Úvod

Návrh vrtulníku je složitý proces, který se vyvíjí v průběhu času a je rozdělen do vzájemně souvisejících fází návrhu a fází. Vytvořený letoun musí splňovat technické požadavky a vyhovovat technicko-ekonomickým charakteristikám uvedeným v podmínky zadání pro design. Zadávací podmínky obsahují prvotní popis vrtulníku a jeho letové výkony, zajišťující vysokou ekonomickou efektivitu a konkurenceschopnost navrženého stroje, a to: nosnost, rychlost letu, dolet, statický a dynamický strop, zdroje, životnost a náklady.

Zadání se upřesňuje ve fázi předprojektového výzkumu, během kterého se provádí patentová rešerše, analýza stávajících technických řešení, výzkumné a vývojové práce. Hlavním úkolem předprojektového výzkumu je hledání a experimentální ověřování nových principů fungování navrženého objektu a jeho prvků.

Ve fázi předběžného návrhu se vybere aerodynamické schéma, vytvoří se vzhled vrtulníku a provede se výpočet hlavních parametrů, aby bylo zajištěno dosažení stanoveného letového výkonu. Mezi tyto parametry patří: hmotnost vrtulníku, výkon pohonného systému, rozměry hlavního a ocasního rotoru, hmotnost paliva, hmotnost přístrojového a speciálního vybavení. Výsledky výpočtů jsou využity při vývoji dispozičního schématu vrtulníku a přípravě rozvahy pro určení polohy těžiště.

Návrh jednotlivých jednotek a součástí vrtulníku s přihlédnutím k vybraným technickým řešením se provádí ve fázi zpracování technického projektu. Parametry navržených jednotek přitom musí splňovat hodnoty odpovídající návrhu návrhu. Některé parametry lze upřesnit za účelem optimalizace návrhu. Při technickém návrhu jsou prováděny aerodynamické pevnostní a kinematické výpočty celků, dále volba konstrukčních materiálů a konstrukčních schémat.

Ve fázi podrobného návrhu jsou v souladu s přijatými normami připraveny pracovní a montážní výkresy vrtulníku, specifikace, balicí listy a další technická dokumentace.

Tento článek představuje metodiku výpočtu parametrů vrtulníku ve fázi předběžného návrhu, která se používá k dokončení projektu kurzu v disciplíně "Konstrukce vrtulníku".

1. Výpočet vzletové hmotnosti vrtulníku první aproximace

kde je hmotnost užitečného zatížení, kg;

Hmotnost posádky, kg.

Rozsah letu

kg.

2. Výpočet parametrů hlavního rotoru vrtulníku

2.1 Poloměr R, m, jednorotorový vrtulník hlavní rotorvypočítá se podle vzorce:

,

kde je vzletová hmotnost vrtulníku, kg;

G- zrychlení volného pádu 9,81 m/s 2 ;

p - měrné zatížení plochy zametané hlavním rotorem,

 =3,14.

Specifická hodnota zatíženíppro plochu vymetenou šroubem se volí podle doporučení uvedených v práci /1/: kdep= 280

m

Akceptujeme poloměr hlavního rotoru rovnýR= 7.9

Úhlová rychlost , S -1 rotace hlavního rotoru je omezena obvodovou rychlostí Rkonce listů, což závisí na vzletové hmotnosti vrtulníku a činilo R= 232 m/s.

S -1 .

ot./min

2.2 Relativní hustoty vzduchu na statických a dynamických stropech

2.3 Výpočet ekonomické rychlosti v blízkosti země a na dynamickém stropu

Relativní plocha ekvivalentní škodlivé desky je určena:

KdeS uh = 2.5

Vypočítá se hodnota ekonomické rychlosti při zemi PROTI h , km/h:

Kdejá = 1,09…1,10 - koeficient indukce.

km/h.

Vypočítá se hodnota ekonomické rychlosti na dynamickém stropu PROTI rámus , km/h:

,

Kdejá = 1,09…1,10 - koeficient indukce.

km/h.

2.4 Vypočítají se relativní hodnoty maximální a ekonomické na dynamickém stropu horizontální rychlosti letu:

,

,

KdePROTI max = 250 km/h aPROTI rámus \u003d 182,298 km / h - rychlost letu;

 R=232 m/s - obvodová rychlost lopatek.

2.5 Výpočet přípustných poměrů součinitele tahu k plnění hlavního rotoru pro nejvyšší rychlost blízko země a pro ekonomickou rychlost na dynamickém stropu:

2.6 Koeficienty tahu hlavního rotoru v blízkosti země a u dynamického stropu:

,

,

,

.

2.7 Výpočet plnění hlavního rotoru:

Plnění rotoru  vypočteno pro případy letu při maximální a ekonomické rychlosti:

;

.

Jako odhadovaná hodnota plnění  rotoru, největší hodnota se bere z  Vmax A  PROTI rámus :

Akceptovat

délka tětivy b a prodloužení  listy rotoru se budou rovnat:

, Kde z l - počet listů rotoru ( z l =3)

m,

.

2.8 Relativní zvýšení tahu hlavního rotorupro kompenzaci aerodynamického odporu trupu a vodorovné ocasní plochy:

Kde S F - plocha vodorovného průmětu trupu;

S čt - oblast vodorovného opeření.

S F = 10 m 2 ;

S čt = 1,5 m 2 .

3. Výpočet výkonu pohonného systému vrtulníku.

3.1 Výpočet výkonu při vznášení na statickém stropu:

Specifický výkon potřebný k pohonu hlavního rotoru v režimu visení na statistickém stropu se vypočítá podle vzorce:

,

Kde N H Svatý - požadovaný výkon, W;

m 0 - vzletová hmotnost, kg;

G - zrychlení volného pádu, m/s 2 ;

p - měrné zatížení plochy zametané hlavním rotorem, N/m 2 ;

 Svatý - relativní hustota vzduch ve výšce statického stropu;

 0 - relativní účinnost hlavní rotor v režimu visení (  0 =0.75);

Relativní zvýšení tahu hlavního rotoru pro vyvážení aerodynamického odporu trupu a vodorovné ocasní plochy:

.

3.2 Výpočet měrného výkonu ve vodorovném letu při maximální rychlosti

Specifický výkon potřebný k pohonu hlavního rotoru ve vodorovném letu při maximální rychlosti se vypočítá podle vzorce:

,

kde je obvodová rychlost konců lopatek;

- relativní ekvivalentní škodlivá deska;

já uh - indukční koeficient, stanovený v závislosti na rychlosti letu podle následujících vzorců:

, v km/h,

, v km/h.

3.3 Výpočet měrného výkonu za letu při dynamickém stropu s ekonomickou rychlostí

Specifický výkon pro pohon hlavního rotoru na dynamickém stropu je:

,

Kde  rámus - relativní hustota vzduchu na dynamickém stropu,

PROTI rámus - ekonomická rychlost vrtulníku na dynamickém stropu,

3.4 Výpočet měrného výkonu za letu v blízkosti země při ekonomické rychlosti v případě poruchy jednoho motoru během vzletu

Specifický výkon potřebný k pokračování vzletu ekonomickou rychlostí v případě poruchy jednoho motoru se vypočítá podle vzorce:

,

kde je ekonomická rychlost blízko země,

3.5 Výpočet měrných redukovaných výkonů pro různé případy letu

3.5.1 Specifický snížený výkon při vznášení na statickém stropu je:

,

kde je specifická charakteristika škrticí klapky, která závisí na výšce statického stropu H Svatý a vypočítá se podle vzorce:

,

 0 - faktor využití výkonu pohonného systému v režimu visení, jehož hodnota závisí na vzletové hmotnosti vrtulníkum 0 :

na m 0 < 10 тонн

na 10 25 tun

na m 0 > 25 tun

,

,

3.5.2 Specifický snížený výkon ve vodorovném letu při maximální rychlosti je:

,

Kde - faktor využití energie při maximální rychlosti letu,

- Charakteristika škrticí klapky motorů v závislosti na rychlosti letu PROTI max :

;

3.5.3 Specifický snížený výkon za letu při dynamickém stropu s ekonomickou rychlostí PROTI rámus je rovný:

,

a - úrovně škrcení motoru v závislosti na výšce dynamického stropu H a rychlost letu PROTI rámus podle následujících charakteristik škrticí klapky:

,

.

;

3.5.4 Specifický snížený výkon za letu v blízkosti země s ekonomickou rychlostí v případě poruchy jednoho motoru při vzletu se rovná:

,

kde je faktor využití energie při ekonomické rychlosti letu,

- stupeň škrcení motoru v nouzovém režimu,

n = 2 - počet motorů vrtulníku.

,

,

3.5.5 Výpočet potřebného výkonu pohonného systému

Pro výpočet požadovaného výkonu pohonného systému se volí maximální hodnota měrného sníženého výkonu:

.

Požadovaný výkon N Pohonný systém vrtulníku se bude rovnat:

,

Kde m 01 - vzletová hmotnost vrtulníku,

G = 9,81 m 2 /s - zrychlení volného pádu.

W,

3.6 Výběr motorů

Přijměte dva turbohřídelové motoryVK-2500(TV3-117VMA-SB3) celkový výkon každého N =1,405∙10 6 út

MotorVK-2500 (TV3-117VMA-SB3) určené pro instalaci do vrtulníků nové generace a také pro výměnu motorů u stávajících vrtulníků za účelem zlepšení jejich letových výkonů. Byl vytvořen na základě sériového certifikovaného motoru TV3-117VMA a vyrábí se ve Federal State Unitary Enterprise „Závod pojmenovaný po V.Ya. Klimov“.

4. Výpočet hmotnosti paliva

Pro výpočet hmotnosti paliva, které poskytuje daný letový dosah, je nutné určit cestovní rychlostPROTI kr . Výpočet cestovní rychlosti se provádí metodou postupných aproximací v následujícím pořadí:

a) bere se hodnota cestovní rychlosti prvního přiblížení:

km/h;

b) vypočítá se koeficient indukce já uh :

při km/h

při km/h

c) měrný výkon potřebný k pohonu hlavního rotoru za letu v cestovním režimu je určen:

,

kde je maximální hodnota měrného sníženého výkonu pohonného systému,

- koeficient změny výkonu v závislosti na rychlosti letu PROTI kr 1 , vypočítá se podle vzorce:

.

d) Vypočte se cestovní rychlost druhého přiblížení:

.

e) Určí se relativní odchylka rychlostí prvního a druhého přiblížení:

.

Když se zpřesní cestovní rychlost prvního přiblížení PROTI kr 1 , bere se rovná vypočtené rychlosti druhé aproximace. Poté se výpočet opakuje od bodu b) a končí pod podmínkou .

Specifická spotřeba paliva se vypočítá podle vzorce:

,

kde je koeficient změny měrné spotřeby paliva v závislosti na režimu provozu motorů,

- koeficient změny měrné spotřeby paliva v závislosti na rychlosti letu,

- měrná spotřeba paliva v režimu vzletu.

V případě letu v cestovním režimu je akceptováno následující:

;

;

při kW;

při kW.

kg/Wh,

Množství paliva vynaloženého na let m T se bude rovnat:

kde je měrný výkon spotřebovaný při cestovní rychlosti,

- cestovní rychlost,

L - rozsah letu.

kg.

5. Stanovení hmotnosti součástí a sestav vrtulníku.

5.1 Hmotnost listů hlavního rotoru je určena vzorcem:

,

Kde R - poloměr rotoru,

 - plnění hlavního rotoru,

kg,

5.2 Hmotnost náboje hlavního rotoru se vypočítá podle vzorce:

,

Kde k út - hmotnostní koeficient pouzder moderního designu,

k l - koeficient vlivu počtu lopatek na hmotu pouzdra.

