Розрахунок злітної маси гелікоптера першого наближення. Розрахунок повітряних гвинтів Формула обчислення підйомної сили з масою вертольота

Підрахуємо тягу несучого гвинта. Якщо розглядати поверхню (площу F), ометану гвинтом при його обертанні, як непроникну площину, то ми побачимо, що на цю площину зверху діє тиск pi, а знизу тиск р2, причому р-2 більше рх.

З другого закону механіки відомо, що маса отримує прискорення лише тоді, коли на неї діє будь-яка сила. Причому ця сила дорівнює добутку маси на прискорення і спрямована у бік прискорення (у разі вниз).

Що це за сила? З одного боку, очевидно, що ця сила є результатом впливу гвинта на повітря. З іншого боку це? силі згідно з третім законом механіки має відповідати рівну за величиною і протилежну за напрямком вплив повітря на гвинт. Останнє є не що інше, як сила тяги гвинта.

Однак якщо ми подивимося на динамометр, який вимірює фактичну тягу гвинта, ми встановимо, що наш підрахунок дещо неточний. Насправді тяга буде меншою, тому що ми вважали роботу гвинта ідеальною і не брали до уваги втрати енергії на тертя і закручування струменя повітря за гвинтом.

Фактично частинки повітря підходять до гвинта, маючи не тільки індуктивну швидкість в осьовому напрямку, перпендикулярну до площини обертання, а й швидкість закручування. Тому при підрахунку індуктивних швидкостей підсмоктування їх та відкидання і2 враховується також закручування повітря при обертанні несучого гвинта.

У формулі тяги коефіцієнта підйомної сили су подібний коефіцієнт тяги; швидкості польоту відповідає окружна швидкість кінців лопатей гвинта, що має радіус г і кутову швидкість площі крила 5 відповідає площа диска, ометаемого гвинтом, лг2. Коефіцієнт визначається за кривою продування даного гвинта на різних кутах атаки.

Величину безрозмірного коефіцієнта тяги для конкретного вже створеного гвинта, що працює на даному режимі, можна підрахувати, розділивши тягу Т гвинта, виражену в кілограмах, на добуток інших параметрів гвинта, яке також має розмірність сили тяги кг.

Ми встановили, що якщо підйомна сила літака створюється за рахунок відкидання вниз повітря крилом, то підйомна сила вертольота створюється шляхом відкидання вниз повітря гвинтом, що несе.

Коли вертоліт має поступальну швидкість, то, природно, об'єм повітря, що відкидається вниз, збільшується.

В силу цього при витраті однієї і тієї ж потужності гвинт вертольота, що має поступальну швидкість, розвиває більшу тягу, ніж гвинт вертольота, що висить.

І, навпаки, для створення однієї і тієї ж тяги На гвинт вертольота, що має поступальну швидкість, треба передавати меншу потужність, ніж на гвинт вертольота, що висить.

Зменшення потрібної потужності зі зростанням швидкості відбувається лише до певного значення швидкості, при якій збільшення опору повітря руху вертольота не лише поглинає виграш у потужності, але навіть вимагає останньої збільшувати.

Розрахунок гвинта умовно можна поділити на три послідовні етапи.

Метою першого етапу розрахунку є визначення передбачуваних радіусу, тяги та ККД гвинта.

Вихідними даними першого етапу є:

Розрахунок доцільно вести із використанням міжнародної системи одиниць СІ.

Якщо частота обертання гвинта задана в обертах за хвилину, то, скориставшись формулою

Її необхідно перевести в радіани за секунду.

Розрахункова швидкість гвинта V вибирається залежно від призначення СЛА та величини

Де К-розрахункова максимальна аеродинамічна якість надлегкого літака; m-злітна маса.

При Е
При значеннях величини Е від 1000 до 1500 за розрахункову швидкість гвинта V доцільно приймати крейсерську швидкість польоту V кр.

І при значеннях Е більше 1500 за розрахункову швидкість можна прийняти швидкість, обчислену за формулою

При виборі V слід враховувати ту обставину, що при заданій потужності двигуна зменшення розрахункової швидкості V веде до зменшення максимальної швидкості польоту, а її збільшення - до погіршення злітних характеристик СЛА.

З умови недопущення трансзвукових течій, швидкість кінця лопаті u . не повинна перевищувати 230...250 м/с і лише в окремих випадках, коли не передбачається встановлення редуктора, а гвинт не може зняти повну потужність двигуна, допускається до 260 м/с.

Вихідне значення бажаного ККД вище 0,8 для швидкісних і вище 0,75 для нешвидкісних СЛА вибирати недоцільно, оскільки на практиці це неможливо. Крок його зниження спочатку можна прийняти рівним 0,05 і потім зменшувати з наближенням до дійсного значення ККД.

З вихідних даних послідовно визначаються:

Якщо потрібний радіус R виявиться більше граничного R ГР, це означає, що спочатку заданий ККД отриманий бути може. Потрібно зменшити на обрану величину та цикл повторити, починаючи з визначення нового значення? .

Цикл повторюється до того часу, доки виконається умова RR ГР. Якщо ця умова виконалося, то далі провадиться перевірка, чи не перевищує чи окружна швидкість кінця лопаті u До допустиме значення u К.ГР.

Якщо u До u К.ГР, то задається нове значення на величину менше попереднього і цикл повторюється.

Після визначення значень радіусу R, тяги Р та ККД гвинта можна переходити до другого етапу розрахунку.

Другий етап розрахунку повітряного гвинта

Метою другого етапу розрахунку є визначення тяги, споживаної потужності та геометричних розмірів повітряного гвинта.

Вихідними даними для другого етапу розрахунку є:

Для проведення розрахунків лопата гвинта (рис. 6.7)

Рис 6.7 Силовий вплив потоку на елементи лопаті гвинта

Розбивається на кінцеве число ділянок з розмірами bR.. При цьому вважається, що на кожній обраній ділянці закрутка лопаті відсутня, а швидкості та кути набігання потоку по радіусу не змінюються. При зменшенні R, тобто зі збільшенням числа ділянок, похибка, викликана прийнятим припущенням, зменшується. Практика показує, що якщо для кожної ділянки приймати швидкості та кути, властиві його центральному перерізу, то похибка стає несуттєвою при розбивці лопаті на 10 ділянок з R=0,1r, При цьому можна вважати, що перші три ділянки, що відраховуються від осі гвинта, тяги не дають, споживаючи у своїй 4... 5% потужності двигуна. Таким чином, розрахунок доцільно вести для семи ділянок =0,3 до =1,0.

Додатково задаються:

Спочатку максимальну відносну ширину лопаті для дерев'яних гвинтів доцільно задавати 0,08.

Закон зміни ширини лопаті та відносної товщини може бути заданий у вигляді формули, таблиці або креслення гвинта (рис. 6.1).

Рис 6.1 Повітряний гвинт фіксованого кроку

Величини кутів атаки вибраних перерізів задаються конструктором з урахуванням зворотної аеродинамічної якості. Значення коефіцієнтів Су та K=1/ знімаються з графіків рис. 6.4 та 6.5 з урахуванням вибраного профілю та значень та .

Рис 6.4 Залежність коефіцієнта підйомної сили та зворотної аеродинамічної якості від кута атаки та відносної товщини для профілю ВС-2

Рис 6.5 Залежність коефіцієнта підйомної сили та зворотної аеродинамічної якості від кута атаки та відносної товщини для профілю РАФ-6

Першим кроком другого етапу розрахунку є визначення швидкості потоку V у площині гвинта. Ця швидкість визначається за формулою

Отриманої із спільного вирішення рівнянь тяги і витрати повітря, що проходить через площу, що омітається гвинтом.

Очікувані значення тяги Р, радіуса R і площі S ом беруться з першого етапу розрахунку.

Якщо результаті розрахунку виявиться, що потужність, споживана гвинтом, відрізняється від наявної лише на 5... 10%, то другий етап розрахунку вважатимуться виконаним.

Якщо споживана гвинтом потужність відрізняється від наявної на 10... 20 %, необхідно збільшити або зменшити ширину лопаті, враховуючи, що споживана потужність і тяга гвинта змінюються приблизно пропорційно хорді лопаті. Діаметр, відносні товщини та кути установки перерізів при цьому залишаються незмінними.

У деяких випадках може виявитися, що потужність, що споживається гвинтом, і його тяга більш ніж на 20% відрізняються від передбачуваних за результатами першого етапу розрахунку. У цьому випадку по співвідношенню споживаної та розташовуваної потужностей

З використанням графіка (рис. 6. 10) визначаються значення коефіцієнтів k R і k P . Ці коефіцієнти показують, скільки разів необхідно змінити передбачувані радіус і тягу гвинта, що є вихідними для другого етапу розрахунку. Після цього другий етап розрахунку повторюється.

Рис 6.10 Залежність поправочних коефіцієнтів від співвідношення споживаної та розташовуваної потужностей

По закінченні другого етапу розрахунку необхідні виготовлення геометричні розміри гвинта (R, r, b, з і ) в зручних для його виготовлення одиницях зводяться в таблицю.

Третій етап розрахунку повітряного гвинта

Метою третього етапу є перевірка повітряного гвинта на міцність. Цей етап розрахунку зводиться до визначення навантажень, що діють у різних перерізах лопат, і порівняння їх з допустимими з урахуванням геометрії та матеріалу, з якого виготовлені лопаті.

Для визначення навантажень лопата розбивається деякі елементи, як і другому етапі розрахунку, починаючи з перерізу =0,3 з кроком 0,1 до =1.

