ev » kayıt » İlk yaklaşımın bir helikopterinin kalkış ağırlığının hesaplanması. Tasarım aşamasında bir helikopterin uçuş özelliklerinin hesaplanmasına Ana parametrelerin hesaplanması ve helikopter yerleşiminin geliştirilmesi

İlk yaklaşımın bir helikopterinin kalkış ağırlığının hesaplanması. Tasarım aşamasında bir helikopterin uçuş özelliklerinin hesaplanmasına Ana parametrelerin hesaplanması ve helikopter yerleşiminin geliştirilmesi

GİRİŞ

Helikopter tasarımı, zamanla gelişen, birbiriyle ilişkili tasarım aşamalarına ve aşamalarına ayrılan karmaşık bir süreçtir. Oluşturulan uçak karşılamalı teknik gereksinimler ve tasarım için referans şartlarında belirtilen teknik ve ekonomik özelliklere uygun olmalıdır. İş tanımı, helikopterin ilk tanımını ve performans özelliklerini içerir ve yüksek ekonomik verim ve tasarlanan makinenin rekabet gücü, yani: taşıma kapasitesi, uçuş hızı, menzil, statik ve dinamik tavan, kaynak, dayanıklılık ve maliyet.

Referans şartları, patent araştırması, mevcut teknik çözümlerin analizi, araştırma ve geliştirme çalışmalarının yürütüldüğü proje öncesi araştırma aşamasında belirlenir. Ön tasarım araştırmasının ana görevi, tasarlanan nesnenin ve öğelerinin yeni işleyiş ilkelerinin araştırılması ve deneysel olarak doğrulanmasıdır.

Ön tasarım aşamasında, bir aerodinamik şema seçilir, helikopterin görünümü oluşturulur ve belirtilen uçuş performansının elde edilmesini sağlamak için ana parametrelerin hesaplanması yapılır. Bu parametreler şunları içerir: helikopter kütlesi, güç tahrik sistemi, ana ve kuyruk rotorlarının boyutları, yakıt kütlesi, enstrümantasyon kütlesi ve özel ekipman. Hesaplama sonuçları geliştirmede kullanılır yerleşim şeması helikopter ve kütle merkezinin konumunu belirlemek için bir bilanço derlemek.

Seçilen teknik çözümler dikkate alınarak helikopterin bireysel birimlerinin ve bileşenlerinin tasarımı, teknik bir proje geliştirme aşamasında gerçekleştirilir. Aynı zamanda, tasarlanan birimlerin parametreleri, taslak tasarıma karşılık gelen değerleri karşılamalıdır. Tasarımı optimize etmek için bazı parametreler iyileştirilebilir. saat teknik tasarım aerodinamik mukavemet ve birimlerin kinematik hesaplamaları ile yapısal malzeme ve tasarım şemalarının seçimi yapılır.

Detaylı tasarım aşamasında helikopterin çalışma ve montaj çizimlerinin yapılması, şartnameler, seçim listeleri ve diğer teknik döküman kabul edilen standartlara uygun olarak

Bu makale, "Helikopter Tasarımı" disiplinindeki bir ders projesini tamamlamak için kullanılan ön tasarım aşamasında bir helikopterin parametrelerinin hesaplanması için bir metodoloji sunmaktadır.

1. İlk yaklaşımın bir helikopterinin kalkış ağırlığının hesaplanması

yük kütlesi nerede, kg;

Mürettebat ağırlığı, kg.

uçuş aralığı

2. Parametrelerin hesaplanması rotor helikopter

2.1 yarıçap r, m, tek rotorlu helikopter ana rotoru formülle hesaplanır:

helikopterin kalkış ağırlığı nerede, kg;

G - 9,81 m/s 2'ye eşit serbest düşüş ivmesi;

P - ana rotor tarafından süpürülen alandaki spesifik yük,

=3,14.

Özgül yük değeri P vida tarafından süpürülen alan için çalışmada sunulan önerilere göre seçilir /1/: burada P= 280

Ana rotorun yarıçapını eşit kabul ediyoruz r= 7.9

Açısal hız , s -1, ana rotorun dönüşü çevresel hız ile sınırlıdır r helikopterin kalkış ağırlığına bağlı olan ve r= 232 m/sn.

C-1.

devir

2.2 Statik ve dinamik tavanlarda bağıl hava yoğunlukları

2.3 Yere yakın ve dinamik tavandaki ekonomik hızın hesaplanması

Eşdeğer zararlı levhanın bağıl alanı belirlenir:

Neresi S uh= 2.5

Yere yakın ekonomik hızın değeri hesaplanır V H, km/sa:

nerede Bence = 1,09…1,10 - indüksiyon katsayısı.

km/s.

Dinamik tavandaki ekonomik hızın değeri hesaplanır V din, km/sa:

nerede Bence = 1,09…1,10 - indüksiyon katsayısı.

km/s.

2.4 Dinamik tavanda maksimum ve ekonomik olanın bağıl değerleri hesaplanır. yatay uçuş hızları:

nerede V maksimum=250 km/s ve V din\u003d 182.298 km / s - uçuş hızı;

r=232 m/s - kanatların çevresel hızı.

2.5 Yere yakın maksimum hız ve dinamik tavandaki ekonomik hız için itme katsayısının ana rotorun doldurulmasına izin verilen oranlarının hesaplanması:

2.6 Yere yakın ve dinamik tavandaki ana rotor itme katsayıları:

2.7 Ana rotorun dolumunun hesaplanması:

rotor doldurma maksimum ve ekonomik hızlarda uçuş durumları için hesaplanmıştır:

Tahmini dolum değeri olarak rotor, en büyük değer alınır Vmax ve V din:

Kabul

Kord uzunluğu B ve uzama rotor kanatları şuna eşit olacaktır:

Burada zl rotor kanatlarının sayısıdır (zl = 3)

2.8 Ana rotor itişinde nispi artış gövdenin ve yatay kuyruğun aerodinamik sürüklenmesini telafi etmek için:

Sf, gövdenin yatay izdüşümü alanıdır;

S th - yatay kuyruk alanı.

S f \u003d 10 m 2;

S git \u003d 1,5 m 2.

3. Helikopter tahrik sisteminin gücünün hesaplanması.

3.1 Statik bir tavanda gezinirken gücün hesaplanması:

Ana rotoru bir istatistiksel tavanda asılı kalma modunda sürmek için gereken özel güç, aşağıdaki formülle hesaplanır:

nerede n H Aziz- gerekli güç, W;

m 0 - kalkış ağırlığı, kg;

G - serbest düşüş ivmesi, m/s 2;

P - ana rotor tarafından süpürülen alandaki spesifik yük, N / m 2;

Aziz - statik tavan yüksekliğindeki bağıl hava yoğunluğu;

0 - bağıl verimlilik vurgulu modunda ana rotor ( 0 =0.75);

Gövde ve yatay kuyruğun aerodinamik sürüklenmesini dengelemek için ana rotor itiş gücündeki nispi artış:

3.2 Maksimum hızda düz uçuşta özgül gücün hesaplanması

Ana rotoru düz uçuşta maksimum hızda sürmek için gereken özel güç, aşağıdaki formülle hesaplanır:

bıçak uçlarının çevresel hızı nerede;

Göreceli eşdeğer zararlı plaka;

Bence uh- aşağıdaki formüllere göre uçuş hızına bağlı olarak belirlenen indüksiyon katsayısı:

km/s'de,

km/s'de

3.3 Ekonomik hızda dinamik bir tavanda uçuşta özgül gücün hesaplanması

Ana rotoru dinamik bir tavanda sürmek için gereken özgül güç:

nerede din- dinamik tavandaki bağıl hava yoğunluğu,

V din- dinamik tavanda helikopterin ekonomik hızı,

3.4 Kalkış sırasında bir motor arızası olması durumunda ekonomik hızda yere yakın uçuşta özgül gücün hesaplanması

Bir motorun arızalanması durumunda ekonomik hızda kalkışa devam etmek için gereken özgül güç aşağıdaki formülle hesaplanır:

yere yakın ekonomik hız nerede,

3.5 Çeşitli uçuş durumları için belirli azaltılmış güçlerin hesaplanması

3.5.1 Statik bir tavanda gezinirken özel azaltılmış güç:

Statik tavanın yüksekliğine bağlı olarak belirli gaz kelebeği özelliği nerede H Aziz ve aşağıdaki formülle hesaplanır:

0 - değeri helikopterin kalkış ağırlığına bağlı olan, havada asılı kalma modunda tahrik sisteminin güç kullanım faktörü m 0 :

saat m 0 < 10 тонн

10 25 ton

saat m 0 > 25 ton

3.5.2 Maksimum hızda düz uçuşta özgül azaltılmış güç:

maksimum uçuş hızında güç kullanım faktörü nerede,

Hava hızına bağlı olarak motorların gaz kelebeği özellikleri V maksimum :

3.5.3 Ekonomik hızda dinamik tavanda uçuşta spesifik azaltılmış güç V din eşittir:

ekonomik uçuş hızında güç kullanım faktörü nerede,

ve - dinamik tavanın yüksekliğine bağlı olarak motor kısma seviyeleri H ve uçuş hızı V din aşağıdaki gaz kelebeği özelliklerine göre:

3.5.4 Kalkışta bir motorun arızalanması durumunda ekonomik bir hızla yere yakın uçuşta spesifik azaltılmış güç şuna eşittir:

ekonomik uçuş hızında güç kullanım faktörü nerede,

Acil durum modunda motorun kısma derecesi,

n =2 - helikopter motorlarının sayısı.