Můžete vzít v úvahu:

kg/kN,

,

v důsledku transformací tedy dostaneme:

Pro určení hmotnosti náboje hlavního rotoru je nutné vypočítat odstředivou sílu působící na lopatkyN CB (v kN):

,

kN,

kg.

5.3 Hmotnost systému řízení posilovače, který zahrnuje desku cykliky, hydraulické posilovače, hydraulický řídicí systém hlavního rotoru se vypočítá podle vzorce:

,

Kde b - tětiva čepele,

k vypískat - hmotnostní koeficient systému řízení posilovače, který lze považovat za rovný 13,2 kg/m 3 .

kg.

5.4 Hmotnost systému ručního ovládání:

,

Kde k RU - hmotnostní koeficient systému ručního řízení u jednorotorových vrtulníků rovný 25 kg/m.

kg.

5.5 Hmotnost hlavní převodovky závisí na točivém momentu na hřídeli hlavního rotoru a vypočítá se podle vzorce:

,

Kde k vyd - váhový faktor, jehož průměrná hodnota je 0,0748 kg / (Nm) 0,8 .

Maximální točivý moment na hřídeli hlavního rotoru je určen sníženým výkonem pohonného systémuN a rychlost šroubu  :

,

Kde  0 - faktor využití výkonu pohonného systému, jehož hodnota se bere v závislosti na vzletové hmotnosti vrtulníkum 0 :

na m 0 < 10 тонн

na 10 25 tun

na m 0 > 25 tun

N∙m,

Hmotnost hlavní převodovky:

kg.

5.6 Pro určení hmotnosti hnacích jednotek ocasního rotoru se vypočítá jeho tah T rv :

,

Kde M nv - točivý moment na hřídeli rotoru,

L rv - vzdálenost mezi osami hlavního a ocasního šroubu.

Vzdálenost mezi osami hlavního a ocasního šroubu je rovna součtu jejich poloměrů a vůle  mezi konci jejich čepelí:

,

Kde  - mezera rovna 0,15 ... 0,2 m,

je poloměr ocasního rotoru, který v závislosti na vzletové hmotnosti vrtulníku je:

v t,

v t,

na t.

m,

m,

H,

Napájení N rv , vynaložené na rotaci ocasního rotoru, se vypočítá podle vzorce:

,

Kde  0 - relativní účinnost ocasního rotoru, kterou lze považovat za rovnou 0,6 ... 0,65.

W,

Točivý moment M rv přenášený hřídelí řízení se rovná:

N∙m,

kde je frekvence otáčení hřídele řízení,

S -1 ,

Točivý moment přenášený hřídelí převodovky, N∙m, při rychlosti otáčení n PROTI = 3000 ot./min rovná se:

N∙m,

N∙m,

Hmotnost m PROTI převodový hřídel:

,

Kde k PROTI - váhový faktor pro hřídel převodovky, který se rovná 0,0318 kg / (Nm) 0,67 . kg

Hodnota odstředivé síly N cbr působící na listy ocasního rotoru a vnímané závěsy náboje,

Hmotnost náboje ocasního rotoru m úterý vypočteno pomocí stejného vzorce jako pro hlavní rotor:

,

Kde N CB - odstředivá síla působící na čepel,

k út - hmotnostní faktor pro pouzdro, braný rovný 0,0527 kg/kN 1,35

k z - váhový faktor v závislosti na počtu lopatek a vypočtený podle vzorce: kg,

Hmotnost elektrického vybavení vrtulníku se vypočítá podle vzorce:

,

Kde L rv - vzdálenost mezi osami hlavního a zadního šroubu,

z l - počet lopatek rotoru,

R - poloměr rotoru,

 l - relativní prodloužení listů hlavního rotoru,

k atd A k e-mailem - hmotnostní koeficienty pro elektrické vodiče a jiná elektrická zařízení, jejichž hodnoty se rovnají:

,

Výpočet a konstrukce přistávacích polár 3.4 Výpočet a konstrukce... / S 0,15 10. Obecné údaje 10.1 Vzlétnout hmotnost letadlo kg m0 880 10 ...

Výpočet výkonnostní charakteristiky letounu An-124

Zkušební práce >> Doprava

Kurz aerodynamiky" Výpočet aerodynamické charakteristiky letadla An ... a typ motorů Vzlétnout tah jednoho motoru Vzlétnout výkon jednoho motoru ... TRD 23450 - Vzlet hmotnost letadlo Hmotnost prázdné vybavené letadlo Placený náklad...

Výpočet zákon řízení podélného pohybu letadla

Práce na kurzu>> Doprava

Změna polohy mobilu masy akcelerometr je fixován potenciometrickým nebo... řídicím systémem. Jako nástroj výpočty doporučuje se používat balík MATLAB, ... za letu; b) při parkování vzlétnout pás; c) volným pádem...

Předletová příprava

Zkouška >> Letectví a kosmonautika

Aktuální vzlétnout Hmotnost je určena rychlost rozhodování V1. Výpočet limit užitečného zatížení Beze změny hmotnost = hmotnost ...

Historie filmu Pokud bude zítra válka

Abstrakt >> Kultura a umění

...) Hmotnost prázdný: 1 348 kg Normální vzlétnout hmotnost: 1 765 kg Max vzlétnout hmotnost: 1 859 kg Hmotnost palivo... charakteristika: Ráže, mm 152,4 Výpočet, os. 10 Hmotnost ve složené poloze, kg 4550 ...

Výpočet šroubu lze podmíněně rozdělit do tří po sobě jdoucích etap.

Účelem první fáze výpočtu je určit předpokládaný poloměr, tah a účinnost vrtule.

Počáteční údaje první fáze jsou:

Je vhodné provést výpočet pomocí mezinárodní systém jednotky SI.

Pokud je rychlost šroubu uvedena v otáčkách za minutu, pak pomocí vzorce

Musí se převést na radiány za sekundu.

Vypočtené otáčky vrtule V se volí v závislosti na účelu ALS a hodnotě

Kde K je vypočtený maximální poměr vztlaku k odporu ultralehkého letadla; m - vzletová hmotnost.

Když E
Při hodnotách E od 1000 do 1500 je vhodné brát cestovní rychlost letu Vcr jako vypočtenou rychlost vrtule V o.

A pro hodnoty E větší než 1500 lze vypočítanou rychlost brát jako rychlost vypočítanou podle vzorce

Při volbě V o je třeba vzít v úvahu skutečnost, že při daném výkonu motoru vede snížení konstrukční rychlosti V ke snížení maximální rychlosti letu a její zvýšení vede ke zhoršení vzletových charakteristik. letadla.

Na základě podmínky zamezení transsonických toků je rychlost konce lopatky u . by neměla překročit 230 ... 250 m / s a ​​pouze v některých případech, kdy se nemá instalovat převodovka a vrtule nemůže odstranit plný výkon motoru, je povoleno až 260 m / s.

Počáteční hodnotu požadované účinnosti nad 0,8 pro vysokorychlostní a nad 0,75 pro nízkorychlostní ALS je nevhodné zvolit, protože to v praxi není proveditelné. Krok jeho poklesu může být zpočátku roven 0,05 a poté snižován, jak se blíží skutečné hodnotě účinnosti.

Na základě počátečních údajů se postupně stanoví:

Pokud se ukáže, že požadovaný poloměr R je větší než hranice R GR, pak to znamená, že nelze dosáhnout původně stanovené účinnosti. Potřebujete snížit o zvolenou částku a opakovat cyklus, počínaje definicí nové hodnoty? .

Cyklus se opakuje, dokud není splněna podmínka RR GR. Pokud je tato podmínka splněna, pak se provádí kontrola, zda obvodová rychlost konce lopatky u K nepřekračuje přípustnou hodnotu u K.GR.

Je-li u K u K.GR, pak se nastaví nová hodnota o hodnotu menší než předchozí a cyklus se opakuje.

Po určení hodnot poloměru R, tahu P a účinnosti vrtule můžete přistoupit k druhé fázi výpočtu.

Druhá fáze výpočtu vrtule

Účelem druhé etapy výpočtu je stanovení tahu, příkonu a geometrických rozměrů vrtule.

Počáteční údaje pro druhou fázi výpočtu jsou:

Pro výpočty list vrtule (obr. 6. 7)

Obrázek 6.7 Silový účinek proudění na prvky listu vrtule

Je rozdělena na konečný počet sekcí o rozměrech bR.. Předpokládá se, že v každé zvolené sekci nedochází ke zkroucení lopatky a rychlosti a úhly proudění podél poloměru se nemění. S poklesem R, tedy s nárůstem počtu uvažovaných úseků, se chyba způsobená přijatým předpokladem zmenšuje. Praxe ukazuje, že pokud pro každou sekci vezmeme rychlosti a úhly vlastní její středové sekci, pak se chyba stane nevýznamnou, když je lopatka rozdělena na 10 sekcí s R = 0,1r. V tomto případě můžeme předpokládat, že první tři sekce počítaný od tahu osy vrtule se neudává, při spotřebě 4 ... 5 % výkonu motoru. Proto je vhodné provést výpočet pro sedm úseků od =0,3 do =1,0.

Dodatečně nastavit:

Zpočátku je vhodné nastavit maximální relativní šířku listu u dřevěných vrtulí na 0,08.

Zákon změny šířky listu a relativní tloušťky lze nastavit ve formě vzorce, tabulky nebo nákresu vrtule (obr. 6. 1).

Obrázek 6.1 Vrtule s pevným stoupáním

Úhly náběhu vybraných úseků nastavuje projektant s přihlédnutím k inverznímu poměru zdvihu a odporu. Hodnoty koeficientů Su a K=1/ jsou převzaty z grafů na Obr. 6.4 a 6.5 s přihlédnutím k vybranému profilu a hodnotám a .

6.4 Závislost koeficientu vztlakové síly a inverzního poměru vztlaku a odporu na úhlu náběhu a relativní tloušťce pro profil křídla VS-2 Obr.

Obrázek 6.5 Závislost koeficientu vztlaku a inverzního poměru vztlaku a odporu na úhlu náběhu a relativní tloušťce profilu křídla RAF-6

Prvním krokem druhé etapy výpočtu je určení rychlosti proudění V v rovině vrtule. Tato rychlost je určena vzorcem

Získáno společným řešením rovnic tahu a proudění vzduchu procházejícího oblastí stíranou vrtulí.

Odhadované hodnoty tahu P, poloměru R a plochy S ohm jsou převzaty z první fáze výpočtu.

Pokud se v důsledku výpočtu ukáže, že výkon spotřebovaný šroubem se neliší od dostupného výkonu o více než 5 ... 10%, lze druhou fázi výpočtu považovat za dokončenou.

Pokud se výkon spotřebovaný vrtulí liší od dostupného výkonu o 10 ... 20 %, pak je nutné zvětšit nebo zmenšit šířku listu vzhledem k tomu, že spotřeba energie a tah vrtule se mění přibližně úměrně tětivě listu . Průměr, relativní tloušťky a montážní úhly sekcí zůstávají nezměněny.

V některých případech se může ukázat, že výkon spotřebovaný vrtulí a její tah se liší o více než 20 % od těch očekávaných z výsledků první fáze výpočtu. V tomto případě podle poměru spotřebovaných a dostupných kapacit

Pomocí grafu (obr. 6. 10) jsou určeny hodnoty koeficientů k R a k P. Tyto koeficienty ukazují, kolikrát je potřeba změnit odhadovaný poloměr a tah vrtule, které jsou výchozí pro druhou fázi výpočtu. Poté se opakuje druhá fáze výpočtu.

Obrázek 6.10 Závislost korekčních faktorů na poměru spotřebované a dostupné kapacity

Na konci druhé fáze výpočtu jsou geometrické rozměry šroubu potřebné pro výrobu (R, r, b, c a ) v jednotkách vhodných pro jeho výrobu shrnuty v tabulce.

