0.09 สำหรับใบพัดที่ทำจากไม้เนื้ออ่อน ก็ไม่จำเป็นต้องทำการคำนวณในขั้นตอนที่สาม เนื่องจากจะต้องให้ความแข็งแรงที่จำเป็นอย่างแน่นอน

ขึ้นอยู่กับวัสดุ: P.I. Chumak, V.F Krivokrysenko "การคำนวณและการออกแบบ ALS"

บทนำ

การออกแบบเฮลิคอปเตอร์เป็นกระบวนการที่ซับซ้อนซึ่งพัฒนาขึ้นเมื่อเวลาผ่านไป โดยแบ่งออกเป็นขั้นตอนและขั้นตอนการออกแบบที่เกี่ยวข้องกัน เครื่องบินที่สร้างขึ้นจะต้องตอบสนอง ความต้องการทางด้านเทคนิคและเป็นไปตามลักษณะทางเทคนิคและเศรษฐกิจที่ระบุไว้ในข้อกำหนดอ้างอิงสำหรับการออกแบบ ข้อกำหนดในการอ้างอิงประกอบด้วยคำอธิบายเริ่มต้นของเฮลิคอปเตอร์และคุณลักษณะด้านประสิทธิภาพโดยให้ค่าสูง ประสิทธิภาพทางเศรษฐกิจและความสามารถในการแข่งขันของเครื่องจักรที่ออกแบบ ได้แก่ ความสามารถในการบรรทุก ความเร็วในการบิน ระยะ เพดานสถิตและไดนามิก ทรัพยากร ความทนทาน และราคา

เงื่อนไขการอ้างอิงระบุไว้ในขั้นตอนของการวิจัยก่อนโครงการ ซึ่งในระหว่างนั้นจะมีการค้นหาสิทธิบัตร การวิเคราะห์โซลูชันทางเทคนิคที่มีอยู่ งานวิจัยและพัฒนา งานหลักของการวิจัยก่อนการออกแบบคือการค้นหาและการทดสอบยืนยันหลักการทำงานของวัตถุที่ออกแบบและองค์ประกอบของวัตถุใหม่

ในขั้นตอนของการออกแบบเบื้องต้นจะมีการเลือกรูปแบบแอโรไดนามิกลักษณะของเฮลิคอปเตอร์และการคำนวณพารามิเตอร์หลักจะดำเนินการเพื่อให้แน่ใจว่าบรรลุผลสำเร็จของประสิทธิภาพการบินที่ระบุ พารามิเตอร์เหล่านี้รวมถึง: มวลเฮลิคอปเตอร์ กำลัง ระบบขับเคลื่อน, ขนาดของใบพัดหลักและส่วนท้าย มวลของเชื้อเพลิง มวลของเครื่องมือวัดและอุปกรณ์พิเศษ นำผลการคำนวณไปใช้ในการพัฒนา ไดอะแกรมเลย์เอาต์เฮลิคอปเตอร์และรวบรวมงบดุลเพื่อกำหนดตำแหน่งของจุดศูนย์กลางมวล

การออกแบบแต่ละหน่วยและส่วนประกอบของเฮลิคอปเตอร์โดยคำนึงถึงโซลูชันทางเทคนิคที่เลือกนั้นดำเนินการในขั้นตอนของการพัฒนาโครงการด้านเทคนิค ในขณะเดียวกัน พารามิเตอร์ของหน่วยที่ออกแบบจะต้องเป็นไปตามค่าที่สอดคล้องกับการออกแบบร่าง พารามิเตอร์บางตัวสามารถปรับแต่งได้เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพการออกแบบ ในระหว่างการออกแบบทางเทคนิค จะทำการคำนวณความแข็งแรงตามหลักอากาศพลศาสตร์และจลนศาสตร์ของหน่วย รวมถึงการเลือกใช้วัสดุโครงสร้างและโครงร่างโครงสร้าง

ในขั้นตอนของการออกแบบโดยละเอียด การดำเนินการตามแบบการทำงานและการประกอบของเฮลิคอปเตอร์ ข้อมูลจำเพาะ รายการหยิบ และอื่นๆ เอกสารทางเทคนิคตามมาตรฐานที่เป็นที่ยอมรับ

เอกสารนี้นำเสนอวิธีการคำนวณพารามิเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์ในขั้นตอนของการออกแบบเบื้องต้น ซึ่งใช้ในการทำโครงงานหลักสูตรในสาขาวิชา "การออกแบบเฮลิคอปเตอร์" ให้เสร็จสมบูรณ์

1. การคำนวณน้ำหนักบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ของการประมาณครั้งแรก

- น้ำหนักบรรทุก, กก.; - มวลลูกเรือกก. -ช่วงของเที่ยวบิน กิโลกรัม.

2. การคำนวณพารามิเตอร์ โรเตอร์เฮลิคอปเตอร์

2.1รัศมี R, m, โรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์โรเตอร์เดี่ยวคำนวณโดยสูตร:

, - น้ำหนักขึ้นเครื่องบิน, กก.;

g- ความเร่งในการตกอย่างอิสระ เท่ากับ 9.81 m/s 2 ;

พี- โหลดเฉพาะในพื้นที่ที่โรเตอร์หลักกวาด

พี =3,14.

ค่าโหลดเฉพาะ พีสำหรับพื้นที่กวาดด้วยสกรูจะถูกเลือกตามคำแนะนำที่นำเสนอในงาน /1/: โดยที่ พี = 280

เมตร

เรายอมรับรัศมีของโรเตอร์หลักเท่ากับ R = 7.9

ความเร็วเชิงมุม w, s -1 , การหมุนของโรเตอร์หลักถูกจำกัดด้วยความเร็วรอบวง w Rปลายใบมีดซึ่งขึ้นอยู่กับน้ำหนักเครื่องขึ้น

เฮลิคอปเตอร์และทำให้ w R = 232 ม./วิ. ด้วย -1 . rpm

2.2 ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานสถิตและไดนามิก

2.3 การคำนวณความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดินและบนเพดานแบบไดนามิก

พื้นที่สัมพัทธ์ถูกกำหนด

เทียบเท่าจานอันตราย: , โดยที่ ส เอ่อ = 2.5

คำนวณมูลค่าของความเร็วเศรษฐกิจใกล้พื้นดิน วี ชม, กม./ชม.:

,

ที่ไหน ฉัน

กม./ชม.

คำนวณมูลค่าของความเร็วทางเศรษฐกิจบนเพดานแบบไดนามิก วี ดิน, กม./ชม.:

,

ที่ไหน ฉัน\u003d 1.09 ... 1.10 - ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ

กม./ชม.