3.5.5 Tahrik sisteminin gerekli gücünün hesaplanması

Tahrik sisteminin gerekli gücünü hesaplamak için belirli azaltılmış gücün maksimum değeri seçilir:

gerekli güç n helikopter tahrik sistemi şuna eşit olacaktır:

nerede m 0 1 - helikopter kalkış ağırlığı,

G = 9.81 m 2 / s - serbest düşüş ivmesi.

3.6 Motor seçimi

Her biri toplam güce sahip iki VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) turboşaft motorunu kabul ediyoruz n\u003d 1.405 10 6 W

VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) motoru, yeni nesil helikopterlere kurulum için ve ayrıca uçuş performanslarını iyileştirmek için mevcut helikopterlerdeki motorları değiştirmek için tasarlanmıştır. Seri sertifikalı bir motor TV3-117VMA temelinde oluşturuldu ve Federal Devlet Üniter Teşebbüsü “V.Ya. Klimov".

4. Yakıt kütlesinin hesaplanması

Belirli bir uçuş menzilini sağlayan yakıt kütlesini hesaplamak için seyir hızını belirlemek gerekir. V kr. Seyir hızının hesaplanması, aşağıdaki sırayla ardışık yaklaşımlar yöntemiyle gerçekleştirilir:

a) İlk yaklaşımın seyir hızının değeri alınır:

km/sa;

b) indüksiyon katsayısı hesaplanır Bence uh:

km/s'de

c) ana rotoru seyir modunda uçuşta sürmek için gereken özgül güç belirlenir:

sevk sisteminin özgül azaltılmış gücünün maksimum değeri nerede,

Uçuş hızına bağlı olarak güçteki değişim katsayısı V kr 1 , aşağıdaki formülle hesaplanır:

d) İkinci yaklaşımın seyir hızı hesaplanır:

e) Birinci ve ikinci yaklaşımın hızlarının bağıl sapması belirlenir:

İlk yaklaşımın seyir hızı iyileştirildiğinde V kr 1, ikinci yaklaşımın hesaplanan hızına eşit alınır. Daha sonra hesaplama b) noktasından itibaren tekrarlanır ve koşulu altında sona erer.

Özgül yakıt tüketimi aşağıdaki formülle hesaplanır:

motorların çalışma moduna bağlı olarak özgül yakıt tüketimindeki değişim katsayısı nerede,

Uçuş hızına bağlı olarak özgül yakıt tüketimindeki değişim katsayısı,

Kalkış modunda spesifik yakıt tüketimi.

Seyir modunda uçuş durumunda, aşağıdakiler kabul edilir:

kW'ta;

kW'ta.

kg/Saat,

Uçuşta harcanan yakıt kütlesi m Tşuna eşit olacaktır:

seyir hızında tüketilen özgül güç nerede,

seyir hızı,

L - uçuş menzili.

5. Helikopterin bileşenlerinin ve düzeneklerinin kütlesinin belirlenmesi.

5.1 Ana rotor kanatlarının kütlesi aşağıdaki formülle belirlenir.:

nerede r - rotor yarıçapı,

- ana rotorun doldurulması,

kilogram,

5.2 Ana rotor göbeğinin kütlesi aşağıdaki formülle hesaplanır.:

nerede k sal- modern tasarımların burçlarının ağırlık katsayısı,

k ben- kanat sayısının burcun kütlesi üzerindeki etki katsayısı.

Şunları dikkate alabilirsiniz:

kg/kN,

bu nedenle, dönüşümlerin bir sonucu olarak şunu elde ederiz:

Ana rotor göbeğinin kütlesini belirlemek için, kanatlara etki eden merkezkaç kuvvetini hesaplamak gerekir. n CB(kN olarak):

KN,

kilogram.

5.3 Hidrofor kontrol sisteminin kütlesi eğik plaka, hidrolik güçlendiriciler, ana rotor hidrolik kontrol sistemini içeren aşağıdaki formülle hesaplanır:

nerede B- bıçak akoru,

k yuh- 13,2 kg/m3'e eşit alınabilen hidrofor kontrol sisteminin ağırlık katsayısı.

Kilogram.

5.4 Manuel kontrol sisteminin ağırlığı:

nerede k RU- tek rotorlu helikopterler için alınan manuel kontrol sisteminin ağırlık katsayısı 25 kg/m'ye eşittir.

Kilogram.

5.5 Ana dişli kutusunun kütlesi, ana rotor milindeki torka bağlıdır ve aşağıdaki formülle hesaplanır:

nerede k ed- ortalama değeri 0,0748 kg/(Nm) 0,8 olan ağırlık katsayısı.

Ana rotor milindeki maksimum tork, tahrik sisteminin azaltılmış gücü ile belirlenir. n ve vida hızı :

nerede 0 - Helikopterin kalkış ağırlığına bağlı olarak değeri alınan tahrik sisteminin güç kullanım faktörü m 0 :

saat m 0 < 10 тонн

10 25 ton

saat m 0 > 25 ton

N m

Ana dişli kutusunun kütlesi:

Kilogram.

5.6 Kuyruk rotor tahrik ünitelerinin kütlesini belirlemek için itme kuvveti hesaplanır T karavan :

nerede m nv- rotor milindeki tork,

L karavan- ana ve kuyruk vidalarının eksenleri arasındaki mesafe.

Ana ve kuyruk vidalarının eksenleri arasındaki mesafe, yarıçaplarının ve boşluklarının toplamına eşittir. bıçaklarının uçları arasında:

nerede - 0,15 ... 0,2 m'ye eşit alınan boşluk,

Helikopterin kalkış ağırlığına bağlı olarak kuyruk rotorunun yarıçapı:

t'de,

saat

Güç n karavan kuyruk rotorunun dönüşü için harcanan , aşağıdaki formülle hesaplanır:

nerede 0 - 0.6 ... 0.65'e eşit alınabilen kuyruk rotorunun nispi verimliliği.

tork m karavan direksiyon mili tarafından iletilen şuna eşittir:

N m

direksiyon milinin dönme sıklığı nerede,

-1 ile,

Bir dönüş hızında şanzıman mili tarafından iletilen tork, N m n v= 3000 rpm eşittir:

N m

Ağırlık m v transmisyon mili:

neredek v- 0,0318 kg / (Nm) 0,67'ye eşit olan şanzıman mili için ağırlık faktörü.

Ağırlık m vb ara vites şuna eşittir:

nerede k vb- ara dişli kutusu için 0,137 kg / (Nm) 0,8'e eşit ağırlık faktörü.

Kuyruk rotorunu döndüren kuyruk dişlisinin ağırlığı:

nerede k xp- değeri 0,105 kg/(Nm) 0,8 olan arka dişli için ağırlık faktörü

kilogram.

5.7 Kuyruk rotorunun kütlesi ve ana boyutları, itiş gücüne bağlı olarak hesaplanır. T karavan .

itme katsayısı C karavan kuyruk rotoru şuna eşittir:

Kuyruk rotor kanadı doldurma karavan ana rotorla aynı şekilde hesaplanır:

itme katsayısının kuyruk rotorunun doldurulmasına oranının izin verilen değeri nerede.

Kord uzunluğu B karavan ve uzama karavan kuyruk rotor kanatları aşağıdaki formüllerle hesaplanır:

nerede z karavan- kuyruk rotor kanatlarının sayısı.

Kuyruk rotor kanatlarının ağırlığı m LR ampirik formülle hesaplanır:

Merkezkaç kuvvetinin değeri n cbr kuyruk rotor kanatlarına etki eden ve göbek menteşeleri tarafından algılanan,

Kuyruk rotor göbeği ağırlığı m Salı ana rotorla aynı formül kullanılarak hesaplanır:

nerede n CB- bıçağa etki eden merkezkaç kuvveti,

k sal- manşon için ağırlık katsayısı, 0,0527 kg/kN 1,35'e eşit olarak alınır

k z- kanat sayısına bağlı olarak ve aşağıdaki formülle hesaplanan ağırlık faktörü:

5.8 Helikopter tahrik sisteminin kütlesinin hesaplanması

Helikopter tahrik sisteminin özgül ağırlığı dvd ampirik formülle hesaplanır:

nerede n- tahrik sisteminin gücü.

Tahrik sisteminin kütlesi şuna eşit olacaktır:

kilogram.

5.9 Helikopter gövdesinin ve ekipmanının kütlesinin hesaplanması

Helikopter gövdesinin kütlesi aşağıdaki formülle hesaplanır:

nerede S ohm- aşağıdaki formülle belirlenen, gövdenin yıkanmış yüzeyinin alanı:

M2,

m 0 - ilk yaklaşımın kalkış ağırlığı,

k F- katsayı 1.7'ye eşit.

kilogram,

Yakıt sistemi ağırlığı:

nerede m T- uçuşta harcanan yakıt kütlesi,

k ts- yakıt sistemi için alınan ağırlık faktörü 0.09'a eşittir.

kilogram,

Helikopter iniş takımının kütlesi:

nerede k ş- şasi tasarımına bağlı olarak ağırlık faktörü:

Geri çekilemeyen iniş takımları için,

Geri çekilebilir iniş takımı için.

kilogram,

Helikopterin elektrikli ekipmanının kütlesi aşağıdaki formülle hesaplanır:

nerede L karavan- ana ve kuyruk vidalarının eksenleri arasındaki mesafe,

z ben- rotor kanatlarının sayısı,

r - rotor yarıçapı,

ben- ana rotor kanatlarının göreceli uzaması,

k vb ve k e-posta- değerleri aşağıdakilere eşit olan elektrik telleri ve diğer elektrikli ekipman için ağırlık katsayıları:

kilogram,

Diğer helikopter ekipmanlarının kütlesi:

nerede k vb- değeri 2'ye eşit olan ağırlık katsayısı.

kilogram.