Třetí etapa výpočtu vrtule

Účelem třetí etapy je otestovat pevnost vrtule. Tato fáze výpočtu je redukována na určení zatížení působících v různých částech lopatek a jejich porovnání s přípustnými, s přihlédnutím ke geometrii a materiálu, ze kterého jsou lopatky vyrobeny.

Pro stanovení zatížení je lopatka rozdělena na samostatné prvky, jako ve druhé fázi výpočtu, počínaje řezem =0,3 s krokem 0,1 až =1.

Na každý vybraný prvek lopatky o hmotnosti m na poloměru r (obr. 6. 11) působí setrvačná síla.

Obrázek 6.11 Silový účinek aerodynamických sil na prvek listu vrtule

A elementární aerodynamická síla F. Vlivem těchto sil se ze všech elementárních řezů lopatka natahuje a ohýbá. V důsledku toho vznikají v materiálu čepele tahově-kompresní napětí. Nejvíce zatížené (obr. 6. 12)

Obrázek 6.12 Rozložení napětí v řezu listem vrtule

Ukázalo se, že vlákna zadní strany čepele jsou, protože v těchto vláknech se sčítají napětí od setrvačných sil a ohybový moment. Pro zajištění dané pevnosti je nutné, aby skutečná napětí v těchto oblastech, které jsou nejvzdálenější od osy řezu lopatky, byla menší než ta, která jsou povolena pro zvolený materiál.

Hodnoty poloměrů r potřebné pro výpočty, na kterých jsou umístěny uvažované úseky lopatky, tětivy b, relativní tloušťky a síly F, jsou převzaty z tabulek druhé fáze výpočtu. Poté se pro každou sekci postupně určí:

Faktor plnění k 3 závisí na profilu použitém pro šroub. Pro nejběžnější šroubové profily je to: Clark-Y-k 3 =0,73; BC-2-k3 = 0,7 a RAF-6-k3 = 0,74.

Po výpočtu hodnot P v každé jednotlivé sekci se sečtou od volného konce lopatky k uvažované sekci. Vydělením celkové síly působící v každé uvažované sekci plochou této sekce lze získat tahová napětí ze setrvačných sil.

Ohybová napětí listu vlivem aerodynamických sil F se stanoví jako u konzolového nosníku s nerovnoměrně rozloženým zatížením.

Jak bylo uvedeno dříve, maximální napětí budou v zadních vláknech čepele a jsou definována jako součet napětí od setrvačných a aerodynamických sil. Velikost těchto napětí by neměla překročit 60 ... 70 % pevnosti v tahu materiálu čepele.

Pokud je zajištěna pevnost listu, pak lze výpočet vrtule považovat za úplný.

Pokud není zajištěna pevnost čepele, je nutné buď zvolit jiný, odolnější materiál, nebo zvětšením relativní šířky čepele zopakovat všechny tři fáze výpočtu.

Pokud relativní šířka listu přesahuje 0,075 pro vrtule vyrobené z tvrdého dřeva a 0,09 pro vrtule z měkkého dřeva, není nutné provádět třetí fázi výpočtu, protože potřebná pevnost bude jistě zajištěna.

na základě materiálů: P.I. Chumak, V.F Krivokrysenko "Výpočet a návrh ALS"

0

Kurz v designu

lehký vrtulník

1 Vývoj taktických a technických požadavků. 2

2 Výpočet parametrů vrtulníku. 6

2.1 Výpočet hmotnosti užitečného zatížení. 6

2.2 Výpočet parametrů hlavního rotoru vrtulníku. 6

2.3 Relativní hustoty vzduchu na statických a dynamických stropech 8

2.4 Výpočet ekonomické rychlosti u země a na dynamickém stropu. 8

2.5 Výpočet relativních hodnot maximálních a ekonomických rychlostí vodorovného letu na dynamickém stropu. 10

2.6 Výpočet přípustných poměrů součinitele tahu k plnění hlavního rotoru pro maximální rychlost na zemi a pro ekonomickou rychlost na dynamickém stropu. 10

2.7 Výpočet součinitelů tahu hlavního rotoru v blízkosti země a na dynamickém stropu 11

2.8 Výpočet plnění hlavního rotoru. 12

2.9 Určení relativního zvýšení tahu hlavního rotoru pro kompenzaci aerodynamického odporu trupu a vodorovné ocasní plochy. 13

3 Výpočet výkonu pohonného systému vrtulníku. 13

3.1 Výpočet výkonu při vznášení na statickém stropě. 13

3.2 Výpočet měrného výkonu ve vodorovném letu při maximální rychlosti. 14

3.3 Výpočet měrného výkonu za letu při dynamickém stropu s ekonomickou rychlostí.. 15

3.4 Výpočet měrného výkonu za letu v blízkosti země při ekonomické rychlosti v případě poruchy jednoho motoru při vzletu. 15

3.5 Výpočet měrných snížených výkonů pro různé případy letu 16

3.5.1 Výpočet měrného sníženého výkonu při visení na statickém stropu 16

3.5.2 Výpočet měrného sníženého výkonu ve vodorovném letu při maximální rychlosti. 16

3.5.3 Výpočet měrného sníženého výkonu za letu na dynamickém stropu s ekonomickou rychlostí. 17

3.5.4 Výpočet měrného sníženého výkonu při letu v blízkosti země s ekonomickou rychlostí při poruše jednoho motoru. 18

3.5.5 Výpočet požadovaného výkonu pohonného systému. 19

3.6 Výběr motorů. 19

4 Výpočet hmotnosti paliva. 20

4.1 Výpočet cestovní rychlosti druhého přiblížení. 20

4.2 Výpočet měrné spotřeby paliva. 22

4.3 Výpočet hmotnosti paliva. 23

5 Stanovení hmotnosti součástí a sestav vrtulníku. 24

5.1 Výpočet hmotnosti listů hlavního rotoru. 24

5.2 Výpočet hmotnosti náboje hlavního rotoru. 24

5.3 Výpočet hmotnosti systému řízení posilovače. 25

5.4 Výpočet hmotnosti systému ručního ovládání. 25

5.5 Výpočet hmotnosti hlavní převodovky. 26

5.6 Výpočet hmotnosti hnacích jednotek ocasního rotoru. 27

5.7 Výpočet hmotnosti a hlavních rozměrů ocasního rotoru. třicet

5.8 Výpočet hmotnosti pohonného systému vrtulníku. 32

5.9 Výpočet hmotnosti trupu a vybavení vrtulníku. 32

5.10 Výpočet vzletové hmotnosti vrtulníku druhého přiblížení. 35

6 Popis uspořádání vrtulníku. 36

Reference.. 39

1 Vývoj taktických a technických požadavků

Navrhovaným objektem je lehký jednorotorový vrtulník s maximální vzletovou hmotností 3500 kg. Vybíráme 3 prototypy tak, aby jejich maximální vzletová hmotnost byla v rozmezí 2800-4375 kg. Prototypy jsou lehké vrtulníky: Mi-2, Eurocopter EC 145, Ansat.

V tabulce 1.1 jsou uvedeny jejich taktické a technické charakteristiky nutné pro výpočet.

Tabulka 1.1 - Taktické a technické vlastnosti prototypů

Helikoptéra
Průměr rotoru, m
Délka trupu, m
Prázdná hmotnost, kg
Dolet, km
Statický strop, m
Dynamický strop, m
Maximální rychlost, km/h
Cestovní rychlost, km/h
Hmotnost paliva, kg
Power point	2 GTD Klimov GTD-350	2 Turbomeca TVD	Whitney РW-207K
Výkon motoru, kW

Obrázky 1.1, 1.2 a 1.3 ukazují schémata prototypů.

Obrázek 1.1 - Schéma vrtulníku Mi-2

Obrázek 1.2 - Schéma vrtulníku Eurocopter EC 145

Obrázek 1.3 - Schéma vrtulníku Ansat

Z výkonnostní charakteristiky a schémata prototypů, určíme průměrné hodnoty veličin a získáme výchozí data pro návrh vrtulníku.

Tabulka 1.2 - Počáteční údaje pro návrh vrtulníku

Maximální vzletová hmotnost, kg
Prázdná hmotnost, kg
Maximální rychlost, km/h
Dolet, km
Statický strop, m
Dynamický strop, m
Cestovní rychlost, km/h
Počet lopatek rotoru
Počet listů ocasního rotoru
Délka trupu, m
Zatížení plochy zametané hlavním rotorem, H/m 2

2 Výpočet parametrů vrtulníku

2.1 Výpočet hmotnosti užitečného zatížení

Vzorec (2.1.1) pro určení hmotnosti užitečného zatížení:

Kde m mg - hmotnost užitečného zatížení, kg; m eq - hmotnost posádky, kg; L- dosah letu, km; m 01 - maximální vzletová hmotnost vrtulníku, kg.

Užitečná hmotnost:

2.2 Výpočet parametrů hlavního rotoru vrtulníku

Poloměr R, m, hlavní rotor jednorotorového vrtulníku se vypočítá podle vzorce (2.2.1):

, (2.2.1)

Kde m 01 - vzletová hmotnost vrtulníku, kg; G- zrychlení volného pádu rovné 9,81 m/s 2 ; p- měrné zatížení na plochu vymetenou hlavním rotorem, p = 3,14.

Akceptujeme poloměr hlavního rotoru rovný R= 7,2 m

Určete obvodovou rychlost wR konce lopatek ze schématu zobrazeného na obrázku 3:

Obrázek 3 - Schéma závislosti hrotové rychlosti lopatky na rychlosti letu pro konstantní hodnoty M 90 a μ

Na Vmax= 258 km/h wR = 220 m/s.

Určete úhlovou rychlost w, s -1 a frekvence otáčení hlavního rotoru podle vzorců (2.2.2) a (2.2.3):

2.3 Relativní hustoty vzduchu na statických a dynamických stropech

Relativní hustoty vzduchu na statických a dynamických stropech se určují podle vzorců (2.3.1) a (2.3.2):

2.4 Výpočet ekonomické rychlosti u země a na dynamickém stropu

Stanoví se relativní plocha S Ekvivalentní škodlivá deska podle vzorce (2.4.1):

Kde S E je určeno z obrázku 4.

Obrázek 4 - Změna v oblasti ekvivalentního škodlivého štítku různých transportních vrtulníků

Akceptovat S E = 1,5

Vypočítá se hodnota ekonomické rychlosti při zemi PROTI h, km/h:

Kde já- indukční koeficient:

já =1,02+0,0004Vmax = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

Vypočítá se hodnota ekonomické rychlosti na dynamickém stropu PROTI dyne, km/h:

2.5 Výpočet relativních hodnot maximálních a ekonomických rychlostí vodorovného letu na dynamickém stropu

Výpočet relativních hodnot maximální a ekonomické rychlosti horizontálního letu na dynamickém stropu se provádí podle vzorců (2.5.1) a (2.5.2), v tomto pořadí:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Výpočet přípustných poměrů tahu k plnění rotoru pro maximální pojezdovou rychlost a pro ekonomickou rychlost při dynamickém stropu

Protože vzorec (2.6.1) pro poměr přípustného součinitele tahu k plnění hlavního rotoru pro maximální rychlost u země má tvar:

Vzorec (2.6.2) pro poměr přípustného součinitele tahu k plnění hlavního rotoru pro ekonomické otáčky na dynamickém stropu:

2.7 Výpočet činitelů tahu hlavního rotoru v blízkosti země a při dynamickém stropu

Koeficienty tahu hlavního rotoru v blízkosti země a na dynamickém stropu se vypočítají podle vzorců (2.7.1) a (2.7.2):

2.8 Výpočet plnění rotoru

Plnění rotoru s vypočteno pro případy letu při maximální a ekonomické rychlosti:

Jako odhadovaná hodnota plnění s rotor, hodnota je převzata z podmínky (2.8.3):

akceptovat.

délka tětivy b a prodloužení l listy rotoru se budou rovnat:

2.9 Určení relativního zvýšení tahu hlavního rotoru pro kompenzaci aerodynamického odporu trupu a vodorovné ocasní plochy

Relativní zvýšení tahu hlavního rotoru pro kompenzaci aerodynamického odporu trupu a vodorovné ocasní plochy se bere jako .