2.4 คำนวณค่าสัมพัทธ์ของความเร็วสูงสุดและประหยัดของเที่ยวบินแนวนอนบนเพดานแบบไดนามิก:

, ,

ที่ไหน Vmax=250 กม./ชม. และ วี ดิน\u003d 182.298 km / h - ความเร็วในการบิน;

w R=232 ม./วินาที - ความเร็วรอบข้างของใบมีด

2.5 การคำนวณอัตราส่วนที่อนุญาตของค่าสัมประสิทธิ์แรงขับต่อการเติมโรเตอร์หลักสำหรับความเร็วสูงสุดใกล้พื้นและสำหรับความเร็วประหยัดบนเพดานแบบไดนามิก:

pripri

2.6 ค่าสัมประสิทธิ์แรงขับของโรเตอร์หลักใกล้กับพื้นและที่เพดานไดนามิก:

, , , .

2.7 การคำนวณการเติมโรเตอร์หลัก:

ไส้โรเตอร์ สคำนวณสำหรับกรณีของเที่ยวบินที่ความเร็วสูงสุดและประหยัด:

; .

เป็นมูลค่าการเติมโดยประมาณ สโรเตอร์ ค่าที่มากที่สุดนำมาจาก ส Vmaxและ ส วี ดิน .

บทนำ

การออกแบบเฮลิคอปเตอร์เป็นกระบวนการที่ซับซ้อนซึ่งพัฒนาขึ้นเมื่อเวลาผ่านไป โดยแบ่งออกเป็นขั้นตอนและขั้นตอนการออกแบบที่เกี่ยวข้องกัน เครื่องบินที่สร้างขึ้นต้องเป็นไปตามข้อกำหนดทางเทคนิคและสอดคล้องกับลักษณะทางเทคนิคและเศรษฐกิจที่ระบุไว้ในข้อกำหนดการออกแบบ ข้อกำหนดในการอ้างอิงประกอบด้วยคำอธิบายเริ่มต้นของเฮลิคอปเตอร์และคุณลักษณะด้านประสิทธิภาพ ซึ่งรับประกันประสิทธิภาพทางเศรษฐกิจและความสามารถในการแข่งขันสูงของเครื่องจักรที่ออกแบบ กล่าวคือ: ความสามารถในการบรรทุก ความเร็วในการบิน พิสัย เพดานคงที่และไดนามิก ทรัพยากร ความทนทาน และราคา

เงื่อนไขการอ้างอิงระบุไว้ในขั้นตอนของการวิจัยก่อนโครงการ ซึ่งในระหว่างนั้นจะมีการค้นหาสิทธิบัตร การวิเคราะห์โซลูชันทางเทคนิคที่มีอยู่ งานวิจัยและพัฒนา งานหลักของการวิจัยก่อนการออกแบบคือการค้นหาและการทดสอบยืนยันหลักการทำงานของวัตถุที่ออกแบบและองค์ประกอบของวัตถุใหม่

ในขั้นตอนของการออกแบบเบื้องต้นจะมีการเลือกรูปแบบแอโรไดนามิกลักษณะของเฮลิคอปเตอร์และการคำนวณพารามิเตอร์หลักจะดำเนินการเพื่อให้แน่ใจว่าบรรลุผลสำเร็จของประสิทธิภาพการบินที่ระบุ พารามิเตอร์เหล่านี้รวมถึง: มวลของเฮลิคอปเตอร์, กำลังของระบบขับเคลื่อน, ขนาดของใบพัดหลักและส่วนท้าย, มวลของเชื้อเพลิง, มวลของเครื่องมือวัดและอุปกรณ์พิเศษ ผลลัพธ์ของการคำนวณจะใช้ในการพัฒนาโครงร่างของเฮลิคอปเตอร์และการเตรียมงบดุลเพื่อกำหนดตำแหน่งของจุดศูนย์กลางมวล

การออกแบบแต่ละหน่วยและส่วนประกอบของเฮลิคอปเตอร์โดยคำนึงถึงโซลูชันทางเทคนิคที่เลือกนั้นดำเนินการในขั้นตอนของการพัฒนาโครงการด้านเทคนิค ในขณะเดียวกัน พารามิเตอร์ของหน่วยที่ออกแบบจะต้องเป็นไปตามค่าที่สอดคล้องกับการออกแบบร่าง พารามิเตอร์บางตัวสามารถปรับแต่งได้เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพการออกแบบ ในระหว่างการออกแบบทางเทคนิค จะทำการคำนวณความแข็งแรงตามหลักอากาศพลศาสตร์และจลนศาสตร์ของหน่วย รวมถึงการเลือกใช้วัสดุโครงสร้างและโครงร่างโครงสร้าง

ในขั้นตอนการออกแบบโดยละเอียด ภาพวาดการทำงานและการประกอบของเฮลิคอปเตอร์ ข้อมูลจำเพาะ รายการบรรจุภัณฑ์ และเอกสารทางเทคนิคอื่นๆ ได้จัดทำขึ้นตามมาตรฐานที่เป็นที่ยอมรับ

เอกสารนี้นำเสนอวิธีการคำนวณพารามิเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์ในขั้นตอนของการออกแบบเบื้องต้น ซึ่งใช้ในการทำโครงงานหลักสูตรในสาขาวิชา "การออกแบบเฮลิคอปเตอร์" ให้เสร็จสมบูรณ์

1. การคำนวณน้ำหนักบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ในการประมาณครั้งแรก

น้ำหนักบรรทุกอยู่ที่ไหน kg;

น้ำหนักลูกเรือกก.

ช่วงของเที่ยวบิน

กิโลกรัม.

2. การคำนวณพารามิเตอร์ของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์

2.1 รัศมี R, m, โรเตอร์หลักเฮลิคอปเตอร์โรเตอร์เดี่ยวคำนวณโดยสูตร:

,

น้ำหนักขึ้นของเฮลิคอปเตอร์อยู่ที่ไหนกก;

g- ความเร่งในการตกอย่างอิสระเท่ากับ 9.81 m/s 2 ;

พี - โหลดเฉพาะในพื้นที่ที่โรเตอร์หลักกวาด

 =3,14.

ค่าโหลดเฉพาะพีสำหรับพื้นที่กวาดด้วยสกรูจะถูกเลือกตามคำแนะนำที่นำเสนอในงาน /1/: โดยที่พี= 280

เมตร

เรายอมรับรัศมีของโรเตอร์หลักเท่ากับR= 7.9

ความเร็วเชิงมุม , จาก -1 , การหมุนของโรเตอร์หลักถูกจำกัดด้วยความเร็วรอบข้าง Rปลายใบมีดซึ่งขึ้นกับน้ำหนักเครื่องขึ้นของเฮลิคอปเตอร์และจำนวน R= 232 ม./วิ.