На кожен виділений елемент лопаті масою т на радіусі r (рис. 6.11) діють інерційна сила

Рис 6.11 Силовий вплив аеродніамічних сил на елемент лопаті гвинта

І елементарна аеродинамічна сила F. Під впливом цих сил, від усіх елементарних ділянок, лопата розтягується та згинається. В результаті в матеріалі лопаті виникають напруження розтягування-стиснення. Найбільш навантаженими (рис. 6.12)

Рис 6.12 Розподіл напруг у перерізі лопаті гвинта

Виявляються волокна задньої сторони лопаті, тому що в цих волокнах напруги від інерційних сил і згинального моменту складаються. Для забезпечення заданої міцності необхідно, щоб фактична напруга в цих найбільш віддалених від осі перерізу лопаті ділянках були меншими за допустимі для обраного матеріалу.

Значення необхідних для розрахунків радіусів r, на яких розташовані ділянки лопаті, хорд b, відносних товщин і сил F беруться з таблиць другого етапу розрахунку. Потім для кожної ділянки послідовно визначаються:

Коефіцієнт заповнення k 3 залежить від профілю, що використовується для гвинта. Для найпоширеніших гвинтових профілів він дорівнює: Clark-Y-k 3 =0,73; BC-2-k 3 =0,7 і РАФ-6-k 3 = 0,74.

Після обчислень величин P ин кожному окремому ділянці проводиться їх підсумовування від вільного кінця лопаті до аналізованого перерізу. Розділивши сумарну силу, що діє в кожному розрізі, на площу цього перерізу, можна отримати напруги розтягування від інерційних сил.

Напруги вигину лопаті під впливом аеродинамічних сил F визначаються як для консольної балки з нерівномірно розподіленим навантаженням.

Як зазначалося раніше, максимальна напруга буде в задніх волокнах лопаті і визначається як сума напруг від інерційних та аеродинамічних сил. Розмір цих напруг має перевищувати 60... 70 % від тимчасового опору матеріалу лопаті.

Якщо міцність лопаті забезпечена, то розрахунок повітряного гвинта вважатимуться завершеним.

Якщо міцність лопаті не забезпечується, необхідно або вибрати інший, більш міцний матеріал, або, збільшивши відносну ширину лопаті, повторити всі три етапи розрахунку.

Якщо відносна ширина лопаті перевищує 0,075 для гвинтів, виконаних з твердих порід дерева, і 0,09 для гвинтів, виконаних з м'яких порід дерева, необхідність виконання третього етапу розрахунку відпадає, так як заздалегідь буде забезпечена необхідна міцність.

за матеріалами: П.І.Чумак, В.Ф Кривокрисенко "Розрахунок та проектування СЛА"

Вступ

Проектування вертольота є складним процесом, що розвивається в часі, поділяється на взаємопов'язані проектні стадії та етапи. Створюваний літальний апарат повинен задовольняти технічним вимогам та відповідати техніко-економічним характеристикам, зазначеним у технічному завданні на проектування. Технічне завдання містить вихідний опис вертольота та його льотно-технічні характеристики, що забезпечують високу економічну ефективність та конкурентоспроможність, проектованої машини, а саме: вантажопідйомність, швидкість польоту, дальність, статична та динамічна стеля, ресурс, довговічність та вартість.

Технічне завдання уточнюється на стадії передпроектних досліджень, під час яких виконуються патентний пошук, аналіз існуючих технічних рішень, науково-дослідні та дослідно-конструкторські роботи. Основним завданням перед проектних досліджень є пошук та експериментальна перевірка нових принципів функціонування проектованого об'єкта та його елементів.

На стадії ескізного проектування вибирається аеродинамічна схема, формується вигляд вертольота та виконується розрахунок основних параметрів, що забезпечують досягнення заданих льотно-технічних характеристик. До таких параметрів відносяться: маса вертольота, потужність рухової установки, розміри несучого та рульового гвинтів, маса палива, маса приладового та спеціального обладнання. Результати розрахунків використовуються при розробці компонувальні схеми вертольота і складанні центрувальні відомості для визначення положення центру мас.

Конструювання окремих агрегатів та вузлів гелікоптера з урахуванням обраних технічних рішень виконується на стадії розробки технічного проекту. При цьому параметри спроектованих агрегатів повинні відповідати значенням, що відповідають ескізному проекту. Частина параметрів можна уточнити з метою оптимізації конструкції. При технічному проектуванні виконується аеродинамічні міцнісні та кінематичні розрахунки вузлів, вибір конструкційних матеріалів та конструктивних схем.

На стадії робочого проекту виконується оформлення робочих та складальних креслень вертольота, специфікацій, комплектувальних відомостей та іншої технічної документації відповідно до прийнятих стандартів.

У цій роботі представлена методика розрахунку параметрів гелікоптера на стадії ескізного проектування, яка використовується для виконання курсового проекту з дисципліни "Проектування гелікоптерів".

1. Розрахунок злітної маси вертольота першого наближення

де – маса корисного вантажу, кг;

Маса екіпажу, кг.

Дальність польоту

кг.

2. Розрахунок параметрів несучого гвинта вертольота

2.1 Радіус R, м, гвинта вертольота одногвинтової схемирозраховується за формулою:

де – злітна маса вертольота, кг;

g- прискорення вільного падіння, що дорівнює 9.81 м/с 2 ;

p - питоме навантаження на площу, що омітається несучим гвинтом,

 =3,14.

Значення питомого навантаженняpна ометану гвинтом площа вибирається за рекомендаціями, представленими в роботі /1/: деp= 280

м.

Приймаємо радіус несучого гвинта рівнимR= 7.9

Кутова швидкість , з -1 , обертання гвинта несучого обмежена величиною окружної швидкості Rкінців лопатей, що залежить від злітної маси вертольота і склали R= 232 м/с.

з -1 .

про/хв.

2.2 Відносні щільності повітря на статичній та динамічній стелях

2.3 Розрахунок економічної швидкості біля землі та на динамічній стелі

Визначається відносна площа еквівалентної шкідливої платівки:

ДеS е = 2.5

Розраховується значення економічної швидкості біля землі V з , км/година:

деI = 1,09…1,10 - Коефіцієнт індукції.

км/година.

Розраховується значення економічної швидкості на динамічній стелі V дін , км/година:

деI = 1,09…1,10 - Коефіцієнт індукції.

км/година.

2.4 Розраховуються відносні значення максимальної та економічної на динамічній стелі швидкостей горизонтального польоту:

деV max =250 км/годинаV дін =182.298 км/годину - швидкості польоту;

 R=232 м/с - окружна швидкість лопатей.

2.5 Розрахунок допустимих відносин коефіцієнта тяги до заповнення несучого гвинта для максимальної швидкості біля землі та для економічної швидкості на динамічній стелі:

2.6 Коефіцієнти тяги несучого гвинта біля землі та на динамічній стелі:

2.7 Розрахунок заповнення несучого гвинта:

Заповнення несучого гвинта  розраховується для випадків польоту на максимальній та економічній швидкостях:

;

Як розрахункова величина заповнення  несучого гвинта приймається найбільше значенняз  Vmax і  V дін :

Приймаємо

Довжина хорди b та відносне подовження  лопатей несучого гвинта дорівнюватиме:

, де z л -число лопатей несучого гвинта( z л =3)

м,

2.8 Відносне збільшення тяги несучого гвинтадля компенсації аеродинамічного опору фюзеляжу та горизонтального оперення:

де S ф -площа горизонтальної проекції фюзеляжу;

S го -Площа горизонтального оперення.

S ф =10 м 2 ;

S го =1.5 м 2 .

3. Розрахунок потужності рухової установки вертольота.

3.1 Розрахунок потужності при висінні на статичній стелі:

Питома потужність , потрібна для приводу гвинта в режимі висіння на статистичному стелі, розраховується за формулою:

де N H ст - Потрібна потужність, Вт;

m 0 - Злітна маса, кг;

g - прискорення вільного падіння, м/с 2 ;

p - питоме навантаження на площу, що омає несучим гвинтом, Н/м 2 ;

 ст - відносна щільність повітря на висоті статичної стелі;

 0 - Відносний к.п.д. несучого гвинта на режимі висіння (  0 =0.75);

Відносне збільшення тяги несучого гвинта для врівноваження аеродинамічного опору фюзеляжу та горизонтального оперення:

3.2 Розрахунок питомої потужності у горизонтальному польоті на максимальній швидкості

Питома потужність , потрібна для приводу гвинта в горизонтальному польоті на максимальній швидкості, розраховується за формулою:

де - окружна швидкість кінців лопатей;

- відносна еквівалентна шкідлива платівка;

I е - коефіцієнт індукції, який визначається залежно від швидкості польоту за такими формулами:

, за км/год,

, за км/год.

3.3 Розрахунок питомої потужності у польоті на динамічній стелі з економічною швидкістю

Питома потужність для приводу гвинта на динамічній стелі дорівнює:

де  дін - відносна щільність повітря на динамічній стелі,

V дін - економічна швидкість вертольота на динамічній стелі,

3.4 Розрахунок питомої потужності в польоті біля землі на економічній швидкості у разі відмови одного двигуна під час зльоту

Питома потужність, необхідна для продовження зльоту з економічною швидкістю при відмові одного двигуна, розраховується за формулою:

де - економічна швидкість біля землі,

3.5 Розрахунок питомих наведених потужностей для різних випадків польоту

3.5.1 Питома наведена потужність при висінні на статичній стелі дорівнює:

де - питома дросельна характеристика, яка залежить від висоти статичної стелі H ст та розраховується за формулою:

 0 - коефіцієнт використання потужності рухової установки на режимі висіння, значення якого залежить від злітної маси вертольотаm 0 :

при m 0 < 10 тонн

за 10 25 тонн

при m 0 > 25 тонн

3.5.2 Питома наведена потужність у горизонтальному польоті на максимальній швидкості дорівнює:

де - Коефіцієнт використання потужності на максимальній швидкості польоту,

- дросельні характеристики двигунів, що залежать від швидкості польоту V max :

;

3.5.3 Питома наведена потужність у польоті на динамічній стелі з економічною швидкістю V дін дорівнює:

і - ступеня дроселювання двигунів, що залежать від висоти динамічної стелі H та швидкості польоту V дін відповідно до таких дросельних характеристик:

;

3.5.4 Питома наведена потужність у польоті біля землі з економічною швидкістю при відмові одного двигуна на зльоті дорівнює:

де - коефіцієнт використання потужності на економічній швидкості польоту,

- ступінь дроселювання двигуна на надзвичайному режимі роботи,

n = 2 – кількість двигунів вертольота.

