Uvod

Projektiranje helikoptera složen je proces koji se razvija tijekom vremena, podijeljen u međusobno povezane faze i faze projektiranja. Zrakoplov koji se stvara mora ispunjavati tehničke zahtjeve i ispunjavati tehničke i ekonomske karakteristike navedene u projektni zadatak za dizajn. Projektni zadatak sadrži početni opis helikoptera i njegovih letnih karakteristika, osiguravajući visoku ekonomsku učinkovitost i konkurentnost projektiranog stroja, a to su: nosivost, brzina leta, dolet, statički i dinamički strop, vijek trajanja, trajnost i cijena.

Projektni zadatak pojašnjava se u fazi predprojektnog istraživanja, tijekom kojeg se provodi pretraživanje patenata, analiza postojećih tehničkih rješenja, istraživački i razvojni rad. Glavna zadaća predprojektnog istraživanja je traženje i eksperimentalna provjera novih principa funkcioniranja projektiranog objekta i njegovih elemenata.

U fazi preliminarnog dizajna odabire se aerodinamički dizajn, oblikuje se izgled helikoptera i izračunavaju glavni parametri kako bi se osiguralo postizanje zadanih karakteristika leta. Ti parametri uključuju: težinu helikoptera, snagu pogonskog sustava, dimenzije glavnog i repnog rotora, težinu goriva, težinu instrumentacije i posebne opreme. Rezultati proračuna koriste se u razvoju rasporeda helikoptera i izradi centriranja za određivanje položaja središta mase.

Projektiranje pojedinih jedinica i komponenti helikoptera, uzimajući u obzir odabrana tehnička rješenja, provodi se u fazi razvoja tehničkog projekta. U tom slučaju parametri projektiranih jedinica moraju zadovoljiti vrijednosti koje odgovaraju idejnom projektu. Neki parametri mogu se poboljšati kako bi se optimizirao dizajn. Tijekom tehničkog projektiranja provode se proračuni aerodinamičke čvrstoće i kinematike komponenti, izbor konstrukcijskih materijala i projektnih shema.

U fazi detaljnog projektiranja izrađuju se radni i montažni nacrti helikoptera, specifikacije, izborne liste i druga tehnička dokumentacija u skladu s prihvaćenim standardima

U ovom radu prikazana je metodologija proračuna parametara helikoptera u fazi idejnog projektiranja, koja se koristi za izradu kolegijalnog projekta iz discipline "Projektiranje helikoptera".

1. Prvi aproksimacijski izračun težine uzlijetanja helikoptera

gdje je masa korisnog tereta, kg;

Težina posade, kg.

Domet leta

kg.

2. Proračun parametara rotora helikoptera

2.1 polumjer R, m, glavni rotor helikoptera s jednim rotoromizračunava se formulom:

,

gdje je težina uzlijetanja helikoptera, kg;

g- ubrzanje slobodnog pada jednako 9,81 m/s 2 ;

str - specifično opterećenje površine koju briše glavni rotor,

 =3,14.

Specifična vrijednost opterećenjastrpovršina koju briše vijak odabire se prema preporukama prikazanim u radu /1/: gdjestr= 280

m.

Uzimamo radijus rotora jednakR= 7.9

Kutna brzina , sa -1 rotacija glavnog rotora ograničena je vrijednošću periferne brzine Rkrajeva lopatica, što ovisi o težini uzlijetanja helikoptera i iznosila je R= 232 m/s.

S -1 .

broj okretaja u minuti

2.2 Relativne gustoće zraka na statičkim i dinamičkim stropovima

2.3 Izračun ekonomske brzine na tlu i na dinamičkom stropu

Određuje se relativna površina ekvivalentne štetne ploče:

GdjeS uh = 2.5

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine u blizini tla V h , km/h:

Gdjeja = 1,09…1,10 - koeficijent indukcije.

km/sat

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine na dinamičkom stropu V ding , km/h:

,

Gdjeja = 1,09…1,10 - koeficijent indukcije.

km/sat

2.4 Izračunavaju se relativne vrijednosti maksimalne i ekonomske na dinamičkom stropu horizontalne brzine leta:

,

,

GdjeV max =250 km/h iV ding =182,298 km/h - brzina leta;

 R=232 m/s - periferna brzina lopatica.