จาก -1 .

rpm

2.2 ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานสถิตและไดนามิก

2.3 การคำนวณความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดินและบนเพดานแบบไดนามิก

กำหนดพื้นที่สัมพัทธ์ของเพลตอันตรายที่เทียบเท่ากัน:

ที่ไหนส เอ่อ = 2.5

คำนวณมูลค่าของความเร็วเศรษฐกิจใกล้พื้นดิน วี ชม , กม./ชม.:

,

ที่ไหนฉัน = 1,09…1,10 - ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ

กม./ชม.

คำนวณมูลค่าของความเร็วทางเศรษฐกิจบนเพดานแบบไดนามิก วี ดิน , กม./ชม.:

,

ที่ไหนฉัน = 1,09…1,10 - ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ

กม./ชม.

2.4 คำนวณค่าสัมพัทธ์ของค่าสูงสุดและค่าเศรษฐกิจบนเพดานแบบไดนามิก ความเร็วในการบินในแนวนอน:

,

ที่ไหนวี max =250 กม./ชม. และวี ดิน \u003d 182.298 km / h - ความเร็วในการบิน;

 R=232 ม./วินาที - ความเร็วรอบข้างของใบมีด

2.5 การคำนวณอัตราส่วนที่อนุญาตของค่าสัมประสิทธิ์แรงขับต่อการเติมโรเตอร์หลักสำหรับความเร็วสูงสุดใกล้พื้นและสำหรับความเร็วประหยัดบนเพดานไดนามิก:

2.6 ค่าสัมประสิทธิ์แรงขับของโรเตอร์หลักใกล้กับพื้นและที่เพดานไดนามิก:

,

,

,

.

2.7 การคำนวณการเติมโรเตอร์หลัก:

ไส้โรเตอร์  คำนวณสำหรับกรณีของเที่ยวบินที่ความเร็วสูงสุดและประหยัด:

;

.

เป็นมูลค่าการเติมโดยประมาณ  โรเตอร์ ค่าที่มากที่สุดนำมาจาก  Vmax และ  วี ดิน :

ยอมรับ

ความยาวคอร์ด ข และการยืดตัว  ใบมีดโรเตอร์จะเท่ากับ:

, ที่ไหน z l - จำนวนใบพัดโรเตอร์ ( z l =3)

เมตร

.

2.8 การเพิ่มขึ้นสัมพัทธ์ของแรงขับของโรเตอร์หลักเพื่อชดเชยการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวเครื่องบินและหางแนวนอน:

,

ที่ไหนส ฉ - พื้นที่ของการฉายแนวนอนของลำตัว;

ส ไทย - พื้นที่ของขนนกแนวนอน

ส ฉ =10 นาที 2 ;

ส ไทย =1.5 m 2 .

3. การคำนวณกำลังของระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์

3.1 การคำนวณกำลังเมื่อวางเมาส์บนเพดานคงที่:

กำลังเฉพาะที่จำเป็นสำหรับการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในโหมดโฮเวอร์บนเพดานสถิติคำนวณโดยสูตร:

,

ที่ไหน นู๋ ชม เซนต์ - พลังงานที่ต้องการ W;

ม 0 - น้ำหนักบินขึ้นกก.

g - ความเร่งในการตกอย่างอิสระ m/s 2 ;

พี - โหลดเฉพาะบนพื้นที่ที่โรเตอร์หลักกวาด N/m 2 ;

 เซนต์ - ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์ที่ความสูงของเพดานคงที่

 0 - ประสิทธิภาพสัมพัทธ์ โรเตอร์หลักในโหมดโฮเวอร์ (  0 =0.75);

การเพิ่มขึ้นสัมพัทธ์ของแรงขับของโรเตอร์หลักเพื่อให้สมดุลการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวเครื่องบินและหางในแนวนอน:

.

3.2 การคำนวณกำลังจำเพาะในระดับการบินที่ความเร็วสูงสุด

กำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในการบินระดับที่ความเร็วสูงสุดคำนวณโดยสูตร:

,

ความเร็วรอบนอกของปลายใบมีดอยู่ที่ไหน

- จานที่เป็นอันตรายเทียบเท่าญาติ;

ฉัน เอ่อ - ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ กำหนดขึ้นอยู่กับความเร็วในการบินตามสูตรต่อไปนี้:

, ที่ กม./ชม.,

, ที่ กม./ชม.

3.3 การคำนวณกำลังเฉพาะขณะบินบนเพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจ

พลังเฉพาะในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักบนเพดานไดนามิกคือ:

,

ที่ไหน  ดิน - ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานไดนามิก

วี ดิน - ความเร็วทางเศรษฐกิจของเฮลิคอปเตอร์บนเพดานแบบไดนามิก

3.4 การคำนวณกำลังจำเพาะในเที่ยวบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วประหยัดในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องระหว่างเครื่องขึ้น

กำลังเฉพาะที่จำเป็นสำหรับการขึ้นเครื่องต่อไปด้วยความเร็วที่ประหยัดในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องคำนวณโดยสูตร:

,

ความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดินอยู่ที่ไหน

3.5 การคำนวณกำลังลดลงเฉพาะสำหรับกรณีเที่ยวบินต่างๆ

3.5.1 พลังงานที่ลดลงโดยเฉพาะเมื่อวางเมาส์ไว้บนเพดานคงที่คือ:

,

ลักษณะเฉพาะของคันเร่งอยู่ที่ไหนซึ่งขึ้นอยู่กับความสูงของเพดานคงที่ ชม เซนต์ และคำนวณโดยสูตร:

,

 0 - ปัจจัยการใช้กำลังของระบบขับเคลื่อนในโหมดโฮเวอร์ ค่าที่ขึ้นอยู่กับน้ำหนักเครื่องขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ม 0 :

ที่ ม 0 < 10 тонн

ที่ 10 25 ตัน

ที่ ม 0 > 25 ตัน

,

,

3.5.2 กำลังที่ลดลงเฉพาะในการบินระดับที่ความเร็วสูงสุดคือ:

,

ที่ไหน - ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วสูงสุด

- ลักษณะคันเร่งของเครื่องยนต์ขึ้นอยู่กับความเร็วในการบิน วี max :

;

3.5.3 กำลังลดลงเฉพาะในเที่ยวบินที่เพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจ วี ดิน เท่ากับ:

,

และ - ระดับการควบคุมเครื่องยนต์ขึ้นอยู่กับความสูงของเพดานไดนามิก ชม และความเร็วในการบิน วี ดิน ตามลักษณะคันเร่งดังต่อไปนี้:

,

.

;

3.5.4 กำลังที่ลดลงเฉพาะในการบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจในกรณีที่เครื่องยนต์หนึ่งเครื่องดับขณะบินขึ้นเท่ากับ:

,

ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วการบินทางเศรษฐกิจอยู่ที่ไหน

- ระดับของการควบคุมปริมาณเครื่องยนต์ในโหมดฉุกเฉิน

น = 2 - จำนวนเครื่องยนต์เฮลิคอปเตอร์

,

,

3.5.5 การคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน

ในการคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน ค่าสูงสุดของกำลังที่ลดลงเฉพาะจะถูกเลือก:

.