3.5.5 Розрахунок необхідної потужності рухової установки

Для розрахунку необхідної потужності рухової установки вибирається максимальне значення питомої наведеної потужності:

Потрібна потужність N рухової установки вертольота дорівнюватиме:

де m 01 - злітна маса вертольота,

g = 9.81 м 2 /с - прискорення вільного падіння.

Вт,

3.6 Вибір двигунів

Приймаємо два турбувальний двигунВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) загальної потужності кожного N =1,405∙10 6 Вт

ДвигунВК-2500 (ТВ3-117ВМА-СБ3) призначений для установки на гелікоптери нових поколінь, а також для заміни двигунів на існуючих гелікоптерах для підвищення їх льотно-технічних характеристик. Він створений на базі серійного сертифікованого двигуна ТВ3-117ВМА та виробляється на ФГУП «Завод імені В.Я. Клімова».

4. Розрахунок маси палива

Для розрахунку маси палива, що забезпечує задану дальність польоту, необхідно визначити крейсерську швидкістьV кр . Розрахунок крейсерської швидкості виконується методом послідовних наближень у наступній послідовності:

а) приймається значення крейсерської швидкості першого наближення:

км/година;

б) розраховується коефіцієнт індукції I е :

при км/год

в) визначається питома потужність, потрібна для приводу несучого гвинта в польоті на крейсерському режимі:

де - максимальне значення питомої наведеної потужності рухової установки,

- коефіцієнт зміни потужності залежно від швидкості польоту V кр 1 , що розраховується за формулою:

г) Розраховується крейсерська швидкість другого наближення:

д) Визначається відносне відхилення швидкостей першого та другого наближення:

При виконанні уточнення крейсерської швидкості першого наближення V кр 1 вона приймається рівною розрахованою швидкості другого наближення. Потім розрахунок повторюється з пункту б) і закінчується за умови.

Питома витрата палива розраховується за такою формулою:

де - коефіцієнт зміни питомої витрати пального в залежності від режиму роботи двигунів,

- коефіцієнт зміни питомої витрати пального в залежності від швидкості польоту,

- Питома витрата палива на злітному режимі.

У разі польоту на крейсерському режимі приймається:

;

при кВт;

за кВт.

кг/Вт∙година,

Маса палива, що витрачається на політ m т дорівнюватиме:

де - питома потужність, що споживається на крейсерській швидкості,

- крейсерська швидкість,

L - дальність польоту.

кг.

5. Визначення маси вузлів та агрегатів вертольота.

5.1 Маса лопатей несучого гвинта визначається за формулою:

де R - радіус несучого гвинта,

 - Заповнення несучого гвинта,

кг,

5.2 Маса втулки несучого гвинта розраховується за формулою:

де k вт - ваговий коефіцієнт втулок сучасних конструкцій,

k л - Коефіцієнт впливу числа лопатей на масу втулки.

У розрахунку можна прийняти:

кг/кН,

отже, в результаті перетворень ми отримай:

Для визначення маси втулки несучого гвинта необхідно розрахувати відцентрову силу, що діє на лопатіN цб (у кН):

кН,

кг.

5.3 Маса системи бустерного керування, в яку входять автомат перекосу, гідропідсилювачі, гідросистема управління гвинтом, що несе, розраховується за формулою:

де b - хорда лопаті,

k бу - ваговий коефіцієнт системи бустерного керування, який можна прийняти рівним 13,2 кг/м 3 .

кг.

5.4 Маса системи ручного керування:

де k ру - ваговий коефіцієнт системи ручного керування, який приймається для одногвинтових вертольотів рівним 25 кг/м.

кг.

5.5 Маса головного редуктора залежить від моменту, що крутить, на валу несучого гвинта і розраховується за формулою:

де k ред - ваговий коефіцієнт, середнє значення якого дорівнює 0,0748 кг/(Нм) 0,8 .

Максимальний крутний момент на валу несучого гвинта визначається через наведену потужність рухової установкиN та частоту обертання гвинта  :

де  0 - Коефіцієнт використання потужності рухової установки, значення якого приймається в залежності від злітної маси вертольотаm 0 :

при m 0 < 10 тонн

за 10 25 тонн

при m 0 > 25 тонн

Н∙м,

Маса головного редуктора:

кг.

5.6 Для визначення маси вузлів приводу рульового гвинта розраховується його тяга T рв :

де M нв – крутний момент на валу несучого гвинта,

L рв - Відстань між осями несучого і рульового гвинтів.

Відстань між осями несучого та рульового гвинтів дорівнює сумі їх радіусів та зазору  між кінцями їхніх лопатей:

де  - зазор, що приймається рівним 0,15 ... 0,2 м,

- радіус кермового гвинта, який залежно від злітної маси вертольота становить:

при т,

за т.п.

м,

Н,

Потужність N рв , що витрачається на обертання кермового гвинта, розраховується за формулою:

де  0 - Відносний ККД рульового гвинта, який можна прийняти рівним 0,6 ... 0,65.

Вт,

Обертаючий момент M рв , що передається рульовим валом, дорівнює:

Н∙м,

де - частота обертання кермового валу,

з -1 ,

Крутний момент, що передається трансмісійним валом, Н∙м при частоті обертання n в = 3000 об/хв дорівнює:

Н∙м,

Маса m в трансмісійного валу:

де k в – ваговий коефіцієнт для трансмісійного валу, що дорівнює 0,0318 кг/(Нм) 0,67 . кг

Значення відцентрової сили N цбр , що діє на лопаті рульового гвинта та сприймається шарнірами втулки,

Маса втулки кермового гвинта m втр розраховується за такою ж формулою, як для несучого гвинта:

де N цб - відцентрова сила, що діє на лопату,

k вт - ваговий коефіцієнт для втулки, що приймається рівним 0,0527 кг/кН 1,35

k z - ваговий коефіцієнт, що залежить від числа лопатей і що розраховується за формулою: кг,

Маса електрообладнання вертольота розраховується за такою формулою:

де L рв – відстань між осями несучого та рульового гвинтів,

z л - Число лопатей несучого гвинта,

R – радіус несучого гвинта,

 л - Відносне подовження лопатей несучого гвинта,

k пр і k ел - вагові коефіцієнти для електропроводів та іншого електрообладнання, значення яких рівні:

Розрахунок та побудова посадкових полярів 3.4 Розрахунокта побудова... / S 0,15 10. Загальні дані 10.1 Злітна масалітака кг m0 880 10 ...

Розрахунокльотно-технічних характеристик літака Ан-124

Контрольна робота >> Транспорт

Курсової роботи з Аеродинаміки Розрахунок аеродинамічних характеристиклітака Ан... та тип двигунів Злітнатяга одного двигуна Злітнапотужність одного двигуна... ТРДД 23450 - Злітна масалітака Масапорожнього спорядженого літака Платне навантаження...

Розрахунокзакону управління поздовжнім рухом літака

Курсова робота >> Транспорт

Зміна положення рухомий масиАкселерометр фіксується потенціометричним або... системи управління. Як інструмент розрахунківрекомендується використовувати пакет MATLAB, ... польоті; б) при стоянці на злітнийсмузі; в) при вільному падінні.

Передпольотна підготовка

Контрольна робота >> Авіація та космонавтика

Фактичною злітний масівизначається швидкість ухвалення рішення V1. Розрахунокграничного комерційного завантаження маса = маса ...

Історія створення фільму Якщо завтра війна

Реферат >> Культура та мистецтво

...) Масапорожнього: 1348 кг Нормальна злітна маса: 1 765 кг. злітна маса: 1 859 кг. Масапалива... характеристики: Калібр, мм 152,4 Розрахунок, Чол. 10 Масау похідному положенні, кг 4550...

Загальні положення.

Несучий гвинт вертольота (НВ) призначений для створення підйомної сили, рушійної (пропульсивної) сили та моментів, що управляють.

Несучий гвинт складається з втулки, лопат, які кріпляться до втулки за допомогою шарнірів або пружних елементів.

Лопаті несучого гвинта, завдяки наявності на втулці трьох шарнірів (горизонтального, вертикального та осьового), здійснюють у польоті складний рух: - обертаються навколо осі НВ, переміщуються разом з вертольотом у просторі, змінюють своє кутове положення, повертаючись у зазначених шарнірах, тому аеродинаміка несучого гвинта складніше аеродинаміки крила літака.

Характер обтікання НВ залежить від режимів польоту.

Основні геометричні параметри гвинта (НВ).

Основними параметрами НВ є діаметр, ометальна площа, число лопатей, коефіцієнт заповнення, рознесення горизонтального та вертикального шарнірів, питоме навантаження на площу, що ометається.

Діаметр D – діаметр кола яким рухаються кінці лопатей під час роботи НВ дома. У сучасних гелікоптерів діаметр становить 14-35 м.

Ометна площа Fом – площа кола, який описують кінці лопатей НВ за його роботі дома.

Коефіцієнт заповненняσ.рівний:

σ = (Z л F л) / F ом (12.1);

де Z л – кількість лопатей;

F л – площа лопаті;

F ом – огортається площа НВ.

Характеризує рівень заповнення лопатями ометаемой площі, змінюється не більше s=0,04¸0,12.