2.5 Proračun dopuštenih omjera koeficijenta potiska i punjenja rotora za maksimalna brzina blizu tla i za ekonomičnu brzinu na dinamičnom stropu:

2.6 Koeficijenti potiska glavnog rotora na tlo i na dinamički strop:

,

,

,

.

2.7 Proračun punjenja rotora:

Punjenje glavnog rotora  izračunato za slučajeve letenja maksimalnim i ekonomskim brzinama:

;

.

Kao izračunata vrijednost punjenja  glavni rotor se uzima kao najveća vrijednost  Vmax I  V ding :

Prihvacamo

Duljina akorda b i relativno izduženje  lopatice rotora bit će jednake:

, Gdje z l -broj lopatica glavnog rotora ( z l =3)

m,

.

2.8 Relativno povećanje potiska rotoraza kompenzaciju aerodinamičkog otpora trupa i vodoravnog repa:

Gdje S f - horizontalno područje projekcije trupa;

S th - područje horizontalnog repa.

S f =10 m 2 ;

S th =1,5 m 2 .

3. Proračun snage porivnog sustava helikoptera.

3.1 Izračun snage kada visi na statičkom stropu:

Specifična snaga potrebna za pogon glavnog rotora u lebdećem načinu rada na statističkom stropu izračunava se formulom:

,

Gdje N H sv - potrebna snaga, W;

m 0 - težina polijetanja, kg;

g - ubrzanje slobodnog pada, m/s 2 ;

str - specifično opterećenje površine koju briše glavni rotor, N/m 2 ;

 sv - relativna gustoća zrak u visini statičkog stropa;

 0 - relativna učinkovitost glavni rotor u lebdećem načinu (  0 =0.75);

Relativno povećanje potiska glavnog rotora radi uravnoteženja aerodinamičkog otpora trupa i vodoravnog repa:

.

3.2 Izračun gustoće snage u vodoravnom letu pri maksimalnoj brzini

Specifična snaga potrebna za pogon glavnog rotora u horizontalnom letu pri najvećoj brzini izračunava se po formuli:

,

gdje je periferna brzina krajeva lopatica;

- relativno ekvivalentna štetna ploča;

ja uh - koeficijent indukcije, određen ovisno o brzini leta prema sljedećim formulama:

, pri km/h,

, pri km/h.

3.3 Izračun gustoće snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini

Specifična snaga za pogon glavnog rotora na dinamičkom stropu je:

,

Gdje  ding - relativna gustoća zraka na dinamičkom stropu,

V ding - ekonomična brzina helikoptera na dinamičkom stropu,

3.4 Izračun specifične snage u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini u slučaju kvara jednog motora tijekom polijetanja

Specifična snaga potrebna za nastavak polijetanja pri ekonomskoj brzini kada jedan motor otkaže izračunava se formulom:

,

gdje je ekonomska brzina na tlu,

3.5 Proračun specifičnih smanjenih snaga za različite slučajeve leta

3.5.1 Specifična smanjena snaga pri vješanju na statički strop jednaka je:

,

gdje je specifična prigušna karakteristika, koja ovisi o visini statičkog stropa H sv a izračunava se po formuli:

,

 0 - koeficijent iskorištenja snage pogonskog sustava u lebdećem režimu, čija vrijednost ovisi o težini uzlijetanja helikopteram 0 :

na m 0 < 10 тонн

na 10 25 tona

na m 0 > 25 tona

,

,

3.5.2 Specifična smanjena snaga u horizontalnom letu pri najvećoj brzini jednaka je:

,

Gdje - faktor iskorištenja snage pri najvećoj brzini leta,

- karakteristike prigušnice motora ovisno o brzini leta V max :

;

3.5.3 Specifična smanjena snaga u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini V ding jednako je:

,

i - stupnjevi prigušenja motora, ovisno o visini dinamičkog stropa H i brzinu leta V ding u skladu sa sljedećim karakteristikama leptira za gas:

,

.