กำลังไฟฟ้าที่ต้องการ นู๋ ระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์จะเท่ากับ:

,

ที่ไหน ม 01 - น้ำหนักขึ้นเฮลิคอปเตอร์

g = 9.81 m 2 /s - การเร่งความเร็วการตกอย่างอิสระ

ว

3.6 การเลือกใช้เครื่องยนต์

รับสอง เครื่องยนต์ turboshaftVK-2500(TV3-117VMA-SB3) กำลังทั้งหมดของแต่ละอัน นู๋ =1,405∙10 6 อ.

เครื่องยนต์VK-2500(TV3-117VMA-SB3) ออกแบบมาสำหรับการติดตั้งบนเฮลิคอปเตอร์รุ่นใหม่ เช่นเดียวกับการเปลี่ยนเครื่องยนต์ของเฮลิคอปเตอร์ที่มีอยู่เพื่อปรับปรุงประสิทธิภาพการบิน มันถูกสร้างขึ้นบนพื้นฐานของเครื่องยนต์ที่ผ่านการรับรองอนุกรม TV3-117VMA และผลิตที่ Federal State Unitary Enterprise "โรงงานตั้งชื่อตาม V.Ya. คลิมอฟ".

4. การคำนวณมวลเชื้อเพลิง

ในการคำนวณมวลเชื้อเพลิงที่ให้ช่วงการบินที่กำหนด จำเป็นต้องกำหนดความเร็วในการล่องเรือวี kr . การคำนวณความเร็วการล่องเรือนั้นกระทำโดยวิธีการประมาณค่าที่ต่อเนื่องกันในลำดับต่อไปนี้:

ก) ค่าของความเร็วในการล่องเรือของการประมาณครั้งแรกจะถูกนำมา:

กม./ชม.;

b) คำนวณค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ ฉัน เอ่อ :

ที่กม./ชม

ที่กม./ชม

c) กำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในเที่ยวบินในโหมดล่องเรือถูกกำหนด:

,

โดยที่ค่าสูงสุดของกำลังลดลงจำเพาะของระบบขับเคลื่อนอยู่ที่ไหน

- ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงกำลังขึ้นอยู่กับความเร็วของเที่ยวบิน วี kr 1 คำนวณโดยสูตร:

.

d) คำนวณความเร็วการล่องเรือของการประมาณครั้งที่สอง:

.

จ) กำหนดความเบี่ยงเบนสัมพัทธ์ของความเร็วของการประมาณครั้งแรกและครั้งที่สอง:

.

เมื่อความเร็วรอบของการประมาณแรกได้รับการขัดเกลา วี kr 1 โดยจะเท่ากับความเร็วที่คำนวณได้ของการประมาณครั้งที่สอง จากนั้นการคำนวณจะทำซ้ำจากจุด b) และสิ้นสุดภายใต้เงื่อนไข

ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะคำนวณโดยสูตร:

,

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงในการสิ้นเปลืองน้ำมันเชื้อเพลิงเฉพาะอยู่ที่ใดขึ้นอยู่กับโหมดการทำงานของเครื่องยนต์

- ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะขึ้นอยู่กับความเร็วของเที่ยวบิน

- ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะในโหมดบินขึ้น

ในกรณีของเที่ยวบินในโหมดล่องเรือ ยอมรับสิ่งต่อไปนี้:

;

;

ที่กิโลวัตต์;

ที่กิโลวัตต์

กก./ชม.,

มวลของเชื้อเพลิงที่ใช้ไปในเที่ยวบิน ม ตู่ จะเท่ากับ:

พลังงานเฉพาะที่ใช้ความเร็วการล่องเรืออยู่ที่ไหน

- ความเร็วในการล่องเรือ

หลี่ - ช่วงการบิน

กิโลกรัม.

5. การหามวลของส่วนประกอบและชุดประกอบของเฮลิคอปเตอร์

5.1 มวลของใบพัดหลักถูกกำหนดโดยสูตร:

,

ที่ไหน R - รัศมีโรเตอร์

 - เติมโรเตอร์หลัก

กิโลกรัม,

5.2 มวลของศูนย์กลางโรเตอร์หลักคำนวณโดยสูตร:

,

ที่ไหน k อ. - ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของบุชชิ่งดีไซน์ทันสมัย

k l - ค่าสัมประสิทธิ์อิทธิพลของจำนวนใบมีดต่อมวลบุชชิ่ง

คุณสามารถคำนึงถึง:

กก./กิโลนิวตัน

,

ดังนั้น จากการแปลงร่าง เราจึงได้:

ในการกำหนดมวลของศูนย์กลางโรเตอร์หลัก จำเป็นต้องคำนวณแรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบมีดนู๋ CB (เป็นกิโลนิวตัน):

,

กิโลนิวตัน,

กิโลกรัม.

5.3 มวลของระบบควบคุมบูสเตอร์, ซึ่งรวมถึงแผ่นสวอชเพลท บูสเตอร์ไฮดรอลิก ระบบควบคุมไฮดรอลิกโรเตอร์หลัก คำนวณโดยสูตร:

,

ที่ไหน ข - คอร์ดใบมีด

k บู - ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของระบบควบคุมบูสเตอร์ซึ่งสามารถถ่ายได้เท่ากับ 13.2 กก./ลบ.ม 3 .

กิโลกรัม.

5.4 น้ำหนักของระบบควบคุมแบบแมนนวล:

,

ที่ไหน k RU - ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของระบบควบคุมแบบแมนนวล ใช้สำหรับเฮลิคอปเตอร์แบบโรเตอร์เดี่ยว เท่ากับ 25 กก./ม.

กิโลกรัม.

5.5 มวลของกระปุกเกียร์หลักขึ้นอยู่กับแรงบิดของเพลาโรเตอร์หลักและคำนวณโดยสูตร:

,

ที่ไหน k เอ็ด - ตัวคูณน้ำหนัก ค่าเฉลี่ย 0.0748 กก. / (Nm) 0,8 .

แรงบิดสูงสุดบนเพลาโรเตอร์หลักถูกกำหนดโดยกำลังที่ลดลงของระบบขับเคลื่อนนู๋ และความเร็วของสกรู  :

,

ที่ไหน  0 - ปัจจัยการใช้พลังงานของระบบขับเคลื่อน ค่าที่ใช้ขึ้นอยู่กับน้ำหนักเครื่องขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ม 0 :

ที่ ม 0 < 10 тонн

ที่ 10 25 ตัน

ที่ ม 0 > 25 ตัน

ยังไม่มีข้อความ

มวลของกระปุกเกียร์หลัก:

กิโลกรัม.