3 Výpočet výkonu pohonného systému vrtulníku

3.1 Výpočet výkonu při vznášení na statickém stropě

Specifický výkon potřebný k pohonu hlavního rotoru v režimu visení na statistickém stropu se vypočítá podle vzorce (3.1.1)

Kde N H st - požadovaný výkon, W;

Charakteristika škrticí klapky, která závisí na výšce statického stropu a je vypočtena podle vzorce (3.1.2)

m 0 - vzletová hmotnost, kg;

G- zrychlení volného pádu, m/s 2 ;

p- měrné zatížení plochy zametané hlavním rotorem, N/m 2 ;

D st - relativní hustota vzduchu ve výšce statického stropu;

h 0 - relativní účinnost hlavní rotor v režimu visení ( h 0 =0.75);

Relativní zvýšení tahu hlavního rotoru pro vyvážení aerodynamického odporu trupu:

3.2 Výpočet měrného výkonu ve vodorovném letu při maximální rychlosti

Specifický výkon potřebný k pohonu hlavního rotoru ve vodorovném letu při maximální rychlosti se vypočítá podle vzorce (3.2.1)

kde je obvodová rychlost konců lopatek;

Relativní ekvivalentní škodlivá deska;

Koeficient indukce stanovený vzorcem (3.2.2)

3.3 Výpočet měrného výkonu za letu při dynamickém stropu s ekonomickou rychlostí

Specifický výkon pro pohon hlavního rotoru na dynamickém stropu je:

kde je relativní hustota vzduchu na dynamickém stropu;

Ekonomická rychlost vrtulníku na dynamickém stropu;

3.4 Výpočet měrného výkonu za letu v blízkosti země při ekonomické rychlosti v případě poruchy jednoho motoru během vzletu

Specifický výkon potřebný k pokračování ve vzletu ekonomickou rychlostí v případě poruchy jednoho motoru se vypočítá pomocí vzorce (3.4.1)

kde je ekonomická rychlost blízko země;

3.5 Výpočet měrných redukovaných výkonů pro různé případy letu

3.5.1 Výpočet měrného sníženého výkonu při vznášení na statickém stropě

Výpočet měrného sníženého výkonu při visení na statickém stropu se provádí podle vzorce (3.5.1.1)

kde je specifická charakteristika škrticí klapky:

X 0 - faktor využití výkonu pohonného systému v režimu visení. Protože hmotnost navrženého vrtulníku je 3,5 tuny, ;

3.5.2 Výpočet měrného sníženého výkonu ve vodorovném letu při maximální rychlosti

Výpočet měrného sníženého výkonu při vodorovném letu při maximální rychlosti se provádí podle vzorce (3.5.2.1)

kde je faktor využití energie při maximální rychlosti letu,

Charakteristika škrticí klapky motorů v závislosti na rychlosti letu:

3.5.3 Výpočet měrného sníženého výkonu za letu při dynamickém stropu s ekonomickou rychlostí

Výpočet měrného sníženého výkonu za letu na dynamickém stropu s ekonomickou rychlostí se provádí podle vzorce (3.5.3.1)

kde je faktor využití energie při ekonomické rychlosti letu,

a - úrovně škrcení motoru v závislosti na výšce dynamického stropu H a rychlost letu PROTI dyn podle následujících charakteristik škrticí klapky:

3.5.4 Výpočet měrného sníženého výkonu za letu v blízkosti země při ekonomické rychlosti s jedním selháním motoru

Výpočet měrného sníženého výkonu za letu u země s ekonomickou rychlostí v případě poruchy jednoho motoru se provádí podle vzorce (3.5.4.1)

kde je faktor využití výkonu při ekonomické rychlosti letu;

Stupeň škrcení motoru v nouzovém provozu;

Počet vrtulníkových motorů;

Stupeň škrcení motoru při letu blízko země ekonomickou rychlostí:

3.5.5 Výpočet požadovaného výkonu pohonného systému

Pro výpočet požadovaného výkonu pohonného systému se z podmínky (3.5.5.1) vybere hodnota měrného redukovaného výkonu.

Požadovaný výkon N Pohonný systém vrtulníku se bude rovnat:

kde je vzletová hmotnost vrtulníku;

G= 9,81 m 2 /s - zrychlení volného pádu;

3.6 Výběr motorů

Přijměte dva motory s plynovou turbínou GTD-1000T s celkovým výkonem 2 × 735,51 kW. Podmínka je splněna.

4 Výpočet hmotnosti paliva

4.1 Výpočet druhé přibližné cestovní rychlosti

Akceptujeme hodnotu cestovní rychlosti prvního přiblížení.

Protože indukční koeficient vypočítáme podle vzorce (4.1.1):

Měrný výkon potřebný k pohonu hlavního rotoru za letu v cestovním režimu určíme podle vzorce (4.1.2):

kde je maximální hodnota měrného sníženého výkonu pohonného systému,

Koeficient změny výkonu v závislosti na rychlosti letu, vypočtený podle vzorce:

Vypočítáme cestovní rychlost druhého přiblížení:

Určíme relativní odchylku cestovní rychlosti první a druhé aproximace:

Protože zpřesňujeme cestovní rychlost první aproximace, bere se rovná vypočtené rychlosti druhé aproximace. Poté zopakujeme výpočet podle vzorců (4.1.1) - (4.1.5):

Přijímáme.

4.2 Výpočet měrné spotřeby paliva

Specifická spotřeba paliva se vypočítá podle vzorce (4.2.1):

kde je koeficient změny měrné spotřeby paliva v závislosti na režimu provozu motorů,

Koeficient změny měrné spotřeby paliva v závislosti na rychlosti letu, který je určen vzorcem (4.2.2):

Měrná spotřeba paliva v režimu vzletu, ;

Koeficient změny měrné spotřeby paliva v závislosti na teplotě,

Koeficient změny specifické spotřeby paliva v závislosti na výšce letu, ;

4.3 Výpočet hmotnosti paliva

Hmotnost paliva spotřebovaného na let se bude rovnat:

, (4.3.1)

kde je měrný výkon spotřebovaný při cestovní rychlosti;

Cestovní rychlost;

Měrná spotřeba paliva;

L- rozsah letu;

5 Stanovení hmotnosti součástí a sestav vrtulníku

5.1 Výpočet hmotnosti rotorových listů

Hmotnost listů hlavního rotoru je určena vzorcem (5.1.1):

Kde R- poloměr rotoru;

s- plnění hlavního rotoru;

5.2 Výpočet hmotnosti náboje hlavního rotoru

Hmotnost náboje hlavního rotoru se vypočítá podle vzorce (5.2.1):

kde je hmotnostní koeficient pouzder moderních konstrukcí, ;

Koeficient vlivu počtu lopatek na hmotu pouzdra, který se vypočítá podle vzorce (5.2.2):

Odstředivá síla působící na lopatky, která se vypočítá ze vzorce (5.2.3):

5.3 Výpočet hmotnosti systému řízení posilovače

Řídicí systém posilovače zahrnuje kotouč cykliky, hydraulické posilovače a hydraulický řídicí systém pro hlavní rotor. Výpočet hmotnosti systému řízení posilovače se provádí podle vzorce (5.3.1):

Kde b- tětiva čepele;

Váhový faktor řídicího systému posilovače, který lze považovat za rovný 13,2 kg/m 3 ;

5.4 Výpočet hmotnosti systému ručního ovládání

Výpočet hmotnosti systému ručního ovládání se provádí podle vzorce (5.4.1):

kde je hmotnostní koeficient systému ručního řízení u jednorotorových vrtulníků roven 25 kg/m;

5.5 Výpočet hmotnosti hlavní převodovky

Hmotnost hlavní převodovky závisí na točivém momentu na hřídeli hlavního rotoru a vypočítá se pomocí vzorce (5.5.1):

kde je váhový faktor, jehož průměrná hodnota je 0,0748 kg / (Nm) 0,8.

Maximální točivý moment na hřídeli hlavního rotoru je určen sníženým výkonem pohonného systému N a rychlost šroubu w:

kde je faktor využití výkonu pohonného systému, jehož hodnota se bere v závislosti na vzletové hmotnosti vrtulníku. Od té doby;

5.6 Výpočet hmotnosti pro pohonné jednotky ocasního rotoru

Tah ocasního rotoru se vypočítá:

kde je točivý moment na hřídeli rotoru;

Vzdálenost mezi osami hlavní a ocasní vrtule.

Vzdálenost L mezi osou hlavního a ocasního šroubu se rovná součtu jejich poloměrů a vůle d mezi konci jejich čepelí:

kde je mezera rovna 0,15 ... 0,2 m;

poloměr ocasního rotoru. Od té doby

Výkon spotřebovaný k otáčení ocasního rotoru se vypočítá podle vzorce (5.6.3):

kde je relativní účinnost ocasního rotoru, kterou lze považovat za rovnou 0,6 ... 0,65.

Točivý moment přenášený hřídelí řízení je:

kde je frekvence otáčení hřídele řízení, která se zjistí podle vzorce (5.6.5):

Točivý moment přenášený hřídelí převodovky při otáčkách za minutu je:

Hmotnost m v převodovém hřídeli:

kde je váhový faktor pro hřídel převodovky, který se rovná 0,0318 kg / (Nm) 0,67;

Hmotnost mezipřevodovky je určena vzorcem (5.6.9):

kde je váhový faktor pro mezipřevodovku rovný 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Hmotnost ocasního kola, které otáčí ocasním rotorem:

kde je váhový faktor pro ocasní ústrojí, jehož hodnota je 0,105 kg / (Nm) 0,8;

5.7 Výpočet hmotnosti a hlavních rozměrů ocasního rotoru

Hmotnost a hlavní rozměry ocasního rotoru jsou vypočteny v závislosti na jeho tahu.

Poměr tahu ocasního rotoru je:

Plnění listů ocasního rotoru se vypočítá stejným způsobem jako u hlavního rotoru:

kde je přípustná hodnota poměru součinitele tahu k plnění ocasního rotoru,

Délka tětivy a relativní prodloužení listů ocasního rotoru se vypočítá pomocí vzorců (5.7.3) a (5.7.4):

kde je počet lopatek rotoru,

Hmotnost listů ocasního rotoru se vypočítá pomocí empirického vzorce (5.7.5):

Hodnota odstředivé síly působící na listy ocasního rotoru a vnímaná závěsy náboje se vypočítá podle vzorce (5.7.6):

Hmotnost náboje ocasního rotoru se vypočítá pomocí stejného vzorce jako u hlavního rotoru:

kde je odstředivá síla působící na list ocasního rotoru;

Hmotnostní koeficient pro objímku, který se rovná 0,0527 kg/kN 1,35;

Váhový faktor v závislosti na počtu lopatek a vypočtený podle vzorce (5.7.8):

5.8 Výpočet hmotnosti pohonného systému vrtulníku

Specifická hmotnost pohonného systému vrtulníku se vypočítá pomocí empirického vzorce (5.8.1):

, (5.8.1)

Kde N- výkon pohonného systému;

Hmotnost pohonného systému se bude rovnat:

5.9 Výpočet hmotnosti trupu a vybavení vrtulníku

Hmotnost trupu vrtulníku se vypočítá pomocí vzorce (5.9.1):

kde je plocha umytého povrchu trupu:

Tabulka 5.8.1

Vzletová hmotnost prvního přiblížení;

Koeficient rovný 1,1;

Hmotnost palivového systému:

kde je hmotnost paliva použitého pro let;

Váhový faktor použitý pro palivový systém je roven 0,09;

Hmotnost podvozku vrtulníku je:

kde je váhový faktor v závislosti na konstrukci podvozku. Vzhledem k tomu, že navržený vrtulník má zatahovací podvozek,

Hmotnost elektrického vybavení vrtulníku se vypočítá pomocí vzorce (5.9.5):

kde je vzdálenost mezi osami hlavního a ocasního šroubu;

Počet lopatek rotoru;

R- poloměr rotoru;

Relativní prodloužení rotorových listů;

a - váhové faktory pro elektrické vodiče a jiná elektrická zařízení,

Hmotnost dalšího vybavení vrtulníku:

kde je váhový faktor, jehož hodnota je 1.