При збільшенні коефіцієнта заповнення тяга НВ зростає до певного значення у зв'язку зі збільшенням реальної площі несучих поверхонь, потім падає. Падіння тяги відбувається через вплив скосу потоку і вихрового сліду від лопаті, що йде попереду. При збільшенні s необхідно збільшити і потужність, що підводиться до НВ через збільшення лобового опору лопатей. При збільшенні s зменшується крок, необхідний отримання заданої тяги, що віддаляє НВ від зривних режимів. Характеристика зривних режимів та причини їх виникнення будуть розглянуті далі.

Рознесення горизонтального l г і вертикального l шарнірів – відстань від осі шарніра до осі обертання НВ. Може розглядатися у відносних величинах (12.2)

Знаходиться в межах. Наявність рознесення шарнірів покращує ефективність поздовжньо-поперечного керування.

визначається як відношення ваги вертольота до площі НВ.

(12.3.)

Основні кінематичні параметри НВ.

До основних кінематичних параметрів НВ відносяться частота або кутова швидкість обертання, кут атаки НВ, кути загального або циклічного кроку.

Частота обертання n с – число оборотів НВ на секунду; кутова швидкість обертання НВ - визначає його окружну швидкість w R.

Величина w R на сучасних вертольотах дорівнює 180 220 м/сек.

Кут атаки НВ (А) вимірюється між вектором швидкості потоку, що набігає, і з
Рис. 12.1 Кути атаки несучого гвинта та режими його роботи.

площиною обертання НВ (рис.12.1). Кут А вважається позитивним, якщо повітряний потік набігає на НВ знизу. На режимах горизонтального польоту і набору висоти А -негативний, на зниженні А-позитивний. 90 0 .

Кут загального кроку – кут установки всіх лопат НВ у перерізі на радіусі 0,7R.

Кут циклічного кроку НВ залежить від режиму роботи НВ, докладно це питання розглядається під час аналізу косого обдування НВ.

Основні параметри лопаті НВ.

До основних геометричних параметрів лопаті відносяться радіус, хорда, кут установки, форма профілю перерізів, геометрична крутка та форма лопаті у плані.

Поточний радіус перерізу лопаті r визначає його відстань від осі обертання НВ. Відносний радіус визначається

(12.4);

Хорда профілю- Пряма з'єднує найбільш віддалені точки профілю перерізу, позначається b (рис. 12.2).

Рис. 12.2. Параметри профілю лопаті. Кут установки лопаті j - кут між хордою перерізу лопаті та площиною обертання НВ.

Кут установки j на `r=0,7 при нейтральному положенні органів управління та відсутності махового руху вважається кутом установки всієї лопаті та загальним кроком НВ.

Профіль перерізу лопаті являє собою форму перерізу площиною, перпендикулярною до поздовжньої осі лопаті, характеризується максимальною товщиною з max відносною товщиною увігнутістю f та кривизною . На несучих гвинтах застосовують, як правило, двоопуклі, несиметричні профілі з невеликою кривизною.

Геометрична крутка проводиться зменшенням кутів установки перерізів від комля до кінця лопаті і служить для поліпшення аеродинамічних характеристик лопаті.

Кінематичні параметри лопаті визначаються кутами азимутального положення, помаху, хитання та кутом атаки.

Кут азимутального положення y визначається за напрямом обертання НВ між поздовжньою віссю лопаті в даний момент часу та поздовжньою віссю нульового положення лопаті. Лінія нульового положення в горизонтальному польоті практично збігається з поздовжньою віссю хвостової балки вертольота.

Кут помаху b визначає кутове переміщення лопаті у горизонтальному шарнірі щодо площини обертання. Вважається позитивним при відхиленні лопаті нагору.

Кут хитання x характеризує кутове переміщення лопаті у вертикальному шарнірі у площині обертання (рис.12.). Вважається позитивним при відхиленні лопаті проти напрямку обертання.

Кут атаки елемента лопаті a визначається кутом між хордою елемента і потоком, що набігає.

Лобовий опір лопаті.

Лобовим опором лопаті називається аеродинамічна сила, що діє у площині обертання втулки та спрямована проти обертання НВ.

Лобовий опір лопаті складається з профільного, індуктивного та хвильового опорів.

Профільний опір, викликається двома причинами: різницею тиску перед лопатою і за нею (опір тиску) та тертям частинок у прикордонному шарі (опір тертя).

Опір тиску залежить від форми профілю лопаті, тобто. від відносної товщини () та відносної кривизни () профілю. Чим більший і тим більший опір. Опір тиску залежить від кута атаки на експлуатаційних режимах, але зростає критичних a.

Опір тертя залежить від частоти обертання НВ та стану поверхні лопатей. Індуктивний опір – це опір, спричинений нахилом істинної підйомної сили внаслідок скосу потоку. Індуктивний опір лопаті залежить від кута атаки і зростає з його збільшенням. Хвильовий опір виникає на лопаті при перевищенні швидкості польоту вище розрахункової і появі на лопаті стрибків ущільнення.

Лобове опір, як і сила тяги, залежить від щільності повітря.

Імпульсна теорія створення тяги несучого гвинта.

Фізична сутність імпульсної теорії полягає в наступному. Ідеальний гвинт, що працює, відкидає повітря, віддаючи його частинкам певну швидкість. Перед гвинтом утворюється зона підсмоктування, за гвинтом – зона відкидання та встановлюється повітряний потік через гвинт. Основні параметри цього повітряного потоку: індуктивна швидкість та приріст тиску повітря у площині обертання гвинта.

На режимі осьового обтікання повітря підходить до НВ з усіх боків, а за гвинтом утворюється повітряний струмінь, що звужує. На рис. 12.4. зображена досить велика сфера з центром на втулці НВ з трьома характерними перерізами: переріз 0, розташований далеко перед гвинтом, у площині обертання гвинта переріз 1 зі швидкістю потоку V 1 (швидкість підсмоктування) та переріз 2 зі швидкістю потоку V 2 (швидкість відкидання).

Потік повітря відкидається НВ із силою Т, а й повітря тисне на гвинт із цією ж силою. Ця сила і буде силою тяги несучого гвинта. Сила дорівнює добутку маси тіла на
Рис. 12.3. До пояснення імпульсної теорії створення тяги.

прискорення, яке тіло отримало під дією цієї сили. Отже, тяга НВ дорівнюватиме

(12.5.)

де m s – секундна маса повітря, що проходить через площу НВ, рівна

(12.6.)

де – щільність повітря;

F - площа, що відкидається гвинтом;

V 1 - індуктивна швидкість потоку (швидкість підсмоктування);

а – прискорення у потоці.

Формулу (12.5.) можна подати в іншому вигляді

(12.7.)

оскільки по теорії ідеального гвинта швидкість відкидання повітря V гвинтом вдвічі більша за швидкість підсмоктування V 1 у площині обертання НВ.

(12.8.)

Майже подвоєння індуктивної швидкості відбувається на відстані рівному радіусу НВ. Швидкість підсмоктування V 1 у вертольотів Мі-8 дорівнює 12м/с, Мі-2 – 10м/с.

Висновок: Сила тяги несучого гвинта пропорційна щільності повітря, площі НВ, що омітається, та індуктивної швидкості (частоті обертання НВ).

Перепад тиску в перерізі 1-2 по відношенню до атмосферного тиску в необуреному повітряному середовищі дорівнює трьом швидкісним напорам індуктивної швидкості

(12.9.)

що викликає збільшення опору елементів конструкції вертольота, що перебувають за НВ.

Теорія елемент лопаті.

Сутність теорії елемента лопаті полягає в наступному. Розглядається обтікання кожної малої ділянки елемента лопаті, і визначаються елементарні аеродинамічні сили dу е і dх е, що діють на лопату. Підйомна сила лопаті У л та опір лопаті Х л визначаються в результаті складання таких елементарних сил, що діють по всій довжині лопаті від її комлевого перерізу (r до) до кінцевого (R):

Аеродинамічні сили, що діють на гвинт, що визначаються, визначаються як сума сил, що діють на всі лопаті.

Для визначення тяги несучого гвинта користуються формулою аналогічною формулою підйомної сили крила.

(12.10.)

Відповідно до теорії елемента лопаті, сила тяги, що розвивається несучим гвинтом, пропорційна коефіцієнту тяги, ометаної площі НВ, щільності повітря і квадрату окружної швидкості кінця лопатей.

Висновки зроблені з імпульсної теорії та теорії елемента лопаті взаємно доповнюють одне одного.

На підставі цих висновків випливає, що сила тяги НВ в режимі осьового обтікання залежить від щільності повітря (температури), настановного кута лопатей (кроку НВ) та частоти обертання несучого гвинта.

Режими роботи НВ.

Режим роботи несучого гвинта визначається положенням НВ в потоці повітря. Режим осьового обтікання характеризується тим, що непорушений потік, що набігає, рухається паралельно осі втулки НВ (перпендикулярно площині обертання втулки НВ). У цьому режимі гвинт працює на вертикальних режимах польоту: висіння, вертикальний набір висоти і зниження вертольота. Основною особливістю цього режиму є те, що положення лопаті щодо потоку, що набігає на гвинт, не змінюється, отже не змінюються аеродинамічні сили при русі лопаті по азимуту. Режим косого обтікання характеризується тим, що повітряний потік набігає на НВ під кутом його осі (рис12.4.). Повітря підходить до гвинта зі швидкістю V та відхиляється вниз за рахунок індуктивної швидкості підсмоктування Vi. Результуюча швидкість потоку через НВ дорівнюватиме векторній сумі швидкостей незбуреного потоку та індуктивній швидкості

V1 = V + Vi (12.11.)

В результаті цього збільшується секундна витрата повітря, що протікає через НВ, а отже, і тяга несучого гвинта, яка збільшується зі зростанням швидкості польоту. Майже зростання тяги НВ спостерігається при швидкості понад 40 км/год.

Рис. 12.4. Робота несучого гвинта на режимі косого обдування.