5.6 เพื่อกำหนดมวลของชุดขับเคลื่อนหางของโรเตอร์จะมีการคำนวณแรงขับ ตู่ rv :

,

ที่ไหน เอ็ม nv - แรงบิดบนเพลาโรเตอร์

หลี่ rv - ระยะห่างระหว่างแกนของสกรูหลักและสกรูท้าย

ระยะห่างระหว่างแกนของสกรูหลักและสกรูท้ายเท่ากับผลรวมของรัศมีและระยะห่าง  ระหว่างปลายใบมีด:

,

ที่ไหน  - ช่องว่างที่ถ่ายเท่ากับ 0.15 ... 0.2 ม.

คือรัศมีของใบพัดหาง ซึ่งขึ้นอยู่กับน้ำหนักเครื่องขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ คือ:

ที่ t,

ที่ t,

ที่ t.

เมตร

เมตร

ชม,

พลัง นู๋ rv ที่ใช้ในการหมุนของโรเตอร์หางคำนวณโดยสูตร:

,

ที่ไหน  0 - ประสิทธิภาพสัมพัทธ์ของใบพัดหางซึ่งถ่ายได้เท่ากับ 0.6 ... 0.65

ว

แรงบิด เอ็ม rv ส่งโดยเพลาพวงมาลัยเท่ากับ:

ยังไม่มีข้อความ

ความถี่ของการหมุนของเพลาพวงมาลัยอยู่ที่ไหน

จาก -1 ,

แรงบิดที่ส่งผ่านเพลาส่งกำลัง N·m ที่ความเร็วรอบ น ใน = 3000 รอบต่อนาที เท่ากับ:

ยังไม่มีข้อความ

ยังไม่มีข้อความ

น้ำหนัก ม ใน เพลาส่งกำลัง:

,

ที่ไหน k ใน - ตัวคูณน้ำหนักสำหรับเพลาส่งกำลังซึ่งเท่ากับ 0.0318 กก. / (Nm) 0,67 . กิโลกรัม

ค่าแรงเหวี่ยงหนีศูนย์กลาง นู๋ cbr กระทำต่อใบพัดหางและรับรู้โดยบานพับดุมล้อ

น้ำหนักดุมล้อหลัง ม วันอังคาร คำนวณโดยใช้สูตรเดียวกับโรเตอร์หลัก:

,

ที่ไหน นู๋ CB - แรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบมีด

k อ. - ตัวคูณน้ำหนักของบุชชิ่ง ถ่ายเท่ากับ 0.0527 กก./kN 1,35

k z - ตัวคูณน้ำหนักขึ้นอยู่กับจำนวนใบมีดและคำนวณโดยสูตร: กิโลกรัม,

มวลของอุปกรณ์ไฟฟ้าของเฮลิคอปเตอร์คำนวณโดยสูตร:

,

ที่ไหน หลี่ rv - ระยะห่างระหว่างแกนของสกรูหลักและสกรูท้าย

z l - จำนวนใบพัดโรเตอร์

R - รัศมีโรเตอร์

 l - การยืดตัวสัมพัทธ์ของใบพัดหลัก

k ฯลฯ และ k อีเมล - ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักสำหรับสายไฟฟ้าและอุปกรณ์ไฟฟ้าอื่น ๆ ซึ่งมีค่าเท่ากับ:

,

การคำนวณและการสร้างขั้วลงจอด 3.4 การชำระเงินและการก่อสร้าง... / S 0.15 10. ข้อมูลทั่วไป 10.1 ถอดออก น้ำหนักเครื่องบินกก. m0 880 10 ...

การชำระเงินลักษณะสมรรถนะของเครื่องบิน An-124

งานทดสอบ >> ขนส่ง

หลักสูตรวิชาอากาศพลศาสตร์ " การชำระเงิน ลักษณะอากาศพลศาสตร์เครื่องบิน ... และประเภทของเครื่องยนต์ ถอดออกแรงขับเครื่องยนต์เดียว ถอดออกกำลังของหนึ่งเครื่องยนต์ ... TRD 23450 - Takeoff น้ำหนักอากาศยาน น้ำหนักเครื่องบินพร้อมเครื่องเปล่า โหลดแบบเสียเงิน ...

การชำระเงินกฎหมายควบคุมการเคลื่อนที่ตามยาวของเครื่องบิน

หลักสูตรการทำงาน>> ขนส่ง

เปลี่ยนตำแหน่งมือถือ มวลชนมาตรความเร่งได้รับการแก้ไขโดยระบบควบคุมโพเทนชิโอเมตริกหรือ... เป็นเครื่องมือ การคำนวณขอแนะนำให้ใช้แพ็คเกจ MATLAB ... ในเที่ยวบิน b) เมื่อจอดรถ ถอดออกแถบ; c) ในฤดูใบไม้ร่วงฟรี...

การเตรียมตัวก่อนบิน

ข้อสอบ >> การบินและอวกาศ

แท้จริง ถอดออก มวลความเร็วในการตัดสินใจ V1 ถูกกำหนด การชำระเงินขีด จำกัด ของ payload ไม่เปลี่ยนแปลง น้ำหนัก = น้ำหนัก ...

ประวัติหนัง ถ้าพรุ่งนี้มีสงคราม

บทคัดย่อ >> วัฒนธรรมและศิลปะ

...) น้ำหนักว่าง: 1,348 กก. ปกติ ถอดออก น้ำหนัก: 1 765 กก. สูงสุด ถอดออก น้ำหนัก: 1,859 กก. น้ำหนักเชื้อเพลิง... ลักษณะ: Calibre, มม. 152.4 การชำระเงิน, ท่าน 10 น้ำหนักในตำแหน่งที่เก็บไว้ กก 4550 ...