5.10 Výpočet druhé přibližné vzletové hmotnosti vrtulníku

Hmotnost prázdného vrtulníku se rovná součtu hmotností hlavních jednotek:

Vzletová hmotnost vrtulníku druhého přiblížení:

Určíme relativní odchylku hmotností první a druhé aproximace:

Relativní odchylka hmotností první a druhé aproximace podmínce vyhovuje. To znamená, že výpočet parametrů vrtulníku je správný.

6 Popis uspořádání vrtulníku

Navržený vrtulník je vyroben podle jednorotorového schématu s ocasním rotorem, dvěma motory s plynovou turbínou a smykovým podvozkem.

Polomonokokový trup. Nosné výkonové prvky trupu jsou vyrobeny z slitin hliníku a mají antikorozní nátěr. Přední část trupu s překrytem kabiny a kapotami motorové gondoly jsou vyrobeny z kompozitního materiálu na bázi sklolaminátu. Kokpit má dvoje dveře, okna jsou vybavena systémem proti námraze a stěrači. Levé a pravé dveře kabiny pro náklad a cestující a přídavný poklop v zadní části trupu zajišťují pohodlí při nakládání nemocných a zraněných osob na nosítka, stejně jako objemného nákladu. Podvozek ližiny je vyroben z masivních ohýbaných kovových trubek. Pružiny jsou kryty podběhy. Ocasní podpěra zabraňuje dotyku ocasního rotoru s přistávací plochou. Listy hlavního a ocasního rotoru jsou vyrobeny z kompozitních materiálů na bázi sklolaminátu a mohou být vybaveny systémem proti námraze. Čtyřlistý náboj hlavního rotoru je bez pantů, vyrobený ze dvou protínajících se sklolaminátových nosníků, z nichž každý je připevněn ke dvěma lopatkám. Dvoulistý náboj ocasního rotoru se společným horizontálním závěsem. palivové nádrže o celkové kapacitě 850 litrů jsou umístěny v podlaze trupu. Řídicí systém vrtulníku je drátový bez mechanické kabeláže, má čtyřnásobnou digitální redundanci a dvojnásobné redundantní nezávislé napájení. Moderní letové a navigační vybavení zajišťuje lety v jednoduchých i obtížných povětrnostních podmínkách a také lety podle pravidel VFR a IFR. Parametry vrtulníkových systémů jsou řízeny pomocí palubní jednotky informační systém ovládání BISK-A. Vrtulník je vybaven výstražným a poplašným systémem.

Vrtulník může být vybaven vodním přistávacím systémem, stejně jako hasicími a chemickými systémy.

Elektrárnou jsou dva plynové turbínové motory GTD-1000T o celkovém výkonu 2 × 735,51 kW. Motory jsou na trupu namontovány v samostatných gondolách. Přívody vzduchu jsou boční, vybavené zařízením na ochranu proti prachu. Boční panely gondol jsou sklopné a tvoří servisní plošiny. Hřídele motoru vystupují pod úhlem k centrální převodovce a skříni příslušenství. Výfukové trysky motorů jsou vychylovány směrem ven pod úhlem 24". Pro ochranu proti písku jsou instalovány filtry, které zabraňují z 90% pronikání částic o průměru větším než 20 mikronů do motoru.

Převodovka se skládá z motorových převodovek, mezipřevodovek, úhlových převodovek, hlavní převodovky, hřídele a pomocné převodovky. elektrárna, hřídel a úhlové ozubení volantu. Převodový systém využívá slitiny titanu.

Elektrický systém se skládá ze dvou izolovaných okruhů, z nichž jeden je napájen alternátorem 115-120V a druhý okruh je napájen generátorem 28V DC. Generátory jsou poháněny z převodovky hlavního rotoru.

Ovládání je zdvojené, s pevnou a kabelovou kabeláží a hydraulickými posilovači poháněnými z hlavního a záložního hydraulického systému. Čtyřkanálový autopilot AP-34B zajišťuje stabilizaci vrtulníku za letu z hlediska náklonu, kurzu, sklonu a výšky. Hlavní hydraulický systém dodává energii všem hydraulickým jednotkám a záložní - pouze hydraulické posilovače.

Systém topení a ventilace zajišťuje přívod ohřátého nebo studeného vzduchu do kabiny posádky a cestujících, systém proti námraze chrání listy hlavního a ocasního rotoru, přední okna kabiny posádky a přívody vzduchu do motoru před námrazou.

Komunikační zařízení zahrnuje velitelské KV pásmo - "Yurok", interkom SPU-34.

Bibliografie

1. Konstrukce vrtulníku / V.S. Krivcov, L.I. Losev, Ya.S. Karpov. - Učebnice. - Charkov: Nat. letectví a kosmonautiky un-t „Khark. letectví in-t", 2003. - 344 s.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. people.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

Stažení: Nemáte přístup ke stahování souborů z našeho serveru.

já

Vztlak a tah pro translační pohyb vrtulníku jsou generovány hlavním rotorem. V tom se liší od letadla a kluzáku, u kterých je vztlaková síla při pohybu ve vzduchu vytvářena nosnou plochou - křídlem, pevně spojeným s trupem, a tahem - vrtulí popř. tryskový motor(obr. 6).

V zásadě se dá srovnat let letadla a vrtulníku. V obou případech je vztlaková síla vytvářena v důsledku interakce dvou těles: vzduchu a letadla (letadlo nebo vrtulník).

Podle zákona o rovnosti akce a reakce vyplývá, že jakou silou působí letadlo na vzduch (hmotnost nebo gravitace), stejnou silou působí vzduch na letadlo (vztlaková síla).

Při letu letadla dochází k následujícímu jevu: přilétající proud vzduchu obtéká křídlo a zkosí se dolů za křídlem. Vzduch je ale neoddělitelné, spíše viskózní médium a na tomto sečení se podílí nejen vzduchová vrstva nacházející se v bezprostřední blízkosti plochy křídla, ale i její sousední vrstvy. Při obtékání křídla je tedy každou sekundu zkoseno poměrně značné množství vzduchu, přibližně rovné objemu válce, jehož průřez je kruh o průměru rovném rozpětí křídel a délka je rychlost letu za sekundu. Nejedná se o nic jiného než o druhý proud vzduchu zapojený do vytváření vztlakové síly křídla (obr. 7).

Rýže. 7. Objem vzduchu zapojený do vytváření vztlakové síly letadla

Z teoretické mechaniky je známo, že změna hybnosti za jednotku času se rovná působící síle:

Kde R - působící síla;

jako výsledek interakce s křídlem letadla. V důsledku toho bude vztlaková síla křídla rovna druhému nárůstu hybnosti podél vertikály ve vystupujícím proudu.

A -vertikální šikmá rychlost za křídlem dovnitř m/sec. Stejným způsobem lze celkovou aerodynamickou sílu hlavního rotoru vrtulníku vyjádřit jako druhý proud vzduchu a šikmou rychlost (indukovanou rychlost vystupujícího proudu vzduchu).

Rotující hlavní rotor smetá povrch, který si lze představit jako nosič podobně jako křídlo letadla (obr. 8). Vzduch proudící přes povrch, který je ometán hlavním rotorem, je v důsledku interakce s rotujícími lopatkami vržen dolů indukční rychlostí A. V případě vodorovného nebo šikmého letu proudí vzduch k povrchu smeten hlavním rotorem pod určitým úhlem (šikmé ofukování). Podobně jako u letadla lze objem vzduchu podílejícího se na vytvoření celkové aerodynamické síly hlavního rotoru znázornit jako válec, jehož základní plocha se rovná ploše povrchu smetenému hlavním rotorem a délka je rovná rychlosti letu, vyjádřené v m/sec.

Když je hlavní rotor na svém místě nebo ve vertikálním letu (přímé foukání), směr proudění vzduchu se shoduje s osou hlavního rotoru. V tomto případě bude vzduchový válec umístěn svisle (obr. 8, b). Celková aerodynamická síla hlavního rotoru je vyjádřena jako součin hmotnosti vzduchu proudícího přes povrch smetený hlavním rotorem za jednu sekundu a indukční rychlosti vycházejícího proudu:

indukční rychlost vycházejícího proudu dovnitř m/sec. Je nutné učinit výhradu, že v uvažovaných případech jak pro křídlo letadla, tak pro hlavní rotor vrtulníku pro indukovanou rychlost A indukční rychlost vystupujícího paprsku se odebírá v určité vzdálenosti od povrchu nosiče. Indukční rychlost proudění vzduchu, která se vyskytuje na samotné dosedací ploše, je dvakrát menší.

Taková interpretace původu vztlaku křídla nebo celkové aerodynamické síly hlavního rotoru není zcela přesná a platí pouze v ideálním případě. Pouze zásadně opravuje a jasně vysvětluje fyzikální význam jevu. Zde je vhodné poznamenat jednu velmi důležitou okolnost, která vyplývá z analyzovaného příkladu.

Je-li celková aerodynamická síla hlavního rotoru vyjádřena jako součin hmotnosti vzduchu proudícího povrchem smeteným hlavním rotorem a indukční rychlostí a objemem této hmoty je válec, jehož základnou je povrchová plocha smetá hlavním rotorem a délkou je rychlost letu, pak je naprosto jasné, že pro vytvoření tahu konstantní hodnoty (např. rovné hmotnosti vrtulníku) při vyšší rychlosti letu, a tedy s větším objemem vyfukovaného vzduchu, jsou zapotřebí nižší indukční otáčky a v důsledku toho nižší výkon motoru.

Naopak k udržení vrtulníku ve vzduchu při „visení“ na místě je potřeba větší výkon než při letu určitou dopřednou rychlostí, při které dochází vlivem pohybu vrtulníku k protiproudu vzduchu.

Jinými slovy, při vynaložení stejného výkonu (například jmenovitého výkonu motoru) lze v případě šikmého letu dostatečně vysokou rychlostí dosáhnout většího stropu než při vertikálním stoupání, kdy celková rychlost pohybu

vrtulníků je méně než v prvním případě. Proto má vrtulník dva stropy: statický při stoupání ve vertikálním letu a dynamický když se výška získá při nakloněném letu, a dynamický strop vždy vyšší než statický.

Existuje mnoho podobností v činnosti hlavního rotoru vrtulníku a vrtule letadla, ale existují také zásadní rozdíly, o kterém bude řeč později.

Při porovnání jejich práce lze vidět, že celková aerodynamická síla, a tedy i tah hlavního rotoru vrtulníku, který je složkou síly

Rve směru osy náboje vždy více (5-8x) pro stejný výkon motoru a stejnou hmotnost letadlo z toho důvodu, že průměr hlavního rotoru vrtulníku je několikanásobně větší než průměr vrtule letadla. V tomto případě je rychlost vyhazování vzduchu hlavního rotoru menší než rychlost vyhazování vrtule.