Косе обдування. Ефективна швидкість обтікання елемента лопаті в площині обертання НВ та її зміна по поверхні НВ, що омітається.

На режимі осьового обтікання кожен елемент лопаті знаходиться в потоці, швидкість якого дорівнює окружній швидкості елемента , Де радіус даного елемента лопаті (Рис.12.6).

На режимі косого обтікання при куті атаки НВ не рівному нулю (А=0) результуюча швидкість W, з якою потік обтікає елемент лопаті, залежить від окружної швидкості елемента u швидкості польоту V1 і кута азимуту .

W = u +V1 sinψ (12.12.)

тобто. при незмінній швидкості польоту та постійній частоті обертання НВ (ωr = const.) ефективна швидкість обтікання лопаті змінюватиметься залежно від кута азимуту.

Рис.12.5. Зміна швидкості обтікання лопаті у площині обертання ВР.

Зміна ефективної швидкості обтікання по поверхні, що омітається НВ.

На рис. 12.6. показані вектори швидкостей потоку, який набігає на елемент лопаті внаслідок складання окружної швидкості та швидкості польоту. На схемі видно, що ефективна швидкість обтікання змінюється як уздовж лопаті, і по азимуту. Окружна швидкість зростає від нуля біля осі втулки гвинта до максимальної кінцях лопатей. В азимуті 90 про швидкість елементів лопаті дорівнює , на азимуті 270 про результуюча швидкість дорівнює , у комля лопаті у зоні з діаметром d потік набігає із боку ребра обтікання, тобто. утворюється зона зворотного обтікання, зона, яка бере участь у створенні тяги.

Діаметр зони зворотного обтікання тим більше, що більше радіус НВ і що більше швидкість польоту при постійної частоті обертання НВ.

На азимутах y = 0 і y = 180 0 результуюча швидкість елементів лопаті дорівнює.

Рис.12.6. Зміна ефективної швидкості обтікання по поверхні, що омітається ВР.

Косе обдування. Аеродинамічні сили елемент лопаті.

При знаходженні елемента лопаті в потоці виникає повна аеродинамічна сила елемента лопаті, яка може бути розкладена у швидкісній системі координат на підйомну силу та силу лобового опору.

Величина елементарної аеродинамічної сили визначається за такою формулою:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

Просумувавши елементарні сили тяги та сили опору обертанню, можна визначити величину сили тяги та опору обертанню всієї лопаті.

Точка застосування аеродинамічних сил лопаті є центром тиску, який знаходиться на перетині повної аеродинамічної сили з хордою лопаті.

Величина аеродинамічної сили визначається кутом атаки елемента лопаті, який являє собою кут між хордою елемента лопаті і потоком, що набігає (Рис.12.7).

Кут установки елемента лопаті є кут між конструктивною площиною несучого гвинта (КПВ) і хордою елемента лопаті.

Кут притікання є кут між швидкостями та .(Рис.12.7.)

Рис.12.7.Аеродинамічні сили елемента лопаті при косою обдування.

Виникнення перекидального моменту при жорсткому кріпленні лопатей.Сили тяги створюються всіма елементами лопаті, але найбільші елементарні сили Т л будуть у елементів, розташованих на радіусу лопаті, величина рівнодіючої Т л на режимі косого обтікання тяги лопаті залежить від азимуту. На ψ = 90 вона максимальна, ψ = 270 мінімальна. Такий розподіл елементарних сил тяги та розташування рівнодіючої сили призводить до утворення великого змінного згинального моменту біля кореня лопаті M изг.

Цей момент створює велике навантаження у місці кріплення лопаті, що може призвести до її руйнування. В результаті нерівності тяг Т л1 і Т л2 виникає перекидальний момент вертольота,

М х = Т л1 r 1 -T л2 r 2 (12.14.)

який зростає зі збільшенням швидкості польоту гелікоптера.

Гвинт із жорстким кріпленням лопатей має такі недоліки (Рис 12.8):

Наявність перекидального моменту на режимі косого обтікання;

Наявність великого згинального моменту в місці кріплення лопаті;

Зміна моменту тяги лопаті по азимуту.

Ці недоліки усуваються шляхом кріплення лопаті до втулки за допомогою горизонтальних шарнірів.

Рис.12.8 Виникнення перекидального моменту при жорсткому кріпленні лопатей.

Вирівнювання моменту сили тяги у різних азимутальних положеннях лопаті.

За наявності горизонтального шарніра тяга лопаті утворює щодо цього шарніра момент, що повертає лопату (рис.12. 9). Момент тяги Т л1 (Т л2) викликає поворот лопаті щодо цього шарніра.

або (12.15.)

тому момент передається на втулку, тобто. усувається перекидальний момент вертольота. Згинальний момент Muзг. у кореня лопаті стає рівним нулю, розвантажується її коренева частина, зменшується вигин лопаті, за рахунок цього зменшуються втомні напруги. Вібрації, спричинені зміною тяги азимутом, зменшуються. Таким чином, горизонтальний шарнір (ГШ) виконує такі функції:

Усуває перекидальний момент на режимі косого обдування;

Розвантажує кореневу частину лопаті від M ізг;

Спрощують управління несучим гвинтом;

Поліпшують статичну стійкість гелікоптера;

Зменшують величину зміни тяги лопаті по азимуту.

Зменшує напругу втоми в лопаті, і зменшують її вібрацію, через зміну сили тяги по азимуту;

Зміна кутів атаки елемента лопаті за рахунок помаху.

При русі лопаті в режимі косої обдування в азимуті від 0 до 90 про швидкість обтікання лопаті постійно збільшується за рахунок складової швидкості горизонтального польоту (при малих кутах атаки НВ ) (рис.12. 10.)

тобто. . (12.16.)

Відповідно збільшується сила тяги лопаті, яка пропорційна квадрату швидкості потоку, що набігає, і момент тяги цієї лопаті щодо горизонтального шарніра. Лопата змахує вгору,
Рис12.9 Вирівнювання моменту сили тяги у різних азимутальних положеннях лопаті.

перетин лопаті додатково обдуваються зверху (мал. 12.10), а це викликає зменшення кутів атаки і зменшення підйомної сили лопаті, що призводить до аеродинамічної компенсації помаху. При русі від 90 до 180 швидкість обтікання лопатей зменшується, кути атаки збільшуються. На азимуті ψ = 180 і на ψ = 0 про швидкості обтікання лопаті однакові і рівні ωr.

До азимуту ψ = 270 про лопата починає опускатися у зв'язку зі зменшенням швидкості обтікання та зменшенням Т л, при цьому лопаті додатково обдуваються знизу, що спричиняє збільшення кутів атаки елемента лопаті, а отже, і деякий приріст підйомної сили.

На ψ = 270 швидкість обтікання лопаті мінімальна, мах Vy лопаті вниз максимальний, кути атаки на кінцях лопат близькі до критичних. Внаслідок відмінності швидкості обтікання лопаті на різних азимутах, кути атаки на ? = 270 про зростають у кілька разів більше, ніж зменшуються при ? = 90 про. Тому при збільшенні швидкості польоту вертольота, в районі азимуту = 270 про кути атаки можуть перевищувати критичні значення, що викликає зрив потоку з елементів лопаті.

Косе обтікання призводить до того, що кути помаху лопатей у передній частині диска НВ у районі азимуту 180 0 значно більше, ніж у задній частині диска у районі азимуту 0 0 . Цей нахил диска називається завалом конуса НВ. Зміна кутів помаху лопаті по азимуту на вільному НВ, коли відсутня регулятор помаху, змінюються таким чином:

азимут від 0 до 90 0:

Результуюча швидкість обтікання лопаті зростає, підйомна сила та її момент збільшуються;

Кут помаху b і вертикальна швидкість V збільшуються;

азимут 90 0:

Швидкість помаху вгору V у максимальна;

азимут 90 0 - 180 0:

Підйомна сила лопаті зменшується за рахунок зменшення результуючої швидкості обтікання;

Швидкість помаху V угору зменшується, але кут помаху лопаті продовжує збільшуватися.

азимут 200 0 - 210 0:

Вертикальна швидкість помаху дорівнює нулю V у = 0, кут помаху лопаті b - максимальний, лопата, внаслідок зменшення підйомної сили, йде вниз;

азимут 270 0:

Швидкість обтікання лопаті мінімальна, підйомна сила та її момент зменшуються;

Швидкість маху вниз V – максимальна;

Кут помаху b зменшується.

азимут 20 0 - 30 0:

Швидкість обтікання лопаті починає збільшуватися;

V у = 0, кут помаху донизу – максимальний.

Таким чином, у вільного НВ правого обертання при косому обдування конус завалюється назад вліво. Зі зростанням швидкості польоту завал конуса збільшується.

Рис.12.10.Изменение кутів атаки елемента лопаті з допомогою помаху.

Регулятор помаху (РВ).Маховий рух призводить до зростання динамічних навантажень на конструкцію лопаті та несприятливу зміну кутів атаки лопат по диску несучого гвинта. Зменшення амплітуди помаху та зміна природного нахилу конуса НВ з лівого на праве провадиться регулятором помаху. Регулятором помаху (рис.12.11.) є кінематичний зв'язок між осьовим шарніром і кільцем автомата перекосу, що обертається, що забезпечує зменшення кутів установки лопатей j при зменшенні кута помаху b і навпаки, збільшення кута установки лопатей при збільшенні кута помаху. Цей зв'язок полягає у зміщенні точки кріплення тяги від автомата перекосу до повідця осьового шарніра (точка А) (рис.12.12) з осі горизонтального шарніра. На вертольотах типу Мі регулятор помаху завалює конус НВ назад і праворуч. В цьому випадку бічна складова по осі Z від результуючої сили НВ спрямована вправо проти напрямку тяги кермового гвинта, що покращує умови бічного балансування вертольота.