5.10 İkinci yaklaşım helikopter kalkış kütlesinin hesaplanması

Boş bir helikopterin kütlesi, ana birimlerin kütlelerinin toplamına eşittir:

İkinci yaklaşımın helikopterinin kalkış ağırlığı m 02 toplamına eşit olacaktır:

nerede m T - yakıt kütlesi,

m gr- yük kütlesi,

m eşdeğer- mürettebatın kütlesi.

kilogram,

6. Helikopter yerleşiminin tanımı

Tasarlanan helikopter, kuyruk rotorlu, iki gaz türbinli motora ve iki yataklı kayaklara sahip tek rotorlu bir şemaya göre yapılmıştır. Çerçeve yapılı helikopterin gövdesi, burun ve orta kısımlar, kuyruk ve uç kirişlerden oluşur. Pruvada iki pilottan oluşan iki kişilik bir mürettebat kabini var. Kabin camı sağlar iyi inceleme, sağ ve sol kayar blisterler acil durum serbest bırakma mekanizmaları ile donatılmıştır. Orta kısımda 6,8 x 2,05 x 1,7 m ölçülerinde kabin ve 0,62 x 1,4 m ölçülerinde acil iniş mekanizmalı merkezi kayar kapı bulunmaktadır. kargo kabini 2 tona kadar olan yüklerin taşınması için tasarlanmıştır ve 12 yolcu için katlanır koltukların yanı sıra 5 sedye takmak için düğümlerle donatılmıştır. Yolcu versiyonunda, kabine 0,5 m basamak ve 0,25 m geçiş ile 12 koltuk yerleştirilmiştir; ve arkada iki kanattan oluşan arka giriş kapısı için bir açıklık bulunmaktadır.

Çalışan bir cilde sahip bir kiriş-stringer tipi perçinli yapının kuyruk bomu, kontrollü bir dengeleyici ve bir kuyruk desteği takmak için düğümlerle donatılmıştır.

2,2 m boyutunda ve 1,5 m2 alana sahip, tek kanatlı tasarımlı NACA 0012 profiline sahip, bir dizi kaburga ve duralumin ve kumaş kılıflı stabilizatör.

Çift destek, kayaklar, kendinden yönlendirilen ön destek, 500 x 185 mm boyutları, sıvı gazlı iki odacıklı amortisörlü ana destek şekilli tip, boyutlar 865 x 280 mm. Kuyruk desteği iki payanda, bir amortisör ve bir destek topuğundan oluşur; kayak pisti 2m, kayak üssü 3.5m.

Menteşeli kanatlı, hidrolik damperli ve sarkaçlı titreşim damperli ana rotor, 4° 30" öne eğimle monte edilmiştir. Kanatlar, 0.67 m kiriş ve NACA 230 profilleri ve %5 geometrik büküm ile dikdörtgen planlıdır, uç kanatların hızı 200 m/s'dir, kanatlar görsel bir direk hasar alarm sistemi ve bir elektrotermal buzlanma önleme cihazı ile donatılmıştır.

1,44 m çapındaki kuyruk rotoru üç kanatlı, itici, kardan tipi manşonlu ve planda tamamı metal dikdörtgen kanatlı, 0,51 m kirişli ve NACA 230M profilli.

Santral, St.Petersburg'un serbest türbini VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) ile iki turboşaft gaz türbini motorundan oluşuyor. Her biri N = 1405 W toplam güce sahip V.Ya.Klimov, gövdenin üstüne monte edilmiş ve açılan kapıları olan ortak bir başlık ile kapatılmıştır. Motor, dokuz kademeli bir eksenel kompresöre, dairesel tip bir yanma odasına ve iki kademeli bir türbine sahiptir.Motorlar toz koruma cihazları ile donatılmıştır.

Şanzıman ana, ara ve kuyruk dişli kutularından, fren millerinden, ana rotordan oluşur. Ana şanzıman VR-8A üç aşamalıdır, motorlardan ana rotora, kuyruk rotoruna ve soğutma için fana, motor yağı soğutucularına ve ana şanzımana güç aktarımı sağlar; Yağ sisteminin toplam kapasitesi 60 kg'dır.

Kontrol, ana ve yedek hidrolik sistemlerden tahrik edilen sert ve kablo kabloları ve hidrolik güçlendiriciler ile çoğaltılır. AP-34B dört kanallı otopilot, helikopterin uçuşta yalpa, yön, yunuslama ve irtifa açısından stabilizasyonunu sağlar. Ana hidrolik sistem, tüm hidrolik ünitelere ve yedek hidrolik güçlendiricilere güç sağlar.

Isıtma ve havalandırma sistemi, mürettebat ve yolcu kabinlerine ısıtılmış veya soğuk hava beslemesi sağlar, buzlanma önleme sistemi, ana ve kuyruk rotor kanatlarını, mürettebat kabininin ön camlarını ve motor hava girişlerini buzlanmaya karşı korur.

Gece ve gündüz zorlu meteorolojik koşullarda aletli uçuş ekipmanı, iki yapay ufuk, iki hız göstergesi HB, birleştirilmiş döviz kuru sistemi GMK-1A, otomatik radyo pusulası, radyo altimetre RV-3.

İletişim ekipmanı, R-860 ve R-828 VHF komuta radyo istasyonlarını, R-842 ve Karat iletişim HF radyo istasyonlarını, SPU-7 uçak interkomunu içerir.

7. Helikopter denge hesabı

Tablo 1. Boş Helikopter Bilançosu

Birim adı	ağırlık birimi, m Bence, kilogram	Koordinat x i birimin kütle merkezi, m	Ünitenin statik momenti m xi	Koordinat y Bence birimin kütle merkezi, m	Ünitenin statik momenti m yi
1 ana rotor
1.1 Bıçaklar
1.2 Kol
2 Kontrol sistemi
2.1 Güçlendirici kontrol sistemi
2.2 Manuel kontrol sistemi
3 İletim
3.1 Ana şanzıman
3.2 Ara şanzıman
3.3 Kuyruk dişlisi
3.4 Şanzıman mili
4 Kuyruk vidası
4.1 Bıçaklar
4.2 Kol
5 Sevk sistemi
6 Yakıt sistemi
7 Gövde
7.1 Yay (%15)
7.2 Orta kısım (%50)
7.3 Kuyruk bölümü (%20)
7.4 Dişli kutusunun sabitlenmesi (%4)
7.5 Davlumbaz (%11)

8.1 Ana (%82)
8.2 Ön (%16)
8.3 Kuyruk desteği (%2)
9 Elektrikli ekipman
10 Ekipman
10.1 Kokpitteki aletler (%25)
10.2 Telsiz ekipmanı (%27)
10.3 Hidrolik ekipman (%20)
10.4 Pnömatik ekipman (%6)

Statik momentler hesaplanır m cx Bence ve m su Bence koordinat eksenlerine göre:

Tüm helikopterin kütle merkezinin koordinatları formüllerle hesaplanır. :

Tablo 2. Maksimum yük ile ortalama listesi

Tablo 3. Kalan %5 yakıt ve tam ticari yük ile ortalama listesi

Kütle merkezi koordinatları boş helikopter: x0 = -0.003; y0 = -1.4524;

Maksimum yük ile kütle merkezi koordinatları: x0 =0.0293; y0 = -2.0135;

%5 kalan yakıt ve tam yük ile kütle merkezi koordinatları dar: x 0 \u003d -0.0678; 0 = -1,7709.

Çözüm

Bu kurs projesinde, helikopterin kalkış ağırlığı, bileşenlerinin ve düzeneklerinin kütlesi ile helikopterin yerleşim planının hesaplamaları yapılmıştır. Yerleşim sürecinde, helikopterin dengesi netleştirildi, bunun hesaplanmasından önce, ünitelerin ve santralin ağırlık hesaplamalarına dayalı bir ağırlık raporu, ekipman, ekipman, kargo vb. listeleri hazırlandı. Tasarımın amacı, helikopterin ana parametrelerinin ve belirtilen gereksinimlerin yerine getirilmesini sağlayan sistemlerinin optimal kombinasyonunu belirlemektir.

Tasarım aşamasında helikopter uçuş özelliklerinin hesaplanmasına

1999-2000 yıllarında yayınlarında. AON dergisi, Ukrayna'da çeşitli sınıflardan helikopterlerin geliştirilmesi ve üretilmesinin uygunluğu konusunu defalarca gündeme getirdi. Ekim 1999'da LLC "Aviaimpeks" temelinde düzenlenen "21. Yüzyılın Perspektif çok amaçlı Ukrayna helikopteri" bilimsel-pratik konferansından sonra, bu sorunun çözümünde bazı ilerlemeler kaydedilmiştir. Şu anda, Ukrayna'da hafif helikopterlerin geliştirilmesi ve üretimi için bir dizi proje uygulanıyor. Tasarlanan helikopterlerin bazı örnekleri ve modelleri 1999 ve 2000 yıllarında Aviamir-XXI hava gösterilerinde sunuldu.

Dnepropetrovsk'tan ("AON" No. 12, 1999) V.N. Alekseev'den, devletimizde helikopter inşaatının geliştirilmesi için gerekli teorik ve bilimsel temelin oluşturulması çağrısında bulunduğu bir mektuptan özellikle etkilendik. Bu, aerodinamik ve mukavemet hesaplamaları, hareket dinamiği, kontrol sistemleri vb. alanlarda teorik ve deneysel araştırmalara derinlemesine dahil olacak uzman helikopter firmaları, araştırma enstitüleri ve üniversiteler nedeniyle yapılmalıdır. bir helikopterle ilgili olarak, şu anda Ukrayna'da hiçbiri yok. Aynı zamanda, yabancı firmalar ödeme yapıyor. büyük dikkat modelleme merkezlerinin oluşturulması ve etkili matematiksel modellerin geliştirilmesi, buna önemli miktarda fon yatırımı.