คำนวณแรงขับของโรเตอร์หลัก หากเราพิจารณาพื้นผิว (พื้นที่ F) สกรูกวาดระหว่างการหมุนเป็นระนาบที่ไม่สามารถเข้าถึงได้ เราจะเห็นว่าระนาบนี้ได้รับผลกระทบจากแรงดัน pi จากด้านบน และแรงดัน p2 จากด้านล่าง และ p-2 มากกว่า กว่าพิกเซล

เป็นที่ทราบกันดีจากกฎข้อที่สองของกลศาสตร์ว่ามวลได้รับความเร่งก็ต่อเมื่อแรงบางอย่างกระทำต่อมันเท่านั้น ยิ่งกว่านั้น แรงนี้มีค่าเท่ากับผลคูณของมวลและความเร่ง และมุ่งไปในทิศทางของความเร่ง (ในกรณีของเราคือ ลง)

พลังนี้คืออะไร? ในอีกด้านหนึ่ง เห็นได้ชัดว่าแรงนี้เป็นผลมาจากการกระทำของสกรูในอากาศ ในทางกลับกันใช่หรือไม่? แรงตามกฎข้อที่สามของกลศาสตร์จะต้องสอดคล้องกับขนาดเท่ากันและตรงข้ามกับผลกระทบของอากาศต่อสกรู อย่างหลังไม่มีอะไรเลยนอกจากแรงผลักของใบพัด

อย่างไรก็ตาม หากเราดูไดนาโมมิเตอร์ที่วัดแรงขับของใบพัดจริง เราพบว่าการคำนวณของเราค่อนข้างคลาดเคลื่อน ในความเป็นจริง แรงขับจะลดลง เนื่องจากเราถือว่าการทำงานของใบพัดนั้นสมบูรณ์แบบ และไม่คำนึงถึงการสูญเสียพลังงานอันเนื่องมาจากแรงเสียดทานและการหมุนของกระแสอากาศที่อยู่ด้านหลังใบพัด

อันที่จริง อนุภาคอากาศเข้าใกล้สกรูด้วยความเร็วอุปนัยในทิศทางแกน ซึ่งตั้งฉากกับระนาบการหมุนเท่านั้น แต่ยังมีความเร็วการบิดด้วย ดังนั้นเมื่อคำนวณความเร็วการดูดและการดีดตัวเหนี่ยวนำ u2 การหมุนของอากาศระหว่างการหมุนของโรเตอร์หลักจะถูกนำมาพิจารณาด้วย

ในสูตรแรงขับ ค่าสัมประสิทธิ์การยก su จะคล้ายกับค่าสัมประสิทธิ์แรงขับ ความเร็วในการบินสอดคล้องกับความเร็วเส้นรอบวงของปลายใบพัดซึ่งมีรัศมี r และความเร็วเชิงมุม พื้นที่ปีก 5 สอดคล้องกับพื้นที่ของดิสก์ที่ถูกกวาดโดยใบพัด lg2 ค่าสัมประสิทธิ์ถูกกำหนดจากเส้นโค้งโบลดาวน์ของใบพัดที่กำหนดในมุมต่างๆ ของการโจมตี

ค่าสัมประสิทธิ์แรงขับไร้มิติสำหรับใบพัดที่สร้างไว้แล้วโดยเฉพาะซึ่งทำงานในโหมดที่กำหนดสามารถคำนวณได้โดยการหารแรงขับของใบพัด T ซึ่งแสดงเป็นกิโลกรัมโดยผลคูณของพารามิเตอร์ใบพัดอื่นซึ่งมีขนาดแรงขับ kg .

เราได้กำหนดไว้แล้วว่าหากแรงยกของเครื่องบินถูกสร้างขึ้นโดยการขว้างอากาศลงมาที่ปีก แรงยกของเฮลิคอปเตอร์จะถูกสร้างขึ้นโดยการโยนอากาศลงไปที่โรเตอร์หลัก

เมื่อเฮลิคอปเตอร์มีความเร็วไปข้างหน้า ปริมาณอากาศที่พุ่งลงมาก็จะเพิ่มขึ้นตามธรรมชาติ

ด้วยเหตุนี้ ด้วยการใช้กำลังเท่ากัน โรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์ที่มีความเร็วการแปลจึงพัฒนาแรงขับมากกว่าโรเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์แบบแขวน

และในทางกลับกัน ในการสร้างแรงขับแบบเดียวกัน จะต้องส่งกำลังน้อยลงไปยังใบพัดของเฮลิคอปเตอร์ที่มีความเร็วไปข้างหน้ามากกว่าไปยังใบพัดของเฮลิคอปเตอร์ที่แขวนอยู่

การลดกำลังที่ต้องการด้วยความเร็วที่เพิ่มขึ้นนั้นเกิดขึ้นได้จนถึงค่าความเร็วที่แน่นอน ซึ่งความต้านทานอากาศที่เพิ่มขึ้นต่อการเคลื่อนที่ของเฮลิคอปเตอร์ไม่เพียงดูดซับกำลังที่เพิ่มขึ้นเท่านั้น แต่ยังต้องเพิ่มแรงต้านของอากาศด้วย

ฉัน

แรงยกและแรงขับสำหรับการเคลื่อนที่แบบแปลนของเฮลิคอปเตอร์ถูกสร้างขึ้นโดยใช้โรเตอร์หลัก สิ่งนี้แตกต่างจากเครื่องบินและเครื่องร่อนซึ่งแรงยกเมื่อเคลื่อนที่ในอากาศถูกสร้างขึ้นโดยพื้นผิวแบริ่ง - ปีกซึ่งเชื่อมต่อกับลำตัวอย่างแน่นหนาและแรงขับ - โดยใบพัดหรือ เครื่องยนต์ไอพ่น(รูปที่ 6)

โดยหลักการแล้วสามารถเปรียบเทียบเที่ยวบินของเครื่องบินกับเฮลิคอปเตอร์ได้ ในทั้งสองกรณี แรงยกถูกสร้างขึ้นเนื่องจากปฏิสัมพันธ์ของวัตถุสองชิ้น: อากาศและเครื่องบิน (เครื่องบินหรือเฮลิคอปเตอร์)

ตามกฎความเท่าเทียมกันของการกระทำและปฏิกิริยา เป็นไปตามแรงที่เครื่องบินกระทำต่ออากาศ (น้ำหนักหรือแรงโน้มถ่วง) ด้วยแรงที่อากาศกระทำต่อเครื่องบิน (แรงยก) เช่นเดียวกัน

ในระหว่างการบินของเครื่องบิน ปรากฏการณ์ต่อไปนี้เกิดขึ้น: กระแสอากาศที่กำลังจะมาถึงจะไหลไปรอบๆ ปีกและเอียงลงมาด้านหลังปีก แต่อากาศเป็นตัวกลางที่แยกออกไม่ได้และมีความหนืดค่อนข้างมาก และไม่เพียงแต่ชั้นอากาศที่อยู่ในบริเวณใกล้เคียงกับพื้นผิวปีกเท่านั้น แต่ยังมีชั้นที่อยู่ใกล้เคียงมีส่วนร่วมในการตัดหญ้านี้ด้วย ดังนั้น เมื่อไหลไปรอบๆ ปีก ปริมาตรอากาศที่ค่อนข้างสำคัญจะถูกเอียงไปข้างหลังทุกๆ วินาที โดยประมาณเท่ากับปริมาตรของทรงกระบอก โดยที่หน้าตัดเป็นวงกลมที่มีเส้นผ่านศูนย์กลางเท่ากับปีกนก และความยาวเท่ากับ ความเร็วในการบินต่อวินาที นี่เป็นเพียงการไหลของอากาศครั้งที่สองที่เกี่ยวข้องกับการสร้างแรงยกของปีก (รูปที่ 7)