;

3.5.4 Specifična smanjena snaga u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini s otkazom jednog motora pri polijetanju jednaka je:

,

gdje je faktor iskorištenja snage pri ekonomskoj brzini leta,

- stupanj prigušivanja motora u nuždi,

n = 2 - broj motora helikoptera.

,

,

3.5.5 Proračun potrebne snage porivnog sustava

Za izračun potrebne snage pogonskog sustava odabire se maksimalna vrijednost specifične smanjene snage:

.

Potrebna snaga N pogonski sustav helikoptera bit će jednak:

,

Gdje m 01 - težinu helikoptera pri polijetanju,

g = 9,81 m 2 /s je akceleracija slobodnog pada.

W,

3.6 Odabir motora

Prihvaćamo dva turboosovinski motorVK-2500(TV3-117VMA-SB3) ukupna snaga svakog N =1,405∙10 6 W

MotorVK-2500 (TV3-117VMA-SB3) dizajniran za ugradnju na helikoptere nove generacije, kao i za zamjenu motora na postojećim helikopterima radi poboljšanja njihovih letnih performansi. Napravljen je na temelju serijskog certificiranog motora TV3-117VMA i proizvodi se u Saveznom državnom jediničnom poduzeću „Tvornica nazvana po V.Ya. Klimov."

4. Proračun mase goriva

Da bi se izračunala masa goriva koja osigurava određeni domet leta, potrebno je odrediti brzinu krstarenjaV kr . Brzina krstarenja izračunava se metodom uzastopnih aproksimacija u sljedećem nizu:

a) uzima se vrijednost krstareće brzine prvog prilaza:

km/sat;

b) izračunava se koeficijent indukcije ja uh :

na km/h

na km/h

c) određena je specifična snaga potrebna za pogon glavnog rotora u letu u modu krstarenja:

,

gdje je najveća vrijednost specifične smanjene snage porivnog sustava,

- koeficijent promjene snage ovisno o brzini leta V kr 1 , izračunato formulom:

.

d) Izračunava se krstareća brzina drugog prilaza:

.

e) Određuje se relativno odstupanje brzina prve i druge aproksimacije:

.

Kad se razjasni brzina krstarenja prve aproksimacije V kr 1 , pretpostavlja se da je jednaka izračunatoj brzini druge aproksimacije. Zatim se ponavlja izračun od točke b) i završava uvjetom .

Specifična potrošnja goriva izračunava se pomoću formule:

,

gdje je koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o načinu rada motora,

- koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o brzini leta,

- specifična potrošnja goriva tijekom polijetanja.

U slučaju leta u modusu krstarenja prihvaća se sljedeće:

;

;

na kW;

na kW.

kg/W∙sat,

Masa goriva potrošena za let m T bit će jednako:

gdje je specifična snaga potrošena pri brzini krstarenja,

- brzina krstarenja,

L - raspon leta.

kg.

5. Određivanje mase dijelova i sklopova helikoptera.

5.1 Masa lopatica glavnog rotora određena je formulom:

,

Gdje R - radijus rotora,

 - punjenje glavnog rotora,

kg,

5.2 Masa glavčine glavnog rotora izračunava se pomoću formule:

,

Gdje k uto - koeficijent težine čahura modernih izvedbi,

k l – koeficijent utjecaja broja lopatica na masu glavčine.

U izračunu možete uzeti:

kg/kN,

,

dakle, kao rezultat transformacija dobivamo:

Za određivanje mase glavčine glavnog rotora potrebno je izračunati centrifugalnu silu koja djeluje na lopaticeN Centralna banka (u kN):

,

kN,

kg.