Ön tasarım (ön tasarım) aşamasında, temel tasarım çözümleri ortaya konduğunda, helikopterin aerodinamik ve ağırlık parametreleri, birimleri ve sistemleri belirlenirken, geometrik ve kinematik alanı bulmak gerekir. taktik ve teknik gereksinimlerde belirtilen uçuş performansının karşılandığı ana ve kuyruk rotorlarının parametreleri, gelecekteki helikopterin teknik özellikleri. Aynı zamanda, yerli (Sovyet) ve yabancı analogları ile modern matematiksel yöntemler ve hesaplama modellerine ilişkin istatistiksel verilerden maksimum düzeyde yararlanmak gerekir.

Helikopter tasarlama sürecinde, her zaman kesin olarak tanımlanmış bir zaman çerçevesi içinde belirli bir maliyetle gerçekleştirilmesi gereken birkaç ara aşama vardır. Takvim veya bütçe kısıtlamalarının ihlali, hem proje hem de tasarım organizasyonu için en ciddi sonuçlara yol açabilir. Şekil 1, projede değişiklik yapma maliyetindeki artışı göstermektedir uçakön tasarım aşamasında verilen kararların önemini ve sorumluluğunu gösteren, yaratılmasının çeşitli aşamalarında.

Bu makalede yazarlar, Mil-Yaroshenko yöntemini kullanarak bir helikopterin aerodinamik hesaplamasına yönelik iyi bilinen yaklaşıma dayalı olarak, bir helikopterin ana uçuş özelliklerini hesaplamak için sayısal bir yöntem önermektedir. Mil-Yaroshenko grafik-analitik yönteminden farklı olarak, önerilen yaklaşım, Glauert-Locke dürtü teorisinin denklemlerine dayanan bir ana ve kuyruk rotorundan oluşan basitleştirilmiş bir düzenin aerodinamik hesaplama probleminin sayısal olarak çözülmesine izin verir.

1. Sorunun ifadesi. Temel oranlar

Küçük yörünge eğim açılarına sahip bir helikopterin sabit bir düz uçuşunu ele alıyoruz. Belirli bir ana rotor hızında (HB), itiş gücünün helikopterin ağırlığını dengelediğini düşünüyoruz. Helikopter hareketinin yönü üzerindeki bileşke HB kuvvetinin izdüşümünü sadece ana rotorun hücum açısını değiştirerek değiştirmek mümkündür (Şekil 2). Düşey boyunca kuvvetlerin dengesini korumak için, ortak hatve HB'nin açısını ve pervaneye iletilen gücü değiştirmek gerekir.

Sabit yatay uçuşta bir helikopterin hareket denklemini aşağıdaki gibi yazıyoruz:

Denklemlere (1), NV şaftı Nn ve helikopter Nsu'nun elektrik santrali üzerindeki güçlerin eşitliğini ifade eden bir denklem ekliyoruz.

burada x güç kaybı faktörüdür.

Bileşik yönü ile hız vektörünün normali arasındaki açı, ilişkiden belirlenebilir.

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

Helikopter zararlı sürüklenme katsayısı, süpürülen alan HB ile ilgili;

katsayı

HB'yi doldurmak;

Bıçağın HB ucunun çevresel hızı.

Yatay uçuş için gerekli olan HB kuvvetinin eğim açısı, sistemin ilk denkleminden (4) bulunur.

Sabit bir tırmanışla yörüngenin maksimum eğim açısı, ilişkiden bulunur:

belirli bir uçuş modunda santralin mevcut tüm gücünü kullanırken ortaya çıkan eğim açısının değeri nerede.

Hesaplamanın görevi, helikopterin her bir kararlı durum uçuş modu için bileşkenin gerekli eğim açısını belirlemektir. Helikopterin uçuş modu, uçuş yüksekliği H, pervane modunun katsayısı m veya bağıl uçuş hızı tarafından belirlenir. Sabit bir tırmanışın dikey hızları şu formülle bulunur:

Formül (3), (4)'te yer alan boyuna kuvvet ve tork NV katsayılarının değerleri, eserlerin formülleri ile belirlendi. Bu formüller aşağıdaki gibidir:

sızma katsayısı

(8)

Hücum açısı HB

Tork faktörü HB

boyuna kuvvet katsayısı

(10) ve (11) numaralı denklemlerde yer alan kanatların kanat hareketlerinin birinci harmoniklerinin katsayıları basitleştirilmiş formüller (12) - (14) kullanılarak bulunmuştur.

Formüller (8) - (14)'te yer alan B HB son kayıp katsayısının değeri önerilere göre belirlenmiş ve kanadın atalet-kütle özellikleri yaklaşık formüller kullanılarak hesaplanabilir.

Kuyruk rotorunun (RV) özellikleri hesaplanırken, tüm uçuş modlarında helikopterin palet dengeleme koşulunun yerine getirildiği kabul edildi:

Bu koşuldan, itme katsayısı RV'nin gerekli değeri bulundu:

nerede - sırasıyla bıçak RV'sinin ucunun doldurma faktörü ve çevresel hızı.

Daha sonra (8) - (14) formüllerine göre RV'nin aerodinamik özellikleri hesaplandı.

Helikopterin kendi kendine dönüş modunda inişinin özellikleri, pratik açıdan büyük ilgi çekicidir. Aynı zamanda, HB'nin sabit bir verilen hızını korumak için, iniş hızına bağlı olarak ortak adım j 0.7 HB'nin açılarının gerekli değerlerini bilmek önemlidir.

HB kendi kendine dönüş modunda helikopter iniş özelliklerinin hesaplanması, helikopterin aerodinamik kalitesi temelinde gerçekleştirilir , (17).

t, belirli bir uçuş modunda NV itme katsayısıdır;

Kendi kendine dönme modunda itici kuvvet HB katsayısı.

Helikopterin kendi kendine dönüş modunda HB iniş açısı, helikopterin ters kalitesine eşittir

Helikopter iniş hızının yatay ve dikey bileşenleri, ilişkilerden bulunur.

Önerilen yöntem, kanat profili seçildiğinde, ön tasarım aşamalarında bir helikopterin ana uçuş özelliklerini, ana ve kuyruk rotorlarının geometrik, kinematik, atalet kütlesi parametrelerini, gücün özelliklerini hesaplamayı mümkün kılar. bitki ve helikopterin uçuş ağırlığı bilinmektedir.

Çalışma modu katsayısının uçuş değerleri aralığındaki farklı yükseklikler için, ortak kanat hatvesinin açıları 2°'lik bir adımla j 0.7 = 2°'den 20°'ye değiştiğinde hesaplama yapılır.

2. Elde edilen sonuçların güvenilirliğinin doğrulanması

Önerilen yöntemle elde edilen sonuçların güvenilirliğinin doğrulanması, bilinen helikopterlerin uçuş özelliklerini belirlemek için test problemlerinin çözülmesi temelinde gerçekleştirilmiştir.

Şek. Şekil 3, Mi-4 ve Mi-34 helikopterlerinin karakteristik uçuş hızlarının irtifa bağımlılıklarını göstermektedir. Hesaplama sonuçları iş verileriyle karşılaştırılır. Mi-4 helikopteri için uçuş ağırlığı m=7200 kg ve kanat ucunun çevresel hızı wR=196 m/s olarak hesaplanmış, Mi-34 helikopterinin akrobasi versiyonunda m=1020 kg olarak hesaplanmıştır. ve wR=206 m/s.

Farklı irtifalar için nominal motor çalışma modunda (wR=180 m/s) düz uçuş için Mi-34 helikopterinin ortak eğimi NV'nin gerekli açılarına ilişkin hesaplanan verilerin karşılaştırılması Şekil 2'de gösterilmektedir. 4.

Şekildeki grafiklerde. Şekil 5, H=0 km'lik bir yükseklik için HB kendi kendine dönüş modunda Mi-4 helikopterinin dikey hız ve alçalma açısının bağımlılıklarını göstermektedir.

Makalenin sınırlı hacmi, bu helikopterler için hesaplanan tüm materyalleri sağlamamıza izin vermiyor.

Metodolojik çalışmalar, önerilen yöntemin, helikopter uçuş modunu belirleyen çok sayıda parametrenin uçuş özellikleri üzerindeki etkisini yeterli derecede doğrulukla analiz etmeye izin verdiğini göstermiştir. Çalışma modu katsayısı m'nin 0.08'den 0.3'e değişmesinde, HB diski boyunca kanat bölümlerinin saldırı açıları izin verilen maksimum sınırları aşmadığında, teoride Cy(a) bağımlılığının doğrusallığı hakkında yapılan varsayımlar ) ve Схрср=const geçerlidir, bu yöntem %8-10'u aşmayan bir hata hesaplaması sağlar. Hafif helikopterler için bu, 25 kgf/m2'ye kadar süpürülmüş alan yükü G/F'ye ve 220-230 km/s'ye kadar maksimum uçuş hızlarına karşılık gelir.

3. Hesaplama örnekleri

Makale, Robinson R22 (m=620 kg, wR=217 m/s) ve Hughes 269В/300 (m=930 kg, wR=202 m/s) helikopterlerinin uçuş özelliklerinin bazı hesaplama sonuçlarını sunmaktadır. Ana ve kuyruk rotorlarının yanı sıra bir bütün olarak helikopterlerin geometrik ve kinematik parametreleri işten alınmıştır.

R22 helikopteri 7,67 m (sn=0,03) çapında iki kanatlı bir HB'ye ve bir NACA-63015 kanat profiline sahiptir, süpürme alanındaki yük 13,45 kgf/m2'dir. Santral olarak, N = 160 hp kalkış gücüne sahip bir Lycoming U-320-B2C pistonlu motor kullanılmaktadır.