Рис.12.11 Регулятор помаху, Кінематична схема. . . Рівновість лопаті щодо горизонтального шарніра.

При маховому русі лопаті (рис.12.12.) у площині сили тяги неї діють такі сили і моменти:

Тяга Т л, прикладена на ?

Відцентрова сила F цб діє перпендикулярно до конструктивного осі обертання НВ у зовнішню сторону. Сила інерції від помаху лопаті, спрямована перпендикулярно до осі лопаті і протилежна прискоренню помаху;

Сила тяжкості G л прикладена до центру тяжкості лопаті і утворює момент М G =G · повертає лопату на зменшення помаху.

Лопата займає положення у просторі вздовж результуючої сили Rл. Умови рівноваги лопаті щодо горизонтального шарніра визначається виразом

(12.17.)

Рис.12.12. Сили та моменти, що діють на лопату у площині помаху.

Лопаті НВ рухаються утворюючим конусом, вершина якого розташована в центрі втулки, а вісь перпендикулярна до площини кінців лопатей.

Кожна лопата займає на певному азимуті Ψ однакові кутові положення β л щодо площини обертання НВ.

Маховий рух лопатей є циклічним, що суворо повторюється з періодом рівним часу одного обороту НВ.

Момент горизонтальних шарнірів втулкиНВ (М ГШ).

На режимі осьового обтікання НВ рівнодіюча сил лопатей R н спрямована вздовж осі НВ і прикладена в центрі втулки. На режимі косого обдування сила R н відхиляється у бік завалу конуса. Через рознесення горизонтальних шарнірів аеродинамічна сила R н не проходить через центр втулки і між вектором сили R н та центром втулки утворюється плече. Виникає момент М гш, що називається інерційним моментом горизонтальних шарнірів втулки НВ. Він залежить від рознесення lr горизонтальних шарнірів. Момент горизонтальних шарнірів втулки НВ М гш збільшується із збільшенням відстані l r і спрямований у бік завалу конуса НВ.

Наявність рознесення горизонтальних шарнірів покращує демпфірующее властивість НВ, тобто. покращує динамічну стійкість вертольота.

Рівновість лопаті щодо вертикального шарніра (ВШ).

Під час обертання НВ лопатка відхиляється на кут x. Кут гойдання x вимірюється між радіальною лінією та поздовжньою віссю лопаті у площині обертання НВ і буде позитивним, якщо лопата повертається щодо радіальної лінії назад (відстає) (рис. 12.13).

У середньому кут гойдання дорівнює 5-10 про, але в режимі самообігу він негативний і дорівнює 8-12 про площині обертання НВ. На лопату діють такі сили:

Сила лобового опору Х л прикладена в центрі тиску;

Відцентрова сила, спрямована по прямій сполучній центр маси лопаті та вісь обертання НВ;

Інерційна сила F ін, спрямована перпендикулярно осі лопаті і протилежно до прискорення, прикладена в центрі мас лопаті;

Знакозмінні сили Коріоліса F к, прикладені в центрі мас лопаті.

Виникнення сили Коріоліса пояснюється законом збереження енергії.

Енергія обертання залежить від радіусу, якщо радіус зменшився, то частина енергії використовується на збільшення кутової швидкості обертання.

Тому, коли відбувається помах лопаті вгору, зменшуються радіус r ц2 центру мас лопаті і окружна швидкість, з'являється прискорення коріолісів, що прагнуть прискорити обертання, а значить і сила - сила Коріоліса, яка повертає лопату вперед щодо вертикального шарніра. При зменшенні кута помаху коріолісове прискорення, а значить, і сила буде спрямована проти обертання. Сила Коріоліса прямо пропорційна вазі лопаті, частоті обертання НВ, кутової швидкості помаху та куту помаху.

Вище перераховані сили утворюють моменти, які на кожному азимуті пригоди лопаті повинні бути врівноважені

. (12.15.)

Рис.12.13.. Рівнавага лопаті щодо вертикального шарніра (ВШ).

Виникнення моментів НВ.

Під час роботи НВ виникають такі моменти:

Крутний момент М, створюється силами аеродинамічного опору лопатей, визначається параметрами НВ;

Реактивний момент М р, прикладений до головного редуктора та через раму редуктора на фюзеляжі.;

Крутний момент двигунів, що передається через головний редуктор на вал НВ, визначається моментом двигунів, що крутить.

Крутний момент двигунів спрямований обертання НВ, а реактивний і крутний момент НВ – проти обертання. Крутний момент двигуна визначається витратою палива, програмою автоматичного регулювання, зовнішніми атмосферними умовами.

На режимах польоту М к = М р = - М дв.

Крутний момент НВ іноді ототожнюють з реактивним моментом НВ або з моментом двигунів, що крутить, але як видно з вище наведеного фізична сутність цих моментів різна.

Критичні зони обтікання НВ.

При косій обдувці на НВ утворюються наступні критичні зони (рис. 12.14.):

Зона зворотного обтікання;

Зона зриву потоку;

Зона хвильової кризи;

Зона зворотного обтікання. У районі азимуту 270 0 у горизонтальному польоті утворюється зона, в якій комлеві перерізи лопатей обтікаються не з передньої, а з задньої кромки лопаті. Ділянка лопаті, що знаходиться в цій зоні, у створенні підйомної сили лопаті не бере участі. Ця зона залежить від швидкості польоту, що більше швидкість польоту, то більше вписувалося зона зворотного обтікання.

Зона зриву потоку.У польоті на азимуті 270 0 – 300 0 кінцях лопатей з допомогою маху лопаті вниз збільшуються кути атаки перерізу лопаті. Цей ефект посилюється зі збільшенням швидкості польоту вертольота, т.к. при цьому зростають швидкість та амплітуда махового руху лопатей. При значному збільшенні кроку НВ або збільшенні швидкості польоту в цій зоні відбувається зрив потоку (рис. 12.14.) за рахунок виходу лопат на закриті кути атаки, що призводить до зменшення підйомної сили та збільшення лобового опору лопат, що знаходяться в цій зоні. Тяга несучого гвинта в цьому секторі падає і при великому перевищенні швидкості польоту на НВ з'являється значний момент.

Зона хвильової кризи.Хвильовий опір на лопаті виникає в районі азимуту 90 0 на великій швидкості польоту, коли швидкість обтікання лопаті досягає місцевої швидкості звуку, і утворюються місцеві стрибки ущільнення, що викликає різке збільшення коефіцієнта С хо за рахунок виникнення хвильового опору

З хо = З хтр + З хв. (12.18.)

Хвильове опір може у кілька разів перевищувати опір тертя, т.к. стрибки ущільнення на кожній лопаті з'являються циклічно і на невеликий проміжок часу, це викликає вібрацію лопаті, яка збільшується зі зростанням швидкості польоту. Критичні зони обтікання гвинта, що несе, зменшують ефективну площу несучого гвинта, а значить і тягу НВ, погіршують аеродинамічні та експлутаційні характеристики гелікоптера в цілому, тому обмеження польотів гелікоптерів за швидкістю пов'язані з розглянутими явищами.

. «Вихрове кільце».

Режим вихрового кільця виникає при малій горизонтальній швидкості та великій вертикальній швидкості зниження вертольота при працюючих двигунах вертольота.

При зниженні гелікоптера в такому режимі на деякій відстані під НВ утворюється поверхня а-а, де індуктивна швидкість відкидання стає рівною швидкості зниження V y (рис.12.15). Досягаючи цієї поверхні, індуктивний потік повертається назустріч НВ, частково ним захоплюється та знову відкидається вниз. При збільшенні V y поверхня а-а наближається до НВ, і при деякій критичній швидкості зниження майже все повітря, що відкидається, знову підсмоктується несучим гвинтом, утворюючи навколо гвинта вихровий тор. Настає режим вихрового кільця.

Рис12.14. Критичні зони обтікання НВ.

І тут загальна тяга НВ зменшується, вертикальна швидкість зниження V y зростає. Поверхня розділу а-аперіодично розривається, вихори різко змінюють розподіл аеродинамічного навантаження і характер махового руху лопатей. В результаті тяга НВ стає пульсуючою, виникає тряска та кидки вертольота, погіршується ефективність управління, покажчик швидкості та варіометр дають нестійкі показання.

Чим менший настановний кут лопатей і швидкість горизонтального польоту, більша вертикальна швидкість зниження тим інтенсивніше проявляється режим вихрового кільця. зниження на швидкостях польоту від 40 км/год та менше.

Для запобігання попаданню гелікоптера в режим «вихрового кільця» необхідно виконувати вимоги РЛЕ щодо обмеження вертикальної швидкості

ВСТУП

Проектування вертольота є складним процесом, що розвивається в часі, поділяється на взаємопов'язані проектні стадії та етапи. Створюваний літальний апарат повинен задовольняти технічним вимогам та відповідати техніко-економічним характеристикам, зазначеним у технічному завданні на проектування. Технічне завдання містить вихідний опис вертольота та його льотно-технічні характеристики, що забезпечують високу економічну ефективністьі конкурентоспроможність, проектованої машини, а саме: вантажопідйомність, швидкість польоту, дальність, статична та динамічна стеля, ресурс, довговічність та вартість.

1. Розрахунок злітної маси вертольота першого наближення

де – маса корисного вантажу, кг;

Маса екіпажу, кг.

Дальність польоту

2. Розрахунок параметрів несучого гвинта вертольота

2.1 Радіус R, м, гвинта вертольота одногвинтової схемирозраховується за формулою:

де – злітна маса вертольота, кг;

g - прискорення вільного падіння, що дорівнює 9.81 м/с 2;

p - питоме навантаження на площу, що омітається несучим гвинтом,

=3,14.