Velikost tahu hlavního rotoru závisí do značné míry na jeho průměru.

Da počet otáček. Při zdvojnásobení průměru vrtule se její tah zvýší přibližně 16krát, při zdvojnásobení počtu otáček se tah zvýší přibližně 4krát. Kromě toho závisí tah hlavního rotoru také na hustotě vzduchu ρ, úhlu lopatek φ (rozteč hlavního rotoru),geometrické a aerodynamické charakteristiky dané vrtule, jakož i na letovém režimu. Vliv posledních čtyř faktorů se obvykle vyjadřuje ve vzorcích tahu vrtule prostřednictvím součinitele tahu na . .

Takže tah hlavního rotoru vrtulníku bude úměrný:

- koeficient tahu............. a r

Je třeba poznamenat, že hodnota tahu během letů v blízkosti země je ovlivněna takzvaným „vzduchovým polštářem“, díky kterému může vrtulník vzlétnout ze země a vystoupat o několik metrů s menší silou, než je potřeba pro „visení“ při výška 10-15 m Přítomnost „vzduchového polštáře“ se vysvětluje skutečností, že vzduch vyvržený vrtulí dopadá na zem a je poněkud stlačen, tj. zvyšuje jeho hustotu. Účinek „vzduchového polštáře“ je zvláště silný, když vrtule běží blízko země. Vlivem komprese vzduchu vzroste tah hlavního rotoru v tomto případě při stejném příkonu o 30-

40%. Se vzdáleností od země však tento vliv rychle klesá a ve výšce letu rovné polovině průměru vrtule „vzduchový polštář“ zvyšuje tah pouze o 15- 20%. Výška „vzduchového polštáře“ je přibližně stejná jako průměr hlavního rotoru. Dále zmizí zvýšení trakce.

Pro hrubý výpočet tahu hlavního rotoru v režimu visení se používá následující vzorec:

koeficient charakterizující aerodynamickou kvalitu hlavního rotoru a vliv „vzduchového polštáře“. V závislosti na charakteristice hlavního rotoru hodnota koeficientu A když se vznáší u země, může mít hodnoty 15 - 25.

Hlavní rotor vrtulníku má nesmírně důležitou vlastnost - schopnost vytvořit vztlak v režimu samorotace (autorotace) v případě zastavení motoru, což umožňuje vrtulníku bezpečné klouzání nebo sestup a přistání na padáku.

Rotující hlavní rotor udržuje požadovaný počet otáček při plánování nebo seskoku s padákem, pokud jsou jeho listy posunuty do malého instalačního úhlu

(l--5 0) 1. Zároveň je zachována zvedací síla, která zajišťuje klesání konstantní vertikální rychlostí (6-10 m/s), s jeho následné snížení při zarovnání před přistáním na l--1,5 m/sec.

Podstatný rozdíl je v chodu hlavního rotoru v případě motorového letu, kdy se výkon z motoru přenáší na vrtuli, a v případě samorotačního letu, kdy získává energii k otáčení. vrtule od přicházejícího proudu vzduchu, je zde podstatný rozdíl.

Při motorovém letu proudí přilétající vzduch do hlavního rotoru shora nebo shora pod úhlem. Když šroub pracuje v režimu samorotace, vzduch proudí do roviny otáčení zespodu nebo pod úhlem zdola (obr. 9). Úkos proudění za rotorem bude v obou případech směřovat dolů, protože indukovaná rychlost bude podle věty o hybnosti směřovat přímo proti tahu, tj. přibližně dolů podél osy rotoru.

Tady mluvíme o efektivním úhlu instalace, na rozdíl od konstruktivního.

Obecná ustanovení.

Hlavní rotor vrtulníku (HB) je navržen tak, aby vytvářel vztlak, hnací (pohonnou) sílu a řídicí momenty.

Hlavní rotor se skládá z náboje, lopatek, které jsou k náboji připevněny pomocí závěsů nebo elastických prvků.

Listy hlavního rotoru díky přítomnosti tří závěsů na náboji (horizontální, vertikální a axiální) vykonávají za letu složitý pohyb: - rotují kolem osy HB, pohybují se spolu s vrtulníkem v prostoru, mění svou úhlovou polohu, otáčení v těchto pantech, takže aerodynamika listu hlavního rotoru je složitější než aerodynamika křídla letadla.

Charakter proudění kolem NV závisí na režimech letu.

Hlavní geometrické parametry hlavního rotoru (NV).

Hlavními parametry HB jsou průměr, stíraná plocha, počet lopatek, faktor plnění, rozteč horizontálních a vertikálních závěsů a specifické zatížení stírané plochy.

Průměr D je průměr kružnice, po které se pohybují konce lopatek, když je HV na svém místě. Moderní vrtulníky mají průměr 14-35 m.

Zametená oblast Fom je oblast kruhu, která popisuje konce čepelí HB, když pracuje na místě.

Faktor plněníσ.je rovno:

σ \u003d (Z l F l) / F ohm (12,1);

kde Z l je počet lopatek;

F l - plocha čepele;

F ohm - rozmítaná plocha HB.

Charakterizuje stupeň zaplnění zametané oblasti lopatkami, pohybuje se v rámci s=0,04¸0,12.

Se zvýšením faktoru plnění se tah HB zvyšuje na určitou hodnotu v důsledku nárůstu skutečné plochy nosných ploch a poté klesá. Pokles tahu je způsoben vlivem zkosení toku a víru z náběžné lopatky. S nárůstem s je nutné zvýšit výkon dodávaný do NV z důvodu zvýšení odporu lopatek. S nárůstem s se krok potřebný k získání daného tahu snižuje, což posunuje NV od režimů zastavení. Charakteristiky blokovacích režimů a důvody jejich výskytu budou diskutovány níže.

Rozteč vodorovných l g a svislých l v závěsech je vzdálenost od osy závěsu k ose otáčení HB. Lze uvažovat relativně (12.2.)

Nachází se v . Přítomnost rozteče závěsů zlepšuje účinnost podélně-příčného ovládání.

je definován jako poměr hmotnosti vrtulníku k ploše smeteného HB.

(12.3.)

Základní kinematické parametry NV.

Mezi hlavní kinematické parametry NV patří frekvence nebo úhlová rychlost otáčení, úhel náběhu NV, úhly obecného nebo cyklického kroku.

Frekvence otáčení n s - počet otáček HB za sekundu; úhlová rychlost otáčení HB - určuje jeho obvodovou rychlost w R .

Hodnota w R u moderních vrtulníků je 180¸220 m/s.

Úhel náběhu HB (A) se měří mezi vektorem rychlosti volného proudu a c
Rýže. 12.1 Úhly náběhu hlavního rotoru a způsoby jeho činnosti.

rovinu rotace NV (obr. 12.1). Úhel A je považován za kladný, pokud proudění vzduchu proudí do HB zespodu. V režimech vodorovného letu a stoupání je A záporné, při klesání je A kladné. 900.

Kolektivní úhel stoupání je montážní úhel všech lopatek HB v průřezu při poloměru 0,7R.

Úhel cyklického kroku HB závisí na režimu činnosti HB, tato problematika je podrobně zvažována při analýze šikmého ofukování HB.

Hlavní parametry čepele HB.

Mezi hlavní geometrické parametry čepele patří poloměr, tětiva, úhel instalace, tvar průřezu, geometrické zkroucení a tvar čepele v půdorysu.

Aktuální poloměr r řezu lopatky určuje její vzdálenost od osy otáčení HB. Je určen relativní poloměr

(12.4);

Profilová tětiva- přímka spojující nejvzdálenější body profilu řezu, označená b (obr. 12.2).

Rýže. 12.2. Parametry profilu čepele. Úhel čepele j je úhel mezi tětivou části lopatky a rovinou rotace HB.

Montážní úhel j o `r=0,7 s neutrální polohou ovládacích prvků a absencí máchání se považuje za montážní úhel celé lopatky a celkovou rozteč HB.

Profil sekce čepele je tvar řezu s rovinou kolmou k podélné ose čepele, vyznačující se maximální tloušťkou s max , relativní tloušťkou konkávnost f a zakřivení . Na rotorech se zpravidla používají bikonvexní, asymetrické profily s mírným zakřivením.

Geometrické zkroucení vzniká zmenšením úhlů sekcí od pažby ke konci listu a slouží ke zlepšení aerodynamických charakteristik listu Listy vrtulníků mají v půdorysu obdélníkový tvar, což není z aerodynamického hlediska optimální, ale technologicky jednodušší.

Kinematické parametry lopatky jsou určeny úhly azimutální polohy, zdvihu, švihu a úhlu náběhu.

Úhel polohy azimutu y je určeno směrem otáčení HB mezi podélnou osou lopatky v daném čase a podélnou osou nulové polohy lopatky. Čára nulové polohy ve vodorovném letu se prakticky shoduje s podélnou osou ocasního ráhna vrtulníku.

Úhel vrhání b definuje úhlové posunutí lopatky ve vodorovném závěsu vzhledem k rovině otáčení. Je považováno za pozitivní, když se čepel odchýlí nahoru.

Úhel výkyvu x charakterizuje úhlové posunutí lopatky ve svislém závěsu v rovině otáčení (obr. 12.). Za kladné se považuje, když se čepel vychyluje proti směru otáčení.

Úhel náběhu prvku lopatky a je určen úhlem mezi tětivou prvku a přicházejícím prouděním.

Tažení čepele.

Odpor lopatky je aerodynamická síla působící v rovině rotace náboje a směřující proti rotaci HB.

Čelní odpor čepele se skládá z profilového, indukčního a vlnového odporu.

Odpor profilu je způsoben dvěma důvody: rozdílem tlaků před lopatkou a za ní (tlakový odpor) a třením částic v mezní vrstvě (třecí odpor).

Tlaková odolnost závisí na tvaru profilu lopatky, tzn. na relativní tloušťce () a relativním zakřivení () profilu. Čím více a tím větší odpor. Tlaková odolnost nezávisí na úhlu náběhu v provozních podmínkách, ale zvyšuje se v kritických a.

Třecí odpor závisí na rychlosti otáčení HB a stavu povrchu lopatek. Indukční odpor je odpor způsobený sklonem skutečného zdvihu v důsledku zešikmení proudění. Indukční odpor lopatky závisí na úhlu náběhu α a roste s jeho nárůstem. Vlnový odpor vzniká na postupující radlici, když rychlost letu překročí vypočítanou a na lopatku se objeví rázy.

Drag, stejně jako tah, závisí na hustotě vzduchu.

Impulzní teorie generování tahu hlavního rotoru.

Fyzikální podstata teorie impulsů je následující. Funkční ideální vrtule odhazuje vzduch a uděluje jeho částicím určitou rychlost. Před vrtulí se vytvoří sací zóna, za vrtulí poklesová zóna a vrtulí se vytvoří proudění vzduchu. Hlavními parametry tohoto proudění vzduchu jsou indukční rychlost a nárůst tlaku vzduchu v rovině otáčení vrtule.

V režimu axiálního proudění se vzduch přibližuje k NV ze všech stran a za vrtulí se vytváří škrtící proud vzduchu. Na Obr. 12.4. poměrně velká koule je zobrazena uprostřed na objímce HB se třemi charakteristickými sekcemi: sekce 0, umístěná daleko před šnekem, v rovině otáčení šneku, sekce 1 s rychlostí proudění V 1 (rychlost sání) a sekce 2 s rychlostí proudění V 2 (rychlost odmítnutí).