Helikopter modeli 269/300, D = 8,18 m (sn = 0,04) çapında üç kanatlı bir pervane ve bir NACA-0015 kanat profili kullanır, süpürme alanındaki yük 17,7 kgf/m2'dir. Lycoming HIO-360D pistonlu motor, 190 hp'ye eşit kalkış gücü sağlar.

Şekil 6, R22 ve Hughes 269/300 helikopterleri için operasyonel irtifa aralıklarını ve sabit seviye uçuş hızlarını göstermektedir. Robinson R22 için maksimum yer hızları 190 km/s ve Hughes 269/300 için 175 km/s'dir. Ayrıca maksimum sabit tırmanma modunu sağlayan ekonomik hız Vek değerlerini de gösterir.

Yere yakın kendi kendine dönüş modunda iniş sırasında helikopter HB'nin ortak yunuslama açısının gerekli değerleri Şekil 7'de gösterilmektedir. Bu jc değerleri ile HB'nin dönme hızı sabit tutulur.

5. Johnson W. Helikopter teorisi. 1. Kitap M.: Mir, 1983.

6. Braverman A.Ş. Helikopter kalitesi ve tahrik verimliliği. Aerodinamik hesaplamanın doğrusallaştırılması // Helikopter uçuş özelliklerinin hesaplanmasında. TsAGI'nin tutanakları. Prof. N.E. Zhukovsky, sayı 2448, 1989.

7. Yabancı helikopterlerin istatistiksel verileri / İncelemeler No. 678. TsAGI im. Prof. N.E. Zhukovsky, M.: ONTI TsAGI, 1988.

8. Araslanov S. A. Ukrayna'nın hangi helikopterlere ihtiyacı var? // Genel Havacılık, No. 10, 1999.

Tanıtım

Helikopter tasarımı, zamanla gelişen, birbiriyle ilişkili tasarım aşamalarına ve aşamalarına ayrılan karmaşık bir süreçtir. Oluşturulan hava aracı, teknik gereksinimleri karşılamalı ve tasarım şartnamesinde belirtilen teknik ve ekonomik özelliklere uygun olmalıdır. Referans şartları, helikopterin ilk tanımını ve tasarlanan makinenin yüksek ekonomik verimliliğini ve rekabetçiliğini sağlayan performans özelliklerini, yani taşıma kapasitesi, uçuş hızı, menzil, statik ve dinamik tavan, kaynak, dayanıklılık ve maliyet içerir.

Ön tasarım aşamasında, bir aerodinamik şema seçilir, helikopterin görünümü oluşturulur ve belirtilen uçuş performansının elde edilmesini sağlamak için ana parametrelerin hesaplanması yapılır. Bu parametreler şunları içerir: helikopterin kütlesi, tahrik sisteminin gücü, ana ve kuyruk rotorlarının boyutları, yakıt kütlesi, enstrümantasyon kütlesi ve özel ekipman. Hesaplamaların sonuçları, helikopterin yerleşim planının geliştirilmesinde ve kütle merkezinin konumunu belirlemek için bilançonun hazırlanmasında kullanılır.

Seçilen teknik çözümler dikkate alınarak helikopterin bireysel birimlerinin ve bileşenlerinin tasarımı, teknik bir proje geliştirme aşamasında gerçekleştirilir. Aynı zamanda, tasarlanan birimlerin parametreleri, taslak tasarıma karşılık gelen değerleri karşılamalıdır. Tasarımı optimize etmek için bazı parametreler iyileştirilebilir. Teknik tasarım sırasında, yapısal malzeme ve tasarım şemalarının seçiminin yanı sıra birimlerin aerodinamik mukavemet ve kinematik hesaplamaları yapılır.

Detaylı tasarım aşamasında helikopterin çalışma ve montaj resimleri, özellikleri, paketleme listeleri ve diğer teknik dokümantasyon kabul edilen standartlara uygun olarak hazırlanır.

1. İlk yaklaşımın bir helikopterinin kalkış ağırlığının hesaplanması

yük kütlesi nerede, kg;

Mürettebat ağırlığı, kg.

uçuş aralığı

2. Bir helikopterin ana rotorunun parametrelerinin hesaplanması

2.1 Yarıçap r, m, tek rotorlu bir helikopterin ana rotoru aşağıdaki formülle hesaplanır:

helikopterin kalkış ağırlığı nerede, kg;

G- 9,81 m/s2'ye eşit serbest düşüş ivmesi;

P- ana rotor tarafından süpürülen alandaki spesifik yük,

Özgül yük değeri P vida tarafından süpürülen alan için çalışmada sunulan önerilere göre seçilir /1/: burada P= 280

Ana rotorun yarıçapını eşit kabul ediyoruz r= 7.9

Açısal hız w, s -1 , ana rotorun dönüşü çevresel hız ile sınırlıdır wr helikopterin kalkış ağırlığına bağlı olan ve wr= 232 m/sn.

2.2 Statik ve dinamik tavanlarda bağıl hava yoğunlukları

2.3 Yere yakın ve dinamik tavandaki ekonomik hızın hesaplanması

Eşdeğer zararlı levhanın bağıl alanı belirlenir:

Neresi Suh= 2.5

Yere yakın ekonomik hızın değeri hesaplanır VH, km/sa:

nerede Bence

Dinamik tavandaki ekonomik hızın değeri hesaplanır Vdin, km/sa:

nerede Bence\u003d 1.09 ... 1.10 - indüksiyon katsayısı.

2.4 Dinamik tavanda yatay uçuşun maksimum ve ekonomik hızlarının nispi değerleri hesaplanır:

nerede Vmax=250 km/s ve Vdin\u003d 182.298 km / s - uçuş hızı;

wr=232 m/s - kanatların çevresel hızı.

2.5 Yere yakın maksimum hız ve dinamik tavandaki ekonomik hız için itme katsayısının ana rotorun doldurulmasına izin verilen oranlarının hesaplanması:

2.6 Yere yakın ve dinamik tavandaki ana rotor itme katsayıları:

2.7 Ana rotorun dolumunun hesaplanması:

rotor doldurma s maksimum ve ekonomik hızlarda uçuş durumları için hesaplanmıştır:

Tahmini dolum değeri olarak s rotor, en büyük değer alınır sVmax ve sVdin:

Kabul

Kord uzunluğu B ve uzama ben rotor kanatları şuna eşit olacaktır:

Burada z l rotor kanatlarının sayısıdır (z l \u003d 3)

2.8 Gövde ve yatay kuyruğun aerodinamik sürüklenmesini telafi etmek için ana rotor itişinde nispi artış:

S f, gövdenin yatay izdüşümü alanıdır;

S th - yatay kuyruk alanı.

S th \u003d 1,5 m 2.

3. Helikopter tahrik sisteminin gücünün hesaplanması.

3.1 Statik bir tavanda gezinirken gücün hesaplanması:

Ana rotoru bir istatistiksel tavanda asılı kalma modunda sürmek için gereken özgül güç, aşağıdaki formülle hesaplanır:

nerede N HAziz- gerekli güç, W;

m 0 - kalkış ağırlığı, kg;

G- serbest düşüş ivmesi, m/s 2 ;

P- ana rotor tarafından süpürülen alana özgü yük, N/m 2 ;

D Aziz- statik tavan yüksekliğindeki bağıl hava yoğunluğu;

H 0 - göreceli verimlilik. vurgulu modunda ana rotor ( H 0 =0.75);

Gövde ve yatay kuyruğun aerodinamik sürüklenmesini dengelemek için ana rotor itişinde nispi artış:

3.2 Maksimum hızda düz uçuşta özgül gücün hesaplanması

Ana rotoru düz uçuşta maksimum hızda sürmek için gereken özgül güç, aşağıdaki formülle hesaplanır:

bıçak uçlarının çevresel hızı nerede;

Göreceli eşdeğer zararlı plaka;

Benceuh- aşağıdaki formüllere göre uçuş hızına bağlı olarak belirlenen indüksiyon katsayısı:

km/s'de,

km/s'de

3.3 Ekonomik hızda dinamik bir tavanda uçuşta özgül gücün hesaplanması

Ana rotoru dinamik bir tavanda sürmek için gereken özgül güç:

D nerede din- dinamik tavandaki bağıl hava yoğunluğu,

Vdin- dinamik tavanda helikopterin ekonomik hızı,

3.4 Kalkış sırasında bir motor arızası olması durumunda ekonomik hızda yere yakın uçuşta özgül gücün hesaplanması

Bir motor arızası durumunda ekonomik hızda kalkışa devam etmek için gereken özgül güç aşağıdaki formülle hesaplanır:

yere yakın ekonomik hız nerede,

3.5 Çeşitli uçuş durumları için belirli azaltılmış güçlerin hesaplanması

3.5.1 Statik bir tavanda gezinirken özel azaltılmış güç:

Statik tavanın yüksekliğine bağlı olarak belirli gaz kelebeği özelliği nerede HAziz ve aşağıdaki formülle hesaplanır:

x 0 - değeri helikopterin kalkış ağırlığına bağlı olan, havada asılı kalma modunda tahrik sisteminin güç kullanım faktörü m 0:

de m 0

10 25 ton

de m 0 > 25 ton

3.5.2 Maksimum hızda düz uçuşta özgül azaltılmış güç:

maksimum uçuş hızında güç kullanım faktörü nerede,

Hava hızına bağlı olarak motorların gaz kelebeği özellikleri Vmax :

3.5.3 Ekonomik hızda dinamik tavanda uçuşta belirli azaltılmış güç Vdin eşittir:

ekonomik uçuş hızında güç kullanım faktörü nerede,

ve - dinamik tavanın yüksekliğine bağlı olarak motor kısma seviyeleri H ve uçuş hızı Vdin aşağıdaki gaz kelebeği özelliklerine göre:

3.5.4 Kalkışta bir motor arızası ile ekonomik hızda yere yakın uçuşta spesifik azaltılmış güç şuna eşittir:

ekonomik uçuş hızında güç kullanım faktörü nerede,

Acil durum modunda motorun kısma derecesi,

n=2 - helikopter motorlarının sayısı.