Значення питомого навантаження pна ометану гвинтом площа вибирається за рекомендаціями, представленими в роботі /1/: де p= 280

Приймаємо радіус несучого гвинта рівним R= 7.9

Кутова швидкість , з -1, обертання несучого гвинта обмежена величиною окружної швидкості Rкінців лопатей, що залежить від злітної маси вертольота і склали R= 232 м/с.

З 1.

Про/хв.

2.2 Відносні щільності повітря на статичній та динамічній стелях

2.3 Розрахунок економічної швидкості біля землі та на динамічній стелі

Визначається відносна площа еквівалентної шкідливої платівки:

Де S е= 2.5

Розраховується значення економічної швидкості біля землі V з, км/година:

де I = 1,09…1,10 - Коефіцієнт індукції.

Км/година.

Розраховується значення економічної швидкості на динамічній стелі V дін, км/година:

де I = 1,09…1,10 - Коефіцієнт індукції.

Км/година.

2.4 Розраховуються відносні значення максимальної та економічної на динамічній стелі швидкостей горизонтального польоту:

де V max=250 км/година V дін=182.298 км/годину - швидкості польоту;

R=232 м/с - окружна швидкість лопатей.

2.5 Розрахунок допустимих відносин коефіцієнта тяги до заповнення несучого гвинта для максимальної швидкості біля землі та для економічної швидкості на динамічній стелі:

при

2.6 Коефіцієнти тяги несучого гвинта біля землі та на динамічній стелі:

2.7 Розрахунок заповнення несучого гвинта:

Заповнення несучого гвинта розраховується для випадків польоту на максимальній та економічній швидкостях:

Як розрахункова величина заповнення несучого гвинта приймається найбільше значення з Vmax і V дін:

Приймаємо

Довжина хорди b та відносне подовження лопатей несучого гвинта дорівнюватиме:

Де zл - число лопатей несучого гвинта (zл = 3)

2.8 Відносне збільшення тяги несучого гвинта для компенсації аеродинамічного опору фюзеляжу та горизонтального оперення:

де Sф -площа горизонтальної проекції фюзеляжу;

S го-площа горизонтального оперення.

S ф =10 м2;

Sго = 1.5 м2.

3. Розрахунок потужності рухової установки вертольота.

3.1 Розрахунок потужності при висінні на статичній стелі:

де N H ст- Потрібна потужність, Вт;

m 0 - Злітна маса, кг;

g - прискорення вільного падіння, м/с 2;

p - питоме навантаження на площу, що омеає несучим гвинтом, Н/м 2;

ст - відносна щільність повітря на висоті статичної стелі;

0 – відносний к.п.д. несучого гвинта на режимі висіння ( 0 =0.75);

3.2 Розрахунок питомої потужності у горизонтальному польоті на максимальній швидкості

де - окружна швидкість кінців лопатей;

Відносна еквівалентна шкідлива платівка;

I е- коефіцієнт індукції, який визначається залежно від швидкості польоту за такими формулами:

При км/год,

За км/год.

3.3 Розрахунок питомої потужності у польоті на динамічній стелі з економічною швидкістю

Питома потужність для приводу гвинта на динамічній стелі дорівнює:

де дін- відносна щільність повітря на динамічній стелі,

V дін- економічна швидкість вертольота на динамічній стелі,

де - економічна швидкість біля землі,

3.5 Розрахунок питомих наведених потужностей для різних випадків польоту

3.5.1 Питома наведена потужність при висінні на статичній стелі дорівнює:

де - питома дросельна характеристика, яка залежить від висоти статичної стелі H стта розраховується за формулою:

0 - коефіцієнт використання потужності рухової установки на режимі висіння, значення якого залежить від злітної маси вертольота m 0 :

При m 0 < 10 тонн

За 10 25 тонн

При m 0 > 25 тонн

3.5.2 Питома наведена потужність у горизонтальному польоті на максимальній швидкості дорівнює:

де - коефіцієнт використання потужності на максимальній швидкості польоту,

Дросельні характеристики двигунів, що залежать від швидкості польоту V max :

3.5.3 Питома наведена потужність у польоті на динамічній стелі з економічною швидкістю V дін дорівнює:

де - коефіцієнт використання потужності на економічній швидкості польоту,

і - ступеня дроселювання двигунів, що залежать від висоти динамічної стелі Hта швидкості польоту V дінвідповідно до таких дросельних характеристик:

3.5.4 Питома наведена потужність у польоті біля землі з економічною швидкістю при відмові одного двигуна на зльоті дорівнює:

де - коефіцієнт використання потужності на економічній швидкості польоту,

Ступінь дроселювання двигуна на надзвичайному режимі роботи,

n =2 – кількість двигунів вертольота.

3.5.5 Розрахунок необхідної потужності рухової установки

Потрібна потужність N рухової установки вертольота дорівнюватиме:

де m 0 1 - злітна маса вертольота,

g = 9.81 м2/с – прискорення вільного падіння.

Вт,

3.6 Вибір двигунів

Приймаємо два турбувальні двигуни ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) загальною потужністю кожного N= 1,405 10 6 Вт

Двигун ВК-2500 (ТВ3-117ВМА-СБ3) призначений для встановлення на гелікоптери нових поколінь, а також для заміни двигунів на існуючих гелікоптерах для підвищення їх льотно-технічних характеристик. Він створений на базі серійного сертифікованого двигуна ТВ3-117ВМА та виробляється на ФГУП «Завод імені В.Я. Клімова».

4. Розрахунок маси палива

Для розрахунку маси палива, що забезпечує задану дальність польоту, необхідно визначити крейсерську швидкість V кр. Розрахунок крейсерської швидкості виконується методом послідовних наближень у наступній послідовності:

а) приймається значення крейсерської швидкості першого наближення:

км/година;

б) розраховується коефіцієнт індукції I е:

При км/год

в) визначається питома потужність, потрібна для приводу несучого гвинта в польоті на крейсерському режимі:

де - максимальне значення питомої наведеної потужності рухової установки,

Коефіцієнт зміни потужності залежно від швидкості польоту V кр 1 , що розраховується за формулою:

г) Розраховується крейсерська швидкість другого наближення:

д) Визначається відносне відхилення швидкостей першого та другого наближення:

При виконанні уточнення крейсерської швидкості першого наближення V кр 1, вона приймається рівною розрахованої швидкості другого наближення. Потім розрахунок повторюється з пункту б) і закінчується за умови.

Питома витрата палива розраховується за такою формулою:

де - коефіцієнт зміни питомої витрати пального в залежності від режиму роботи двигунів,

Коефіцієнт зміни питомої витрати пального в залежності від швидкості польоту,

Питома витрата палива на злітному режимі.

У разі польоту на крейсерському режимі приймається:

При кВт;

При кВт.

Кг/Вт,

Маса палива, що витрачається на політ m тдорівнюватиме:

де - питома потужність, що споживається на крейсерській швидкості,

Крейсерська швидкість,

L - дальність польоту.

5. Визначення маси вузлів та агрегатів вертольота.

5.1 Маса лопатей несучого гвинта визначається за формулою:

де R - радіус несучого гвинта,

- Заповнення несучого гвинта,

Кг,

5.2 Маса втулки несучого гвинта розраховується за формулою:

де k вт- ваговий коефіцієнт втулок сучасних конструкцій,

k л- Коефіцієнт впливу числа лопатей на масу втулки.

У розрахунку можна прийняти:

Кг/кН,

отже, в результаті перетворень ми отримай:

Для визначення маси втулки несучого гвинта необхідно розрахувати відцентрову силу, що діє на лопаті N цб(у кН):

КН,

кг.

5.3 Маса системи бустерного керування, В яку входять автомат перекосу, гідропідсилювачі, гідросистема управління несучим гвинтом розраховується за формулою:

де b- хорда лопаті,

k бу- ваговий коефіцієнт системи бустерного керування, який можна прийняти рівним 13,2 кг/м3.

кг.

5.4 Маса системи ручного керування:

де k ру- ваговий коефіцієнт системи ручного керування, який приймається для одногвинтових вертольотів рівним 25 кг/м.

кг.

де k ред- ваговий коефіцієнт, середнє значення якого дорівнює 0,0748 кг/(Нм) 0,8.

Максимальний крутний момент на валу несучого гвинта визначається через наведену потужність рухової установки Nта частоту обертання гвинта :

де 0 - коефіцієнт використання потужності рухової установки, значення якого приймається залежно від злітної маси гелікоптера m 0 :

При m 0 < 10 тонн

За 10 25 тонн

При m 0 > 25 тонн

Н м,

Маса головного редуктора:

кг.

5.6 Для визначення маси вузлів приводу рульового гвинта розраховується його тяга T рв :

де M нв- крутний момент на валу гвинта, що несе,

L рв- відстань між осями несучого та рульового гвинтів.

Відстань між осями несучого та рульового гвинтів дорівнює сумі їх радіусів та зазору між кінцями їхніх лопатей:

де - зазор, що приймається рівним 0,15 ... 0,2 м,

Радіус кермового гвинта, який в залежності від злітної маси вертольота становить:

При тому,

При тому.

Потужність N рв, що витрачається на обертання кермового гвинта, розраховується за формулою:

де 0 - відносний ККД кермового гвинта, який можна прийняти рівним 0,6 ... 0,65.

Вт,

Обертаючий момент M рв, що передається рульовим валом, дорівнює:

Н м,

де - частота обертання кермового валу,

з 1,

Крутний момент, що передається трансмісійним валом, Н м при частоті обертання n в= 3000 об/хв дорівнює:

Н м,

Маса m втрансмісійного валу:

деk в- ваговий коефіцієнт для трансмісійного валу, що дорівнює 0,0318 кг/(Нм) 0,67.

Маса m прпроміжного редуктора дорівнює:

де k пр- ваговий коефіцієнт для проміжного редуктора, що дорівнює 0,137 кг/(Нм) 0,8.

Маса хвостового редуктора, що обертає кермовий гвинт:

де k хр- ваговий коефіцієнт для хвостового редуктора, значення якого дорівнює 0,105 кг/(Нм) 0,8

кг.