Proud vzduchu vrhá HB silou T, ale stejnou silou vzduch tlačí i na vrtuli. Tato síla bude přítlačnou silou hlavního rotoru. Síla je rovna součinu hmotnosti tělesa a
Rýže. 12.3. K vysvětlení impulsní teorie vytváření tahu.

zrychlení, které těleso obdrželo působením této síly. Proto bude tah HB roven

(12.5.)

kde m s je druhá hmotnost vzduchu procházející oblastí HB rovna

(12.6.)

kde je hustota vzduchu;

F je plocha zametená šroubem;

V 1 - indukční průtok (rychlost sání);

a je zrychlení toku.

Vzorec (12.5.) může být znázorněn v jiné formě

(12.7.)

protože podle teorie ideálního šneku je rychlost vypouštění vzduchu V šnekem dvojnásobkem rychlosti sání V 1 v rovině otáčení HB.

(12.8.)

Téměř zdvojnásobení indukční rychlosti nastává ve vzdálenosti rovné poloměru HB. Sací rychlost V 1 pro vrtulníky Mi-8 je 12m/s, pro Mi-2 - 10m/s.

Závěr: Tažná síla hlavního rotoru je úměrná hustotě vzduchu, rozmítané ploše HB a indukční rychlosti (rychlosti HB).

Pokles tlaku v sekci 1-2 vzhledem k atmosférický tlak v nerušeném vzdušné prostředí se rovná třem rychlostním hlavám indukční rychlosti

(12.9.)

což způsobuje zvýšení odolnosti konstrukčních prvků vrtulníku umístěných za HB.

Teorie prvků čepele.

Podstata teorie prvku čepele je následující. Je uvažováno proudění kolem každé malé části prvku lopatky a jsou určeny elementární aerodynamické síly dу e a dx e působící na lopatku. Zvedací síla lopatky Ul a odpor lopatky X l jsou určeny jako výsledek sčítání takových elementárních sil působících po celé délce lopatky od její tupé části (r až) ke konci (R) :

Aerodynamické síly působící na hlavní rotor jsou definovány jako součet sil působících na všechny lopatky.

Pro určení tahu hlavního rotoru se používá vzorec podobný vzorci vztlaku křídla.

(12.10.)

Podle teorie prvku lopatky je tahová síla vyvinutá hlavním rotorem úměrná koeficientu tahu, zvednuté ploše HB, hustotě vzduchu a druhé mocnině obvodové rychlosti konce lopatek. .

Závěry z teorie impulsu a teorie prvku lopatky se vzájemně doplňují.

Na základě těchto závěrů vyplývá, že přítlačná síla HB v režimu axiálního proudění závisí na hustotě vzduchu (teplotě), montážním úhlu lopatek (rozteč HB) a rychlosti otáčení hlavního rotoru.

Provozní režimy HB.

Pracovní režim hlavního rotoru je určen polohou HB v proudu vzduchu (obr. 12.1) V závislosti na tom jsou určeny dva hlavní provozní režimy: axiální a šikmý režim proudění. Režim axiálního proudění je charakteristický tím, že přicházející nerušené proudění se pohybuje rovnoběžně s osou průchodky HB (kolmo k rovině otáčení průchodky HB). V tomto režimu pracuje hlavní rotor v režimech vertikálního letu: visení, vertikální stoupání a klesání vrtulníku. Hlavním rysem tohoto režimu je, že poloha lopatky vzhledem k proudění dopadajícím na šroub se nemění, a proto se aerodynamické síly nemění, když se lopatka pohybuje v azimutu. Režim šikmého proudění je charakteristický tím, že proud vzduchu probíhá na NV pod úhlem k její ose (obr. 12.4.). Vzduch se přibližuje k vrtuli rychlostí V a je vychylován směrem dolů díky indukční rychlosti sání Vi. Výsledná rychlost proudění přes NV bude rovna vektorovému součtu rychlostí nerušeného proudění a indukované rychlosti

V1 = V + Vi (12.11.)

V důsledku toho se zvyšuje druhý proud vzduchu proudící přes NV a následně i tah hlavního rotoru, který se zvyšuje s rostoucí rychlostí letu. V praxi je pozorován nárůst NV tahu při rychlostech nad 40 km/h.

Rýže. 12.4. Provoz hlavního rotoru v režimu šikmého foukání.

Šikmý obláček. Efektivní rychlost proudění kolem prvku lopatky v rovině rotace NV a její změna po stírané ploše NV.

V režimu axiálního proudění je každý prvek lopatky v proudu, jehož rychlost je rovna obvodové rychlosti prvku , kde je poloměr daného prvku lopatky (obr.12.6).

V režimu šikmého proudění s úhlem náběhu HB nerovnajícím se nule (A=0) závisí výsledná rychlost W, se kterou proudění obtéká lopatkový element, na obvodové rychlosti elementu u, rychlosti letu V1. a úhel azimutu.

W = u + V1 sinψ (12.12.)

těch. při konstantní rychlosti letu a konstantní rychlosti otáčení HB (ωr = konst.) se efektivní rychlost proudění kolem lopatky bude měnit v závislosti na úhlu azimutu.

Obr.12.5. Změna rychlosti proudění kolem lopatky v rovině rotace hnací látky.

Změna efektivní rychlosti proudění kolem smetého povrchu NV.

Na Obr. 12.6. ukazuje vektory rychlosti proudění, které vchází do prvku lopatky v důsledku sečtení obvodové rychlosti a rychlosti letu. Diagram ukazuje, že efektivní rychlost proudění se mění jak podél lopatky, tak v azimutu. Obvodová rychlost se zvyšuje od nuly v ose náboje vrtule k maximu na koncích listů. V azimutu 90 o rychlosti prvků lopatky je , při azimutu 270 o je výsledná rychlost u paty lopatky v zóně o průměru d proudění probíhá ze strany žebra, tzn. vzniká zóna zpětného proudění, zóna, která se nepodílí na vytváření tahu.

Průměr zóny zpětného proudění je tím větší, čím větší je poloměr NV a čím větší je rychlost letu při konstantní frekvenci otáčení NV.

Při azimutech y=0 a y=180 0 je výsledná rychlost prvků lopatky .

Obr.12.6. Změna efektivní rychlosti proudění kolem smeteného povrchu výbušnin.

Šikmý obláček. Aerodynamické síly prvku lopatky.

Když je lopatkový prvek v proudu, vzniká celková aerodynamická síla lopatkového prvku, která se může v systému souřadnic rychlosti rozložit na vztlakovou a odporovou sílu.

Hodnota elementární aerodynamické síly je určena vzorcem:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

Sečtením elementárních přítlačných sil a sil odporu proti otáčení lze určit velikost přítlačné síly a odporu proti otáčení celé lopatky.

Místem působení aerodynamických sil lopatky je střed tlaku, který se nachází v průsečíku celkové aerodynamické síly s tětivou lopatky.

Velikost aerodynamické síly je dána úhlem náběhu lopatkového prvku, což je úhel mezi tětivou lopatkového prvku a nabíhajícím prouděním (obr. 12.7).

Úhel instalace prvku listu φ je úhel mezi konstrukční rovinou hlavního rotoru (CPV) a tětivou prvku listu.

Úhel přítoku je úhel mezi rychlostmi a . (obr. 12.7.)

12.7 Aerodynamické síly prvku lopatky při šikmém ofukování.

Vznik klopného momentu při tuhém upevnění lopatek. Tažné síly jsou vytvářeny všemi prvky lopatky, ale prvky umístěné ve ¾ poloměru lopatky budou mít největší elementární síly T l, hodnota výslednice T l v režimu šikmého proudění kolem tahu lopatky. čepel závisí na azimutu. Při ψ = 90 je maximum, při ψ = 270 minimum. Takové rozložení elementárních přítlačných sil a umístění výsledné síly vede ke vzniku velkého proměnného ohybového momentu na patě lopatky M izg.

Tento moment vytváří velké zatížení v místě připojení čepele, což může vést k jeho zničení. V důsledku nerovnosti tyčí T l1 a T l2 vzniká klopný moment vrtulníku,

M x \u003d T l1 r 1 -T l2 r 2, (12.14.)

která se zvyšuje s rychlostí vrtulníku.

Vrtule s pevnými listy má následující nevýhody (obrázek 12.8):

Přítomnost klopného momentu v režimu šikmého proudění;

Přítomnost velkého ohybového momentu v místě připojení čepele;

Změna tahu čepele v azimutu.

Tyto nedostatky odstraňuje připevnění lopatky k náboji pomocí horizontálních závěsů.

Obr. 12.8 Vznik klopného momentu při tuhém upevnění lopatek.

Vyrovnání momentu přítlačné síly v různých polohách azimutu lopatky.

V přítomnosti horizontálního závěsu tvoří tah čepele vůči tomuto závěsu moment, který čepel otáčí (obr. 12. 9). Přítlačný moment T l1 (T l2) způsobuje rotaci lopatky vzhledem k tomuto závěsu

nebo (12.15.)

moment se tedy nepřenáší na pouzdro, tzn. je eliminován moment převrácení vrtulníku. Ohybový moment Muzg. u kořene lopatky se rovná nule, její kořenová část je nezatížená, ohyb lopatky se snižuje, v důsledku toho se snižují únavová napětí. Sníží se vibrace způsobené změnami tahu v azimutu. Horizontální závěs (HH) tedy plní následující funkce:

Eliminuje moment převrácení v režimu šikmého foukání;

Vysune kořenovou část čepele z M ven;

Zjednodušte ovládání hlavního rotoru;

Zlepšit statickou stabilitu vrtulníku;

Snižte množství změn v tahu lopatky v azimutu.

Snižuje únavové namáhání čepele a snižuje její vibrace v důsledku změn přítlačné síly v azimutu;

Změna úhlů náběhu prvku čepele vlivem zdvihu.

Když se lopatka pohybuje v režimu šikmého foukání v azimutu ψ od 0 do 90°, rychlost proudění kolem lopatky neustále roste vlivem složky horizontální rychlosti letu (při malých úhlech náběhu HB ) (Obr. 12. 10.)

těch. . (12.16.)

V souladu s tím se zvyšuje přítlačná síla lopatky, která je úměrná druhé mocnině rychlosti volného proudění a přítlačnému momentu této lopatky vzhledem k horizontálnímu závěsu. Čepel se vychyluje nahoru
Obrázek 12.9 Vyrovnání momentu přítlačné síly v různých polohách azimutu lopatky.

řez lopatky je navíc ofukován shora (obr. 12.10), a tím dochází ke snížení skutečných úhlů náběhu a snížení zdvihu lopatky, což vede k aerodynamické kompenzaci klapek. Při pohybu z ψ 90 na ψ 180 se rychlost proudění kolem lopatek snižuje, úhly náběhu se zvětšují. Při azimutu ψ = 180 o a při ψ = 0 o je rychlost proudění lopatek stejná a rovna ωr.

Do azimutu ψ = 270 o začne lopatka klesat v důsledku poklesu rychlosti proudění a poklesu T l, přičemž lopatky jsou navíc zespodu ofukovány, což způsobuje zvětšení úhlů náběhu prvku lopatky, a tedy určité zvýšení zdvihu.

Při ψ = 270 je rychlost proudění kolem lopatky minimální, výkyv Vy lopatky směrem dolů je maximální a úhly náběhu na koncích lopatek jsou téměř kritické. V důsledku rozdílu v rychlosti proudění kolem lopatky při různých azimutech se úhly náběhu při ψ = 270 o několikanásobně zvětší, než při ψ = 90 o klesnou. Proto se zvýšením rychlosti letu vrtulníku v oblasti azimutu ψ = 270 o mohou úhly náběhu překročit kritické hodnoty, což způsobí oddělení proudění od prvků lopatky.