ข้าว. 7. ปริมาณอากาศที่เกี่ยวข้องในการสร้างแรงยกของเครื่องบิน

เป็นที่ทราบกันดีจากกลศาสตร์เชิงทฤษฎีว่าการเปลี่ยนแปลงของโมเมนตัมต่อหน่วยเวลาเท่ากับแรงกระทำ:

ที่ไหน อาร์ -แรงกระทำ;

อันเป็นผลมาจากการมีปฏิสัมพันธ์กับปีกของเครื่องบิน ดังนั้นแรงยกของปีกจะเท่ากับการเพิ่มขึ้นครั้งที่สองของโมเมนตัมแนวตั้งในเครื่องบินเจ็ตขาออก

และ -ความเร็วเอียงแนวตั้งด้านหลังปีกใน เมตร/วินาทีในทำนองเดียวกัน แรงแอโรไดนามิกทั้งหมดของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์สามารถแสดงได้ในแง่ของการไหลของอากาศต่อวินาทีและความเร็วลาดเอียง (ความเร็วเหนี่ยวนำของกระแสอากาศขาออก)

โรเตอร์หลักที่หมุนได้จะกวาดพื้นผิวออกไป ซึ่งสามารถจินตนาการได้ว่าเป็นพาหะ คล้ายกับปีกของเครื่องบิน (รูปที่ 8) อากาศที่ไหลผ่านพื้นผิวถูกกวาดโดยโรเตอร์หลักอันเป็นผลมาจากปฏิสัมพันธ์กับใบพัดที่หมุนอยู่ ถูกโยนลงมาด้วยความเร็วอุปนัย และ.ในกรณีของการบินในแนวนอนหรือลาดเอียง อากาศจะไหลไปยังพื้นผิวที่โรเตอร์หลักกวาดไปในมุมหนึ่ง (การพัดเฉียง) เช่นเดียวกับเครื่องบิน ปริมาตรของอากาศที่เกี่ยวข้องกับการสร้างแรงแอโรไดนามิกรวมของโรเตอร์หลักสามารถแสดงเป็นทรงกระบอก ซึ่งพื้นที่ฐานเท่ากับพื้นที่ผิวที่โรเตอร์หลักกวาดออกไป และความยาวเท่ากับ เท่ากับความเร็วในการบิน แสดงเป็น เมตร/วินาที

เมื่อโรเตอร์หลักอยู่ในตำแหน่งหรือในแนวตั้ง (เป่าตรง) ทิศทางของการไหลของอากาศจะตรงกับแกนของโรเตอร์หลัก ในกรณีนี้ ถังอากาศจะอยู่ในแนวตั้ง (รูปที่ 8, b) แรงแอโรไดนามิกโดยรวมของโรเตอร์หลักแสดงเป็นผลคูณของมวลอากาศที่ไหลผ่านพื้นผิวที่โรเตอร์หลักกวาดออกไปในหนึ่งวินาทีด้วยความเร็วอุปนัยของไอพ่นขาออก:

ความเร็วอุปนัยของเจ็ตขาออกใน เมตร/วินาทีจำเป็นต้องจองว่าในกรณีที่พิจารณาทั้งปีกเครื่องบินและสำหรับโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์สำหรับความเร็วเหนี่ยวนำ และความเร็วอุปนัยของเจ็ทที่ส่งออกนั้นอยู่ห่างจากพื้นผิวของผู้ให้บริการ ความเร็วอุปนัยของไอพ่นที่เกิดขึ้นบนพื้นผิวแบริ่งนั้นเล็กเป็นสองเท่า

การตีความที่มาของแรงยกของปีกหรือแรงแอโรไดนามิกโดยรวมของโรเตอร์หลักดังกล่าวไม่ถูกต้องสมบูรณ์และใช้ได้เฉพาะในกรณีในอุดมคติเท่านั้น โดยพื้นฐานแล้วจะอธิบายความหมายทางกายภาพของปรากฏการณ์ได้อย่างถูกต้องและชัดเจนเท่านั้น ในที่นี้ควรสังเกตสถานการณ์ที่สำคัญอย่างหนึ่งซึ่งตามมาจากตัวอย่างที่วิเคราะห์แล้ว

หากแรงแอโรไดนามิกรวมของโรเตอร์หลักแสดงเป็นผลคูณของมวลอากาศที่ไหลผ่านพื้นผิวที่โรเตอร์หลักกวาดและความเร็วอุปนัย และปริมาตรของมวลนี้เป็นทรงกระบอกที่มีฐานเป็นพื้นที่ผิวกวาด โรเตอร์หลักและความยาวคือความเร็วในการบิน ดังนั้นจึงเห็นได้ชัดว่าเพื่อสร้างแรงผลักดันให้มีค่าคงที่ (เช่น เท่ากับน้ำหนักของเฮลิคอปเตอร์) ที่ความเร็วการบินที่สูงขึ้นและด้วยเหตุนี้จึงมีขนาดใหญ่ขึ้น ปริมาตรของอากาศที่ปล่อยออกมา ความเร็วอุปนัยที่ต่ำลง และด้วยเหตุนี้จึงต้องการกำลังเครื่องยนต์ที่ต่ำลง

ในทางตรงกันข้าม เพื่อให้เฮลิคอปเตอร์อยู่ในอากาศในขณะที่ "โฉบ" อยู่กับที่ จำเป็นต้องใช้พลังงานมากกว่าในระหว่างการบินที่ความเร็วไปข้างหน้าที่แน่นอน ซึ่งจะมีกระแสลมไหลย้อนกลับเนื่องจากการเคลื่อนที่ของเฮลิคอปเตอร์

กล่าวอีกนัยหนึ่ง เมื่อใช้กำลังเท่ากัน (เช่น พิกัดกำลังของเครื่องยนต์) ในกรณีของการบินเอียงด้วยความเร็วสูงเพียงพอ เพดานจะสูงกว่าการปีนในแนวดิ่ง เมื่อ ความเร็วในการเคลื่อนที่ทั้งหมด

มีเฮลิคอปเตอร์น้อยกว่าในกรณีแรก ดังนั้นเฮลิคอปเตอร์จึงมีสองเพดาน: คงที่เมื่อปีนขึ้นไปในแนวตั้งและ พลวัตเมื่อระดับความสูงเพิ่มขึ้นในการเอียงและเพดานแบบไดนามิกจะสูงกว่าเพดานคงที่เสมอ.