3.5.5 Sevk sisteminin gerekli gücünün hesaplanması

Tahrik sisteminin gerekli gücünü hesaplamak için belirli azaltılmış gücün maksimum değeri seçilir:

gerekli güç n helikopter tahrik sistemi şuna eşit olacaktır:

nerede m 01 - helikopter kalkış ağırlığı,

G\u003d 9.81 m 2 / s - serbest düşüş ivmesi.

3.6 Motor seçimi

Her biri toplam güce sahip iki VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) turboşaft motorunu kabul ediyoruz n\u003d 1.405 10 6 W

VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) motoru, yeni nesil helikopterlere kurulum için ve ayrıca uçuş performanslarını iyileştirmek için mevcut helikopterlerdeki motorları değiştirmek için tasarlanmıştır. Seri sertifikalı bir TV3-117VMA motoru temelinde oluşturuldu ve Federal Devlet Üniter Teşebbüsü "V.Ya.Klimov'un adını taşıyan Tesis" de üretildi.

4. Yakıt kütlesinin hesaplanması

Belirli bir uçuş menzilini sağlayan yakıt kütlesini hesaplamak için seyir hızını belirlemek gerekir. Vkr. Seyir hızının hesaplanması, aşağıdaki sırayla ardışık yaklaşımlar yöntemiyle gerçekleştirilir:

a) İlk yaklaşımın seyir hızının değeri alınır:

b) indüksiyon katsayısı hesaplanır Benceuh:

km/s'de

c) ana rotoru seyir modunda uçuşta sürmek için gereken özgül güç belirlenir:

sevk sisteminin özgül azaltılmış gücünün maksimum değeri nerede,

Uçuş hızına bağlı olarak güçteki değişim katsayısı Vkr 1 , aşağıdaki formülle hesaplanır:

d) İkinci yaklaşımın seyir hızı hesaplanır:

e) Birinci ve ikinci yaklaşımın hızlarının bağıl sapması belirlenir:

İlk yaklaşımın seyir hızı iyileştiriliyor Vkr 1, ikinci yaklaşımın hesaplanan hızına eşit alınır. Daha sonra hesaplama b) noktasından itibaren tekrarlanır ve koşul ile sona erer.

Özgül yakıt tüketimi aşağıdaki formülle hesaplanır:

motorların çalışma moduna bağlı olarak özgül yakıt tüketimindeki değişim katsayısı nerede,

Uçuş hızına bağlı olarak özgül yakıt tüketimindeki değişim katsayısı,

Kalkış modunda spesifik yakıt tüketimi.

Seyir modunda uçuş durumunda, aşağıdakiler kabul edilir:

kg/Saat,

Uçuşta harcanan yakıt kütlesi mTşuna eşit olacaktır:

seyir hızında tüketilen özgül güç nerede,

seyir hızı,

L- uçuş menzili.

5. Helikopterin bileşenlerinin ve düzeneklerinin kütlesinin belirlenmesi.

5.1 Ana rotor kanatlarının kütlesi aşağıdaki formülle belirlenir:

nerede r- rotor yarıçapı

s- ana rotorun doldurulması,

5.2 Ana rotor göbeğinin kütlesi aşağıdaki formülle hesaplanır:

nerede ksal- modern tasarımların burçlarının ağırlık katsayısı,

kben- kanat sayısının burcun kütlesi üzerindeki etki katsayısı.

Şunları dikkate alabilirsiniz:

bu nedenle, dönüşümlerin bir sonucu olarak şunu elde ederiz:

Ana rotor göbeğinin kütlesini belirlemek için, kanatlara etki eden merkezkaç kuvvetini hesaplamak gerekir. nCB(kN olarak):

5.3 Eğik plakayı, hidrolik güçlendiricileri, ana rotor kontrol hidrolik sistemini içeren hidrofor kontrol sisteminin kütlesi, aşağıdaki formülle hesaplanır:

nerede B- bıçak akoru,

kyuh- 13,2 kg/m3'e eşit alınabilen hidrofor kontrol sisteminin ağırlık faktörü.

5.4 Manuel kontrol sisteminin kütlesi:

nerede kRU- Tek rotorlu helikopterler için alınan manuel kontrol sisteminin ağırlık katsayısı 25 kg/m'ye eşittir.

5.5 Ana dişli kutusunun kütlesi, ana rotor milindeki torka bağlıdır ve aşağıdaki formülle hesaplanır:

nerede ked- ortalama değeri 0,0748 kg / (Nm) 0,8 olan ağırlık katsayısı.

Ana rotor milindeki maksimum tork, tahrik sisteminin azaltılmış gücü ile belirlenir. n ve vida hızı w:

nerede x 0 - Helikopterin kalkış ağırlığına bağlı olarak değeri alınan tahrik sisteminin güç kullanım faktörü m 0:

de m 0

10 25 ton

de m 0 > 25 ton

Ana dişli kutusunun kütlesi:

5.6 Kuyruk rotor tahrik ünitelerinin kütlesini belirlemek için itme kuvveti hesaplanır Tkaravan:

nerede mnv- rotor milindeki tork,

Lkaravan- ana ve kuyruk vidalarının eksenleri arasındaki mesafe.

Ana ve kuyruk vidalarının eksenleri arasındaki mesafe, yarıçaplarının ve boşluklarının toplamına eşittir. D bıçaklarının uçları arasında:

nerede D- 0,15 ... 0,2 m'ye eşit alınan boşluk,

Helikopterin kalkış ağırlığına bağlı olarak kuyruk rotorunun yarıçapı:

Güç nkaravan kuyruk rotorunun dönüşü için harcanan , aşağıdaki formülle hesaplanır:

nerede H 0 - 0.6 ... 0.65'e eşit alınabilen kuyruk rotorunun nispi verimliliği.

tork mkaravan direksiyon mili tarafından iletilen şuna eşittir:

direksiyon milinin dönme sıklığı nerede,

Bir dönüş hızında şanzıman mili tarafından iletilen tork, N∙m nv= 3000 rpm:

Ağırlık mv transmisyon mili:

nerede kv- 0,0318 kg / (Nm) 0,67'ye eşit olan şanzıman mili için ağırlık faktörü.

Ağırlık mvb ara vites şuna eşittir:

nerede kvb- 0,137 kg / (Nm) 0,8'e eşit ara dişli kutusu için ağırlık faktörü.

Kuyruk rotorunu döndüren kuyruk dişlisinin ağırlığı:

nerede kxp- değeri 0,105 kg/(Nm) 0,8 olan arka dişli için ağırlık faktörü

5.7 Kuyruk rotorunun kütlesi ve ana boyutları, itiş gücüne bağlı olarak hesaplanır. Tkaravan.

itme katsayısı Ckaravan kuyruk rotoru şuna eşittir:

Kuyruk rotor kanadı doldurma skaravan ana rotorla aynı şekilde hesaplanır:

itme katsayısının kuyruk rotorunun doldurulmasına oranının izin verilen değeri nerede.

Kord uzunluğu Bkaravan ve uzama benkaravan kuyruk rotor kanatları aşağıdaki formüllerle hesaplanır:

nerede zkaravan- kuyruk rotor kanatlarının sayısı.

Kuyruk rotor kanatlarının ağırlığı mLR

Merkezkaç kuvvetinin değeri ncbr kuyruk rotor kanatlarına etki eden ve burç menteşeleri tarafından algılanan,

Kuyruk rotor göbeği ağırlığı mSalı ana rotorla aynı formül kullanılarak hesaplanır:

nerede nCB- bıçağa etki eden merkezkaç kuvveti,

ksal- manşon için ağırlık katsayısı, 0,0527 kg/kN 1,35'e eşit olarak alınır

kz- kanat sayısına bağlı olarak ve aşağıdaki formülle hesaplanan ağırlık katsayısı:

5.8 Helikopter tahrik sisteminin kütlesinin hesaplanması

Helikopter tahrik sisteminin özgül ağırlığı Gdvd ampirik formülle hesaplanır:

nerede n- tahrik sisteminin gücü.

Tahrik sisteminin kütlesi şuna eşit olacaktır:

5.9 Helikopter gövdesinin ve ekipmanının kütlesinin hesaplanması

Helikopter gövdesinin kütlesi aşağıdaki formülle hesaplanır:

nerede Sohm- aşağıdaki formülle belirlenen, gövdenin yıkanmış yüzeyinin alanı:

m 0 - ilk yaklaşımın kalkış ağırlığı,

kF-katsayı 1.7'ye eşittir.

Yakıt sistemi ağırlığı:

nerede mT- uçuş için kullanılan yakıtın kütlesi,

kts- yakıt sistemi için alınan ağırlık katsayısı 0.09'a eşittir.

Helikopter iniş takımının kütlesi:

nerede kş- şasi tasarımına bağlı olarak ağırlık faktörü:

Sabit iniş takımı için,

Geri çekilebilir iniş takımı için.

Helikopterin elektrikli ekipmanının kütlesi aşağıdaki formülle hesaplanır:

nerede Lkaravan- ana ve kuyruk vidalarının eksenleri arasındaki mesafe,

zben- rotor kanatlarının sayısı,

r- rotor yarıçapı,

benben- ana rotor kanatlarının göreceli uzaması,

kvb ve ke-posta- değerleri aşağıdakilere eşit olan elektrik telleri ve diğer elektrikli ekipman için ağırlık katsayıları:

Diğer helikopter ekipmanlarının kütlesi:

nerede kvb- değeri 2'ye eşit olan ağırlık katsayısı.