Šikmé proudění vede k tomu, že úhly klapek v přední části disku HB v oblasti azimutu 180 0 jsou mnohem větší než v zadní části disku v oblasti azimutu 0 0 . Tento sklon disku se nazývá překážka HB kužele. Změna úhlů zdvihu lopatky v azimutu na volném HB, když není ovládání zdvihu, se mění následovně:

azimut od 0 do 90 0:

Zvyšuje se výsledná rychlost proudění kolem lopatky, vzrůstá vztlaková síla a její moment;

Úhel zdvihu b a vertikální rychlost V y se zvyšují;

azimut 90 0:

Swing up rychlost V y maximum;

azimut 90 0 – 180 0:

Zvedací síla lopatky se snižuje snížením výsledné rychlosti proudění;

Rychlost zdvihu Vy se snižuje, ale úhel zdvihu kotouče se stále zvyšuje.

azimut 200 0 – 210 0:

Vertikální rychlost kyvu je rovna nule V y = 0, úhel kyvu lopatky b je maximální, lopatka v důsledku poklesu vztlaku klesá;

azimut 270 0:

Rychlost proudění kolem lopatky je minimální, zvedací síla a její moment jsou sníženy;

Swing down speed V y - maximální;

Úhel zdvihu b se zmenšuje.

azimut 20 0 – 30 0:

Rychlost proudění kolem lopatky se začíná zvyšovat;

V y \u003d 0, úhel výkyvu směrem dolů je maximální.

Pro volnou pravostrannou rotaci NV se šikmým foukáním se tedy kužel zhroutí zpět doleva. S rostoucí rychlostí letu se zvyšuje překážka kužele.

Obr.12.10 Změna úhlů náběhu prvku čepele v důsledku zdvihu.

Regulátor zdvihu (RV). Letmý pohyb vede ke zvýšení dynamického zatížení konstrukce listu a nepříznivé změně úhlů náběhu listů podél rotorového disku. Snížení amplitudy výkyvu a změnu přirozeného sklonu kužele HB zleva doprava provádí regulátor výkyvu. Regulátor výkyvu (obr. 12.11.) je kinematické spojení mezi axiálním závěsem a otočným prstencem kyvné desky, které zajišťuje zmenšení úhlů lopatek j se snížením úhlu výkyvu b a naopak zvětšení v úhlu lopatek se zvětšením úhlu výkyvu. Toto spojení spočívá v posunutí bodu uchycení tahu z kyvné desky na vodítko axiálního závěsu (bod A) (obr. 12.12) od osy horizontálního závěsu. U vrtulníků typu Mi odvaluje ovládání zdvihu kužel HB dozadu a doprava. V tomto případě je boční složka podél osy Z výsledné HB síly nasměrována doprava proti směru tahu ocasního rotoru, což zlepšuje podmínky pro boční vyvážení vrtulníku.

Obr.12.11 Ovladač rozmítání, Kinematické schéma. . . Rovnováha čepele vzhledem k horizontálnímu závěsu.

Při pohybu klapky lopatky (obr. 12.12.) v rovině přítlačné síly na ni působí následující síly a momenty:

Tah T l, působící na ¾ délky čepele, tvoří moment M t \u003d T a, otáčením čepele se zdvih zvyšuje;

Odstředivá síla F cb působící kolmo na konstrukční osu rotace HB směrem ven. Setrvačná síla od zdvihu lopatky, směřující kolmo k ose lopatky a proti zrychlení zdvihu;

Tíhová síla G l působí na těžiště čepele a vytváří moment M G =G·při otáčení čepele pro snížení zdvihu.

Lopatka zaujímá polohu v prostoru podél výsledné síly Rl. Rovnovážné podmínky lopatky vzhledem k horizontálnímu závěsu jsou určeny výrazem

(12.17.)

Obr.12.12. Síly a momenty působící na čepel v rovině zdvihu.

Lopatky HB se pohybují podél tvořící přímky kužele, jejíž vrchol je umístěn ve středu náboje a osa je kolmá k rovině konců lopatek.

Každá lopatka zaujímá v určitém azimutu Ψ stejné úhlové polohy β l vzhledem k rovině rotace HB.

Pohyb lopatek setrvačníku je cyklický, přesně se opakuje s periodou rovnou době jedné otáčky HB.

Moment vodorovných závěsů objímky HB (M gsh).

V režimu axiálního proudění kolem NV je výslednice sil lopatek R n směrována podél osy NV a působí ve středu objímky. V režimu šikmého foukání se síla R n odchyluje směrem k zablokování kužele. Vzhledem k rozteči vodorovných závěsů neprochází středem objímky aerodynamická síla R n a mezi vektorem síly R n a středem objímky je vytvořeno osazení. Existuje moment Mgsh, nazývaný moment setrvačnosti horizontálních závěsů pouzdra HB. Záleží na rozteči l r vodorovných závěsů. Moment vodorovných závěsů pouzdra HB Mgsh se zvětšuje s rostoucí vzdáleností l r a směřuje k ucpání kužele HB.

Přítomnost oddělení horizontálních závěsů zlepšuje tlumicí vlastnosti HB, tzn. zlepšuje dynamickou stabilitu vrtulníku.

Rovnováha čepele vzhledem k vertikálnímu závěsu (VSH).

Během rotace HB se čepel vychýlí o úhel x. Úhel kyvu x se měří mezi radiální linií a podélnou osou lopatky v rovině rotace HB a bude kladný, pokud se lopatka otočí zpět vůči radiální linii (zaostává) (obr. 12.13.).

V průměru je úhel výkyvu 5-10 o a v režimu samorotace je záporný a rovná se 8-12 o v rovině otáčení HB. Na čepel působí následující síly:

brzdná síla X l, působící ve středu tlaku;

Odstředivá síla směřující podél přímky spojující těžiště lopatky a osu rotace HB;

Setrvačná síla Fin, směřující kolmo k ose lopatky a protilehlá ke zrychlení, působí na těžiště lopatky;

Coriolisovy síly F k se střídavě znaménkem působící ve středu hmoty čepele.

Vznik Coriolisovy síly se vysvětluje zákonem zachování energie.

Energie otáčení závisí na poloměru, pokud se poloměr zmenšil, pak se část energie použije ke zvýšení úhlové rychlosti otáčení.

Proto, když se čepel kýve nahoru, poloměr r ц2 těžiště čepele a obvodová rychlost se zmenšují, objeví se Coriolisovo zrychlení, které má tendenci zrychlovat rotaci, a tedy síla - Coriolisova síla, která otáčí čepel relativně dopředu. ke svislému závěsu. S klesajícím úhlem zdvihu bude Coriolisovo zrychlení a tím i síla směřovat proti rotaci. Coriolisova síla je přímo úměrná hmotnosti ostří, rychlosti otáčení HB, úhlové rychlosti zdvihu a úhlu záběru.

Výše uvedené síly tvoří momenty, které musí být vyváženy v každém azimutu dráhy pohybu lopatky.

. (12.15.)

Obr.12.13.. Rovnováha lopatky vůči vertikálnímu závěsu (VSH).

Výskyt momentů na NV.

Během provozu NV vznikají následující body:

Točivý moment M k, vytvářený silami aerodynamického odporu lopatek, je určen parametry HB;

Reakční moment M p je aplikován na hlavní převodovku a přes rám převodovky na trupu .;

Točivý moment motorů přenášený přes hlavní převodovku na HB hřídel je dán točivým momentem motorů.

Krouticí moment motorů je směrován podél otáčení HB a jalový a krouticí moment HB směřuje proti otáčení. Točivý moment motoru je určen spotřebou paliva, programem automatického řízení, vnějšími atmosférickými podmínkami.

V ustálených letových režimech M až = M p = - M dv.

HB moment je někdy ztotožňován s HB reaktivním momentem nebo s momentem motoru, ale jak je z výše uvedeného patrné, fyzikální podstata těchto momentů je odlišná.

Kritická pásma proudění kolem NV.

Při šikmém foukání na NV se tvoří následující kritické zóny (obr. 12.14.):

Zóna zpětného toku;

Zóna stání;

Wave Crisis Zone;

Zóna přetáčení. V oblasti azimutu 270 0 v horizontálním letu je vytvořena zóna, ve které jsou tupé části lopatek létány nikoli zepředu, ale od odtokové hrany lopatky. Úsek listu umístěný v této zóně se nepodílí na vytváření zvedací síly listu. Tato zóna závisí na rychlosti letu, čím vyšší je rychlost letu, tím větší je zóna zpětného proudění.

Zóna stání. Při letu v azimutu 270 0 - 300 0 na koncích lopatek se vlivem výkyvu lopatky směrem dolů zvětšují úhly náběhu části lopatky. Tento efekt je zesílen se zvýšením rychlosti letu vrtulníku, protože. současně se zvyšuje rychlost a amplituda máchání lopatek. Při výrazném zvýšení výšky HB nebo zvýšení rychlosti letu dochází v této zóně k zastavení proudění (obr. 12.14.) V důsledku toho, že lopatky dosahují nadkritických úhlů náběhu, což vede ke snížení vztlaku a zvýšení odpor lopatek umístěných v této zóně. Tah hlavního rotoru v tomto sektoru klesá a při velkém překročení rychlosti letu na HB se objevuje výrazný klopný moment.

Vlnová krizová zóna. Vlnový odpor na lopatkě se vyskytuje v oblasti azimutu 90 0 při vysoké rychlosti letu, kdy rychlost proudění kolem lopatky dosahuje místní rychlosti zvuku a vznikají lokální rázy, které způsobují prudký nárůst koeficientu Сho. kvůli výskytu vlnového odporu

C ho \u003d C xtr + C xv. (12.18.)

Vlnový odpor může být několikanásobně větší než třecí odpor a od rázové vlny na každé lopatkě se objevují cyklicky a po krátkou dobu, což způsobuje vibrace lopatky, které se zvyšují se zvyšující se rychlostí letu. Kritické oblasti proudění kolem hlavního rotoru snižují účinnou plochu hlavního rotoru, a tím i tah HB, zhoršují aerodynamické a provozní vlastnosti vrtulníku jako celku, proto jsou spojena rychlostní omezení letů vrtulníků s uvažovanými jevy.

.Vírový kroužek.

Režim vírového prstence nastává při nízké horizontální rychlosti a vysoké vertikální rychlosti klesání vrtulníku, když jsou motory vrtulníku v chodu.

Když vrtulník v tomto režimu klesá, v určité vzdálenosti pod HB, a povrch a-a, kde se indukční rychlost poklesu rovná rychlosti poklesu V y (obr. 12.15). Po dosažení tohoto povrchu se indukční proud otočí směrem k HB, je jím částečně zachycen a je opět vržen dolů. S nárůstem Vy se povrch a-a přibližuje k HB a při určité kritické rychlosti poklesu je téměř všechen vytlačený vzduch opět nasáván hlavním rotorem a vytváří vírový torus kolem šroubu. Nastupuje režim vírového prstence.

Obr 12.14. Kritická pásma proudění kolem NV.

V tomto případě celkový tah HB klesá, vertikální rychlost poklesu V y se zvyšuje. Povrch sekce a-a periodicky se láme, torusové víry dramaticky mění rozložení aerodynamického zatížení a povahu kývavého pohybu lopatek. Výsledkem je, že tah HB začne pulzovat, vrtulník se třese a převaluje, účinnost řízení se zhoršuje, ukazatel rychlosti a variometr poskytují nestabilní údaje.

Čím menší je úhel instalace lopatek a rychlost horizontálního letu, čím větší je vertikální rychlost klesání, tím intenzivněji se projevuje režim vírového prstence. klesání při rychlosti letu 40 km/h nebo méně.

Aby se zabránilo přechodu vrtulníku do režimu „vírový prstenec“, je nutné splnit požadavky Letové příručky pro omezení vertikální rychlosti.