มีความเหมือนกันมากระหว่างการทำงานของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์กับใบพัดของเครื่องบิน แต่ก็มีความแตกต่างพื้นฐานเช่นกัน ซึ่งจะกล่าวถึงในภายหลัง

เปรียบเทียบการทำงานจะเห็นได้ว่าแรงแอโรไดนามิกโดยรวมและด้วยเหตุนี้แรงผลักของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์ซึ่งเป็นส่วนประกอบของแรง

Rในทิศทางของแกนดุมล้อให้มากขึ้นเสมอ (5-8 เท่า) สำหรับกำลังเครื่องยนต์เท่าเดิมและน้ำหนักเท่าเดิม อากาศยานเนื่องจากเส้นผ่านศูนย์กลางของใบพัดหลักของเฮลิคอปเตอร์นั้นใหญ่กว่าเส้นผ่านศูนย์กลางของใบพัดเครื่องบินหลายเท่า ในกรณีนี้ ความเร็วการดีดอากาศของโรเตอร์หลักจะน้อยกว่าความเร็วการดีดออกของใบพัด

ปริมาณแรงขับของโรเตอร์หลักขึ้นอยู่กับขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางที่มาก

ดีและจำนวนรอบ หากเส้นผ่านศูนย์กลางของใบพัดเพิ่มขึ้นเป็นสองเท่า แรงผลักดันจะเพิ่มขึ้นประมาณ 16 เท่า หากจำนวนรอบการหมุนเพิ่มขึ้นเป็นสองเท่า แรงขับจะเพิ่มขึ้นประมาณ 4 เท่า นอกจากนี้ แรงขับของโรเตอร์หลักยังขึ้นอยู่กับความหนาแน่นของอากาศ ρ มุมของใบมีด φ (ระยะพิทช์ของโรเตอร์หลัก)ลักษณะทางเรขาคณิตและอากาศพลศาสตร์ของใบพัดที่กำหนด เช่นเดียวกับในโหมดการบิน อิทธิพลของปัจจัยสี่ประการสุดท้ายมักจะแสดงในสูตรแรงขับของใบพัดผ่านสัมประสิทธิ์แรงขับ ที่ . .

ดังนั้นแรงขับของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์จะเป็นสัดส่วนกับ:

- ค่าสัมประสิทธิ์แรงขับ............. r

ควรสังเกตว่าค่าแรงขับระหว่างเที่ยวบินใกล้พื้นดินได้รับอิทธิพลจากสิ่งที่เรียกว่า "เบาะอากาศ" เนื่องจากเฮลิคอปเตอร์สามารถขึ้นจากพื้นและสูงขึ้นหลายเมตรโดยใช้พลังงานน้อยกว่าที่จำเป็นสำหรับ "โฉบ" ” ที่ความสูง 10-15 เมตรมีจำหน่าย " เบาะลม” อธิบายได้จากข้อเท็จจริงที่ว่าอากาศที่ขว้างด้วยสกรูกระทบพื้นและถูกบีบอัดบ้าง กล่าวคือ เพิ่มความหนาแน่นของอากาศ ผลกระทบของ “เบาะลม” จะแรงเป็นพิเศษเมื่อใบพัดทำงานใกล้พื้น เนื่องจากการอัดอากาศ ในกรณีนี้ แรงขับของโรเตอร์หลักด้วยการใช้พลังงานเท่าเดิม เพิ่มขึ้น 30-

40%. อย่างไรก็ตาม ด้วยระยะห่างจากพื้นดิน อิทธิพลนี้จะลดลงอย่างรวดเร็ว และที่ระดับความสูงของเที่ยวบินเท่ากับครึ่งเส้นผ่านศูนย์กลางของใบพัด "เบาะลม" จะเพิ่มแรงขับเพียง 15- 20%. ความสูงของ "เบาะลม" นั้นเท่ากับเส้นผ่านศูนย์กลางของโรเตอร์หลักโดยประมาณ นอกจากนี้ แรงฉุดที่เพิ่มขึ้นจะหายไป

สำหรับการคำนวณแรงขับของโรเตอร์หลักอย่างคร่าวๆ ในโหมดโฮเวอร์ จะใช้สูตรต่อไปนี้:

ค่าสัมประสิทธิ์ที่บ่งบอกถึงคุณภาพอากาศพลศาสตร์ของโรเตอร์หลักและอิทธิพลของ "เบาะลม" ขึ้นอยู่กับลักษณะของโรเตอร์หลัก ค่าสัมประสิทธิ์ แต่เมื่อโฉบลงบนพื้นก็สามารถมีค่าได้ 15 - 25

โรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์มีคุณสมบัติที่สำคัญอย่างยิ่ง - ความสามารถในการสร้างลิฟต์ในโหมดการหมุนอัตโนมัติ (autorotation) ในกรณีที่เครื่องยนต์ดับ ซึ่งช่วยให้เฮลิคอปเตอร์ทำการร่อนหรือร่อนลงและลงจอดอย่างปลอดภัย

โรเตอร์หลักที่หมุนได้จะคงจำนวนรอบที่จำเป็นไว้เมื่อวางแผนหรือกระโดดร่ม หากใบมีดถูกย้ายไปยังมุมการติดตั้งขนาดเล็ก

(ล--5 0) 1 . ในเวลาเดียวกัน แรงยกจะถูกรักษาไว้ ซึ่งทำให้การโค่นลงด้วยความเร็วแนวตั้งคงที่ (6-10 .) เมตร/วินาที), sลดลงตามมาในระหว่างการจัดตำแหน่งก่อนลงจอดถึงล--1.5 เมตร/วินาที

การทำงานของโรเตอร์หลักมีความแตกต่างกันอย่างมากในกรณีของการบินด้วยมอเตอร์ เมื่อพลังงานจากเครื่องยนต์ถูกส่งไปยังใบพัด และในกรณีของการบินในโหมดการหมุนตัวเองเมื่อได้รับพลังงานไป หมุนใบพัดจากกระแสอากาศที่กำลังจะมาถึงมีความแตกต่างอย่างมีนัยสำคัญ

ในการบินด้วยมอเตอร์ อากาศที่เข้ามาจะไหลเข้าสู่โรเตอร์หลักจากด้านบนหรือจากด้านบนในมุมหนึ่ง เมื่อสกรูทำงานในโหมดหมุนตัวเอง อากาศจะไหลเข้าสู่ระนาบการหมุนจากด้านล่างหรือทำมุมจากด้านล่าง (รูปที่ 9) มุมเอียงการไหลด้านหลังโรเตอร์ในทั้งสองกรณีจะถูกชี้ลง เนื่องจากความเร็วเหนี่ยวนำตามทฤษฎีบทโมเมนตัม จะถูกมุ่งตรงตรงข้ามกับแรงขับ กล่าวคือ ลงไปตามแกนของโรเตอร์โดยประมาณ

ที่นี้เรากำลังพูดถึงมุมการติดตั้งที่มีประสิทธิภาพ ตรงกันข้ามกับมุมที่สร้างสรรค์