5.10 İkinci yaklaşım helikopter kalkış kütlesinin hesaplanması

Boş bir helikopterin kütlesi, ana birimlerin kütlelerinin toplamına eşittir:

İkinci yaklaşımın helikopterinin kalkış ağırlığı m 02 toplamına eşit olacaktır:

nerede mT- yakıt kütlesi,

mgr- yük kütlesi,

meşdeğer- mürettebatın kütlesi.

6. Helikopter yerleşiminin tanımı

Tasarlanan helikopter, kuyruk rotorlu, iki gaz türbinli motora ve iki yataklı kayaklara sahip tek rotorlu bir şemaya göre yapılmıştır. Çerçeve yapılı helikopterin gövdesi, burun ve orta kısımlar, kuyruk ve uç kirişlerden oluşur. Pruvada iki pilottan oluşan iki kişilik bir mürettebat kabini var. Kabin camı iyi bir görüş sağlar, sağ ve sol kayar blisterler acil açma mekanizmaları ile donatılmıştır. Orta kısımda 6,8 x 2,05 x 1,7 m ölçülerinde kabin ve 0,62 x 1,4 m ölçülerinde acil iniş mekanizmalı merkezi kayar kapı bulunmaktadır. Kargo kabini, 2 tona kadar olan malların taşınması için tasarlanmıştır ve 12 yolcu için katlanır koltukların yanı sıra 5 sedye takmak için düğümlerle donatılmıştır. Yolcu versiyonunda, kabinde 0,5 m basamak ve 0,25 m geçiş ile monte edilmiş 12 koltuk vardır; ve arkada iki kanattan oluşan arka giriş kapısı için bir açıklık bulunmaktadır.

Çalışan bir cilde sahip bir kiriş-stringer tipi perçinli yapının kuyruk bomu, kontrollü bir dengeleyici ve bir kuyruk desteği takmak için düğümlerle donatılmıştır.

2,2 m boyutunda ve 1,5 m2 alana sahip, tek kanatlı tasarımlı NACA 0012 profiline sahip, bir dizi kaburga ve duralumin ve kumaş kılıflı stabilizatör.

1,44 m çapındaki kuyruk rotoru üç kanatlı, itici, kardan tipi manşonlu ve planda tamamı metal dikdörtgen kanatlı, 0,51 m kirişli ve NACA 230M profilli.

Gece ve gündüz zorlu meteorolojik koşullarda aletli uçuşlar için ekipman, iki yapay ufuk, iki NV hız göstergesi, bir GMK-1A kombine yön sistemi, bir otomatik radyo pusulası ve bir RV-3 radyo altimetresini içerir.

İletişim ekipmanı, R-860 ve R-828 VHF komuta radyo istasyonlarını, R-842 ve Karat iletişim HF radyo istasyonlarını, SPU-7 uçak interkomunu içerir.

7. Helikopter denge hesabı

Tablo 1. Boş bir helikopterin dengeleme listesi

Birim adı	ağırlık birimi, ben mi, kilogram	Koordinat x i birimin kütle merkezi, m	Ünitenin statik momenti M xi	Koordinat ben birimin kütle merkezi, m	Ünitenin statik momenti M yi
1 rotor
1.1 Bıçaklar
1.2 Kol
2 Kontrol sistemi
2.1 Güçlendirici kontrol sistemi
2.2 Manuel kontrol sistemi
3 İletim
3.1 Ana şanzıman
3.2 Ara şanzıman
3.3 Kuyruk dişlisi
3.4 Şanzıman mili
4 Kuyruk vidası
4.1 Bıçaklar
4.2 Kol
5 Sevk sistemi
6 Yakıt sistemi
7 Gövde
7.1 Yay (%15)
7.2 Orta kısım (%50)
7.3 Kuyruk bölümü (%20)
7.4 Dişli kutusunun sabitlenmesi (%4)
7.5 Davlumbaz (%11)

8.1 Ana (%82)
8.2 Ön (%16)
8.3 Kuyruk desteği (%2)
9 Elektrikli ekipman
10 Ekipman
10.1 Kokpitteki aletler (%25)
10.2 Telsiz ekipmanı (%27)
10.3 Hidrolik ekipman (%20)
10.4 Pnömatik ekipman (%6)

Statik momentler hesaplanır m cxBence ve M suBence koordinat eksenlerine göre:

Tüm helikopterin kütle merkezinin koordinatları aşağıdaki formüllerle hesaplanır:

Tablo 2. Maksimum yük ile ortalama listesi

Birim adı	ağırlık birimi, ben mi, kilogram	Koordinat x i birimin kütle merkezi, m	Ünitenin statik momenti M xi	Koordinat ben birimin kütle merkezi, m	Ünitenin statik momenti M yi
Helikopter
Yakıt depoları 1 ve 2

Tablo 3. Kalan %5 yakıt ve tam ticari yük ile ortalama listesi

Birim adı	ağırlık birimi, ben mi, kilogram	Koordinat x i birimin kütle merkezi, m	Ünitenin statik momenti M xi	Koordinat ben birimin kütle merkezi, m	Ünitenin statik momenti M yi
Helikopter

Boş helikopter kütle merkezi koordinatları: x 0 =-0.003;y 0 =-1.4524;

Maksimum yük ile kütle merkezinin koordinatları: x 0 \u003d 0.0293;y 0 \u003d -2.0135;

%5 kalan yakıt ve tam ticari yük ile kütle merkezi koordinatları: x 0 \u003d -0.0678; y 0 = -1,7709.

Çözüm

Bu kurs projesinde, helikopterin kalkış ağırlığı, bileşenlerinin ve düzeneklerinin kütlesi ile helikopterin yerleşim planının hesaplamaları yapılmıştır. Yerleşim sürecinde, helikopterin hizalanması netleştirildi, hesaplamadan önce ünitelerin ve santralin ağırlık hesaplamalarına dayalı bir ağırlık raporu, ekipman, ekipman, kargo vb. listeleri hazırlandı. tasarım amacı, belirtilen gereksinimlerin yerine getirilmesini sağlayan helikopter ve sistemlerinin ana parametrelerinin optimal kombinasyonunu belirlemektir.

Tanıtım

Ön tasarım aşamasında, bir aerodinamik şema seçilir, helikopterin görünümü oluşturulur ve belirtilen uçuş performansının elde edilmesini sağlamak için ana parametrelerin hesaplanması yapılır. Bu parametreler şunları içerir: helikopterin kütlesi, tahrik sisteminin gücü, ana ve kuyruk rotorlarının boyutları, yakıt kütlesi, enstrümantasyon kütlesi ve özel ekipman. Hesaplamaların sonuçları, helikopterin yerleşim planının geliştirilmesinde ve kütle merkezinin konumunu belirlemek için bilançonun hazırlanmasında kullanılır.

Seçilen teknik çözümler dikkate alınarak helikopterin bireysel birimlerinin ve bileşenlerinin tasarımı, teknik bir proje geliştirme aşamasında gerçekleştirilir. Aynı zamanda, tasarlanan birimlerin parametreleri, taslak tasarıma karşılık gelen değerleri karşılamalıdır. Tasarımı optimize etmek için bazı parametreler iyileştirilebilir. Teknik tasarım sırasında, yapısal malzemelerin ve yapısal şemaların seçiminin yanı sıra birimlerin aerodinamik mukavemeti ve kinematik hesaplamaları yapılır.

Detaylı tasarım aşamasında helikopterin çalışma ve montaj resimleri, özellikleri, paketleme listeleri ve diğer teknik dokümantasyon kabul edilen standartlara uygun olarak hazırlanır.

1. İlk yaklaşımın bir helikopterinin kalkış ağırlığının hesaplanması

yük kütlesi nerede, kg;

Mürettebat ağırlığı, kg.

uçuş aralığı

kilogram.

2. Bir helikopterin ana rotorunun parametrelerinin hesaplanması

2.1 Tek rotorlu bir helikopterin ana rotorunun yarıçapı R, m, aşağıdaki formülle hesaplanır:

helikopterin kalkış ağırlığı nerede, kg;

g - 9.81 m / s 2'ye eşit serbest düşüş ivmesi;

p - ana rotor tarafından süpürülen alandaki spesifik yük,

Pervane tarafından süpürülen alan üzerindeki özgül yük p değeri, çalışmada sunulan önerilere göre seçilir /1/: burada p=280

R=7.9'a eşit rotor yarıçapını alıyoruz

Ana rotorun dönüş açısal hızı w, s -1, helikopterin kalkış kütlesine bağlı olan ve wR=232 m/s olan kanat uçlarının çevresel hızı wR ile sınırlıdır.

-1 ile.

rpm

2.2 Statik ve dinamik tavanlarda bağıl hava yoğunlukları

2.3 Yere yakın ve dinamik tavandaki ekonomik hızın hesaplanması

Eşdeğer zararlı levhanın bağıl alanı belirlenir:

Nerede S e \u003d 2.5

Yere yakın ekonomik hızın değeri V s, km/h hesaplanır:

Dinamik tavan V dyne üzerindeki ekonomik hızın değeri, km/h hesaplanır:

burada ben \u003d 1.09 ... 1.10 endüksiyon katsayısıdır.

2.4 Dinamik tavanda yatay uçuşun maksimum ve ekonomik hızlarının nispi değerleri hesaplanır:

nerede V max \u003d 250 km / s ve V dyn \u003d 182.298 km / s - uçuş hızları;

wR=232 m/s - kanatların çevresel hızı.