5.7 Маса та основні розміри кермового гвинта розраховуються залежно від його тяги T рв .

Коефіцієнт тяги C рврульового гвинта дорівнює:

Заповнення лопатей кермового гвинта рврозраховується так само, як для несучого гвинта:

де - Допустиме значення відношення коефіцієнта тяги до заповнення рульового гвинта.

Довжина хорди b рвта відносне подовження рвлопатей кермового гвинта розраховується за формулами:

де z рв- Число лопатей рульового гвинта.

Маса лопатей кермового гвинта m лррозраховується за емпіричною формулою:

Значення відцентрової сили N цбр, що діє на лопаті рульового гвинта та сприймається шарнірами втулки,

Маса втулки кермового гвинта m втррозраховується за такою ж формулою, як для несучого гвинта:

де N цб- відцентрова сила, що діє на лопату,

k вт- ваговий коефіцієнт для втулки, що приймається рівним 0,0527 кг/кН 1,35

k z- ваговий коефіцієнт, що залежить від числа лопатей і що розраховується за формулою:

5.8 Розрахунок маси рухової установки вертольота

Питома маса рухової установки вертольота дврозраховується за емпіричною формулою:

де N- Потужність рухової установки.

Маса рухової установки дорівнюватиме:

кг.

5.9 Розрахунок маси фюзеляжу та обладнання вертольота

Маса фюзеляжу вертольота розраховується за такою формулою:

де S ом- площа поверхні фюзеляжу, що омивається, яка визначається за формулою:

М 2,

m 0 - злітна маса першого наближення,

k ф- Коефіцієнт, рівний 1,7.

кг,

Маса паливної системи:

де m т- маса палива, що витрачається на політ,

k транспорт- ваговий коефіцієнт, який приймається для паливної системи рівним 0,09.

Кг,

Маса шасі вертольота дорівнює:

де k ш- ваговий коефіцієнт, що залежить від конструкції шасі:

Для шасі, що не прибирається,

Для шасі, що прибирається.

кг,

Маса електрообладнання вертольота розраховується за такою формулою:

де L рв- відстань між осями несучого та рульового гвинтів,

z л- Число лопатей несучого гвинта,

R - радіус несучого гвинта,

л- відносне подовження лопатей несучого гвинта,

k прі k ел- вагові коефіцієнти для електропроводів та іншого електрообладнання, значення яких рівні:

кг,

Маса іншого обладнання вертольота:

де k пр- ваговий коефіцієнт, значення якого дорівнює 2.

кг.

5.10 Розрахунок злітної маси гелікоптера другого наближення

Маса порожнього вертольота дорівнює сумі мас основних агрегатів:

Злітна маса вертольота другого наближення m 02 дорівнюватиме сумі:

де m т - маса палива,

m гр- маса корисного вантажу,

m ек- Маса екіпажу.

кг,

6. Опис компонування вертольота

Проектований вертоліт виконаний за одногвинтовою схемою з рульовим гвинтом, двома ВМД та двоопорними лижами. Фюзеляж вертольота каркасної конструкції, складається з носової та центральної частин, хвостової та кінцевої балок. У носовій частині розміщена двомісна кабіна екіпажу, що складається з двох льотчиків. Засклення кабіни забезпечує гарний огляд, правий та лівий зсувні блістери мають механізми аварійного скидання. У центральній частині розміщена кабіна розмірами 6.8 х 2.05 х 1.7м, та центральними зсувними дверима розмірами 0.62 х 1.4м з механізмом аварійного скидання. Вантажна кабіна розрахована на перевезення вантажів масою до 2т та забезпечена відкидними сидіннями для 12 пасажирів, а також вузлами для кріплення 5 нош. У пасажирському варіанті в кабіні розміщено 12 крісел, встановлених з кроком 0.5м та проходом 0.25м; а в задній частині зроблено отвір під задні вхідні двері, що складається з двох стулок.

Хвостова балка клепаної конструкції балково-стрінгерного типу з працюючою обшивкою, забезпечена вузлами для кріплення керованого стабілізатора та хвостової опори.

Стабілізатор розміром 2.2м та площею 1.5м 2 з профілем NACA 0012 однолонжеронної конструкції, з набором нервюр та дюралюмінієвою та полотняною обшивкою.

Двохопірні, лижі, передня опора самоорієнтована, розмірами 500 х 185мм, головні опори форменого типу з рідинно-газовими двокамерними амортизаторами розмірами 865 х 280мм. Хвостова опора складається з двох підкосів, амортизатора та опорної п'яти; колію лиж 2м, база лижі 3.5м.

Несучий гвинт з шарнірним кріпленням лопатей, гідравлічними демпферами та маятниковими гасниками коливань, встановлений з нахилом вперед 4° 30". Цільнометалеві лопаті складаються з пресованого лонжерону алюмінієвого сплавуАВТ-1, зміцненого наклепом сталевими шарнірами на вібростенді, хвостового відсіку, сталевого наконечника та законцювання. Лопаті мають прямокутну форму в плані з хордою 0.67 м та профілями NACA 230 та геометричною круткою 5%, окружна швидкість кінців лопатей 200м/с, лопаті забезпечені візуальною системою сигналізації про пошкодження лонжерону та електротепловим протиобледенітельним пристроєм.

Рульовий гвинт діаметром 1,44м трилопатевий, штовхаючий, з втулкою карданного типу і суцільнометалевими лопатями прямокутної форми в плані, з хордою 0.51м та профілем NACA 230M.

Силова установка складається з двох турбувальних ВМД зі вільною турбіною ВК-2500 (ТВ3-117ВМА-СБ3) Санкт-Петербурзького НУО ім. В.Я.Климова загальної потужності кожного N=1405 Вт, встановлених зверху фюзеляжу і закритих загальним капотом з стулками, що відкриваються. Двигун має дев'ятиступінчастий осьовий компресор, камеру згоряння кільцевого типу та двоступінчасту турбіну. Двигуни забезпечені пилозахисними пристроями.

Трансмісія складається з головного, проміжного та хвостового редукторів, валів гальма, несучого гвинта. Головний редуктор ВР-8А триступінчастий, забезпечує передачу потужності від двигунів, до несучого гвинта, рульового гвинта та вентилятора для охолодження, маслорадіаторів двигунів та головного редуктора; загальна ємність маслосистеми 60кг.

Управління дубльоване, з жорсткою та тросовою проводкою і гідропідсилювачами, що приводяться від основної та дублюючої гідросистем. Чотирьохканальний автопілот АП-34Б забезпечує стабілізацію вертольота в польоті по крену, курсу, тангажу та висоті. Основна гідравлічна система забезпечує живлення всіх гідроагрегатів, а дублююча - лише гідропідсилювачів.

Система опалення та вентиляції забезпечує подачу підігрівається або холодного повітря в кабіни екіпажу та пасажирів, протиобмерзаюча система захищає від зледеніння лопаті несучого та рульового гвинтів, переднє скло кабіни екіпажу та повітрозабірники двигунів.

Обладнання для польотів по приладах у складних метеорологічних умовах вдень і вночі включає два авіагоризонти, два покажчики частоти обертання НВ, комбіновану курсову систему ГМК-1А, автоматичний радіокомпас, радіовисотомір РВ-3.

Зв'язне обладнання включає командні УКХ-радіостанції Р-860 та Р-828, зв'язкові КВ-радіостанції Р-842 та "Карат", літаковий переговорний пристрій СПУ-7.

7. Розрахунок центрування вертольота

Таблиця 1. Центрувальна відомість порожнього вертольота

Найменування агрегату	Маса агрегату, m i, кг	Координата x i центру мас агрегату, м	Статичний момент агрегату М хi	Координата y iцентру мас агрегату, м	Статичний момент агрегату М yi
1 Гвинт, що несе
1.1 Лопаті
1.2 Втулка
2 Система управління
2.1 Система бустерного керування
2.2 Система ручного керування
3 Трансмісія
3.1 Головний редуктор
3.2 Проміжний редуктор
3.3 Хвостовий редуктор
3.4 Трансмісійний вал
4 Рульовий гвинт
4.1 Лопаті
4.2 Втулка
5 Двигуна
6 Паливна система
7 Фюзеляж
7.1 Носова частина (15%)
7.2 Середня частина (50%)
7.3 Хвостова частина (20%)
7.4 Кріплення редуктора (4%)
7.5 Капоти (11%)

8.1 Головне (82%)
8.2 Переднє (16%)
8.3 Хвостова опора (2%)
9 Електроустаткування
10 Обладнання
10.1 Прилади у кабіні (25%)
10.2 Радіообладнання (27%)
10.3 Гідрообладнання (20%)
10.4 Пневмообладнання (6%)

Розраховуються статичні моменти М сх iі М су iщодо координатних осей:

Координати центру мас всього вертольота розраховуються за формулами :

Таблиця 2. Центрувальна відомість з максимальним навантаженням

Таблиця 3. Центрувальна відомість з 5% залишком палива та повним комерційним навантаженням

Координати центру маспорожнього вертольота: x0 = -0,003; y0 = -1,4524;

Координати центру мас з максимальним навантаженням: x0 = 0,0293; y0 = -2,0135;

Координати центру мас з 5% залишком палива та повним комерційним навантаженням.кой: x 0 =-0,0678; y 0 = -1,7709.

Висновок

В даному курсовому проекті проведено розрахунки злітної маси вертольота, маси його вузлів та агрегатів, а також компонування вертольота. У процесі компонування уточнили центрування вертольота, розрахунку якого передує складання вагового зведення на основі вагових розрахунків агрегатів та силової установки, відомостей обладнання, спорядження, вантажів тощо. Метою проектування є визначення оптимального поєднання основних параметрів гелікоптера та його систем, що забезпечують виконання заданих вимог.