2.5 Yere yakın maksimum hız ve dinamik tavandaki ekonomik hız için itme katsayısının ana rotorun doldurulmasına izin verilen oranlarının hesaplanması:

2.6 Yere yakın ve dinamik tavandaki ana rotor itme katsayıları:

2.7 Ana rotorun dolumunun hesaplanması:

Ana rotor dolumu s, maksimum ve ekonomik hızlarda uçuş durumları için hesaplanır:

;

Ana rotorun hesaplanan dolum değeri s olarak en büyük s Vmax ve s V dyn değeri alınır:

Kabul

Ana rotor kanatlarının kiriş uzunluğu b ve bağıl uzaması l şuna eşit olacaktır:

Burada z l rotor kanatlarının sayısıdır (z l \u003d 3)

2.8 Gövde ve yatay kuyruğun aerodinamik sürüklenmesini telafi etmek için ana rotor itişinde nispi artış:

S f, gövdenin yatay izdüşümü alanıdır;

S th - yatay kuyruk alanı.

S th \u003d 1,5 m 2.

Bir savaş görevi gerçekleştirmek ve uçuş güvenliğini sağlamak için helikopterin tasarımı yeterince güçlü ve sağlam olmalıdır. Güç ile, bir yapının, çalışma sırasında karşılaşılan belirli dış yükleri çökmeden algılama yeteneği anlamına gelir. Rijitlik, bir yapının yük altında deformasyona direnme kabiliyetini ifade eder.

Operasyon sırasında, helikopter çeşitli doğa ve büyüklükteki yüklere maruz kalır: statik (sabit veya zamanla yavaş değişen), dinamik (şok ve titreşim). Yükleme tipine bağlı olarak, yapı veya ayrı parçası uygun tipte mukavemete sahip olmalıdır.

Gerekli değerlerin kombinasyonu Çeşitli türler güç, sağlayan normal iş belirlenen limitler ve terminler dahilindeki yapılara operasyonel güç denir.

Çalışma sırasında yapının gücü değişmeden kalmaz. Sınırlara yakın büyük yükler, elemanlarında kalıcı deformasyonlara neden olabilir. Küçük, ancak tekrar tekrar tekrarlanan yükler, yapıyı zayıflatan yorulma çatlaklarının gelişmesine neden olur. Aşınma ve yıpranma meydana gelir

sürtünme parçaları, HB bıçakların, bıçakların aşındırıcı aşınması gaz türbinli motorlar toz, kumun etkisi altında. Ek olarak, bakım hasar, ezik, çizik, çizik, çentik vb. şeklinde ortaya çıkar. Bütün bunlar, yapısal güçte kademeli bir azalmaya yol açar ve helikopteri, helikopterin kaynağını (uçuş saatlerini) sınırlamaya zorlar.

Çalışma sırasında yapı, sıcaklık değişimlerinden, yağıştan, tozdan, güneş radyasyonundan vb. sürekli olarak etkilenir. Bu faktörlerin etkisi, yapı elemanlarının korozyonuna, camların ve diğer metalik olmayan parçaların çatlamasına ve koruyucu kaplamaların hasar görmesine neden olur. Sonuç olarak, ekipmanın çalışmasının (hizmet ömrü) takvim zamanını sınırlamak gerekir.

Bu nedenle, yapının gücünü azaltan ve performansını düşüren yukarıdaki tüm dış etkenler, dayanıklılığını sınırlar. Bir uçağın dayanıklılığı, bakım ve onarımı dikkate alarak, uçuş güvenliği gereksinimlerinin ihlal edildiği ve operasyonel verimliliğin azaldığı belirli bir sınırlama durumuna kadar çalışabilirliği sürdürme yeteneğidir. Dayanıklılığın göstergeleri kaynak ve hizmet ömrüdür.

Havacılık ekipmanının teknik operasyonunun ana görevlerinden biri, gerçek çalışma koşulları altında tüm hizmet ömrü boyunca gerekli gücü korumaktır.

Bir helikopterin gücünü hesaplamak için genel ilkeler

Mukavemet Standartları ayrıca şunları sağlar: planlamaya girerken negatif G = -0.5'in etkisi, havada asılı kalan helikopterin enerjik dönüşleri, dikey ve yanal hava esintilerinin etkisi, vb. Tasarım durumlarının her biri, dayanıklılık için belirleyicidir. helikopterin bir veya başka bir parçası veya birimi.

İniş tasarımı vakaları dikkate alınır Çeşitli seçenekler inişler: tüm desteklerde, yalnızca ana desteklerde, yan darbe ile iniş vb.

Yer tasarımı vakaları, rüzgarın etkisini, hazırlıksız bir sahada helikopter çekme vb.

Bir helikopterin gücünü hesaplamanın özel karmaşıklığı, ana yüklerinin, örneğin HB kanatlarından gelen kuvvetlerin, kanatların kendisinde ve bir bütün olarak helikopter yapısında titreşimlere neden olan büyüklük ve yön bakımından değişken olması gerçeğinde yatmaktadır. Bu tür yüklemeye dinamik denir. Tekrar tekrar tekrarlanan yüklerin uzun süreli etkisi ile yapının tahribatı, sabit, statik bir yükten çok daha düşük gerilmelerde meydana gelir. Bu, malzeme yorgunluğu olgusundan kaynaklanmaktadır.

Mukavemet Standartları ayrıca yapının rijitliğini, dinamik gücünü ve kaynağını (hizmet ömrü) hesaplamak için gerekli tüm verileri sağlar.

Statik gücü hesaplama kavramı

Yapının yükü sabitse veya yavaş değişiyorsa, içindeki deformasyonlar ve gerilmeler de salınım süreçleri olmadan yük ile orantılı olarak sabit veya kademeli olarak değişecektir. Bu tür yüklemelere statik denir.

Bir helikopter için statik yükler dikkate alınabilir: ana ve kuyruk pervanelerinin itkisi; bıçakların merkezkaç kuvvetleri; kanat ve kuyruğun aerodinamik kuvvetleri.

Statik mukavemet hesaplaması şunları içerir:

- Tasarım yüklerinin dağılımının büyüklüğü ve doğasının Mukavemet Standartlarına göre belirlenmesi;
- helikopter yapısının dikkate alınan kısmı için enine Q ve boyuna N kuvvetleri, bükülme ve tork momentlerinin diyagramlarının oluşturulması;
- en büyük gerilmelerin mümkün olduğu yapının en yüklü bölümlerinin belirlenmesi;
- yapısal elemanlardaki gerilmelerin belirlenmesi ve yıkıcı olanlarla karşılaştırılması.

Elemanlarındaki gerilmeler yıkıcı değerleri aşmazsa yapının statik mukavemeti sağlanır.

Ancak, statik mukavemet garanti etmez Güvenli operasyon helikopter, yapısındaki değişken yüklerin etkisi altında olduğundan, karşılık gelen alternatif stresler ortaya çıkar. Sabit gerilmelerin üzerine bindirilen bu gerilmeler, toplam gerilmeleri arttırır ve ayrıca yapının yorulma bozulmasına neden olabilir.

Helikopter Değişken Yük Kaynakları

Helikopterin ana yükleri doğası gereği değişkendir, belirli frekanslarla sürekli olarak büyüklük ve yön değiştirirler.

Değişken yüklerin ana kaynakları ana ve kuyruk vidalarıdır. HB palalarına etki eden kuvvetlerin periyodik olarak değişmesinin nedeni, helikopterin öteleme uçuşu sırasında farklı azimutlarda ve farklı kesitlerde üzerlerindeki akışın hızının ve yönünün sürekli değişmesidir. Bıçak, dönüşü sırasında helikopterdeki gelen akışa doğru hareket ettiğinde, akışının toplam hızı artar ve geriye doğru hareket ederken, tam tersine azalır. Aerodinamik kuvvetler akış hızının karesi ile orantılı olduğundan, kanadın kaldırma kuvveti Ul ve sürükleme Xl de sürekli değişir. Bu, kanatların dikey düzlemde kanat çırpmasına ve dönüş düzleminde salınmasına neden olur.

Volan hareketi sırasında, kanatların kütle merkezleri periyodik olarak vida eksenine yaklaşır ve uzaklaşır, bu da dönme düzleminde etki eden değişken Coriolis kuvvetlerinin ortaya çıkmasına neden olur. Bu kuvvetler ayrıca kanatların dönme düzleminde salınmasına neden olur.

Tüm bu değişken kuvvetler, HB burcuna ve ayrıca pervane şaftı ve dişli kutusu aracılığıyla helikopter gövdesine iletilerek dikey ve yatay düzlemlerde salınmasına neden olur. Kanatlardan iletilen değişken kuvvetlerin genlikleri binlerce Newton ve ağır helikopterler için on binlerce olabilir. Bu kuvvetlerin frekansları, pervane hızının ve kanat sayısının çarpımıdır.

Ek değişken kuvvet kaynakları, kanatların zayıf dengelenmesi ve yanlış hizalanması olabilir. Kötü dengeleme, kanatların merkezkaç kuvvetlerinde bir dengesizliğe neden olan eşit olmayan statik momentlerinden oluşur. Dış şekillerindeki farklılıklar, burulma sertliği veya montaj açılarının yanlış ayarlanması nedeniyle, kanatların çırpma hareketinin farklı genliklerinde uyumsuzluk kendini gösterir. Aynı nedenlerle, değişken kuyruk rotor kuvvetleri ortaya çıkar.

İlk yaklaşımın bir helikopterinin kalkış ağırlığının hesaplanması. Tasarım aşamasında bir helikopterin uçuş özelliklerinin hesaplanmasına Ana parametrelerin hesaplanması ve helikopter yerleşiminin geliştirilmesi

Bir helikopterin gücünü hesaplamak için genel ilkeler

Statik gücü hesaplama kavramı

Helikopter Değişken Yük Kaynakları

Popüler