5.3 Težina sustava za kontrolu pojačala, koji uključuje zakretnu ploču, hidraulične pojačivače i hidraulički upravljački sustav glavnog rotora izračunava se pomoću formule:

,

Gdje b – tetiv oštrice,

k buu - težinski koeficijent sustava upravljanja povišenjem tlaka, koji se može uzeti jednak 13,2 kg/m 3 .

kg.

5.4 Težina sustava ručnog upravljanja:

,

Gdje k RU - težinski koeficijent sustava ručnog upravljanja, uzet za helikoptere s jednim rotorom, iznosi 25 kg/m.

kg.

5.5 Masa glavnog mjenjača ovisi o zakretnom momentu na osovini glavnog rotora i izračunava se formulom:

,

Gdje k Uredi – težinski koeficijent čija je prosječna vrijednost 0,0748 kg/(Nm) 0,8 .

Maksimalni okretni moment na osovini glavnog rotora određen je kroz smanjenu snagu pogonskog sustavaN i brzinu propelera  :

,

Gdje  0 - faktor iskorištenja snage pogonskog sustava, čija se vrijednost uzima ovisno o masi uzlijetanja helikopteram 0 :

na m 0 < 10 тонн

na 10 25 tona

na m 0 > 25 tona

N∙m,

Težina glavnog mjenjača:

kg.

5.6 Za određivanje mase pogonskih jedinica repnog rotora izračunava se njegov potisak T jarak :

,

Gdje M nv – moment na vratilu glavnog rotora,

L jarak – udaljenost između osi glavnog i repnog rotora.

Razmak između osi glavnog i repnog rotora jednak je zbroju njihovih radijusa i zazora  između krajeva njihovih oštrica:

,

Gdje  - razmak uzet jednak 0,15...0,2 m,

- radijus repnog rotora koji, ovisno o težini uzlijetanja helikoptera, iznosi:

na t,

na t,

na t.

m,

m,

N,

Vlast N jarak , potrošeno na rotaciju repnog rotora, izračunava se formulom:

,

Gdje  0 – relativna učinkovitost repnog rotora, koja se može uzeti jednaka 0,6...0,65.

W,

Zakretni moment M jarak prenosi osovina upravljača jednaka je:

N∙m,

gdje je brzina osovine upravljača,

S -1 ,

Zakretni moment koji prenosi prijenosna osovina, N∙m, pri brzini vrtnje n V = 3000 okretaja u minuti jednak:

N∙m,

N∙m,

Težina m V prijenosno vratilo:

,

Gdje k V – koeficijent težine za prijenosno vratilo, koji je jednak 0,0318 kg/(Nm) 0,67 . kg

Vrijednost centrifugalne sile N cbd , koji djeluju na lopatice repnog rotora i percipiraju ih šarke glavčine,

Težina glavčine repnog rotora m uto izračunava se pomoću iste formule kao i za glavni rotor:

,

Gdje N Centralna banka - centrifugalna sila koja djeluje na oštricu,

k uto - koeficijent težine za čahuru, uzet jednak 0,0527 kg/kN 1,35

k z - težinski koeficijent koji ovisi o broju lopatica i izračunava se po formuli: kg,

Masa električne opreme helikoptera izračunava se po formuli:

,

Gdje L jarak – razmak između osi glavnog i repnog rotora,

z l – broj lopatica glavnog rotora,

R – radijus rotora,

 l – relativno izduženje lopatica glavnog rotora,

k itd I k el - težinski koeficijenti za električne žice i drugu električnu opremu čije su vrijednosti jednake:

,

Proračun i konstrukcija sletnih polara 3.4 Kalkulacija i građenje... / S 0,15 10. Opći podaci 10.1 Polijetanje težina zrakoplov kg m0 880 10 ...

Kalkulacija letne karakteristike zrakoplova An-124

Test >> Transport

Kurs iz aerodinamike " Kalkulacija aerodinamičke karakteristike zrakoplova An... i tip motora Polijetanje potisak jednog motora Polijetanje snaga jednog motora... Turboventilatorski motor 23450 - Polet težina zrakoplov Težina prazna opremljena letjelica plaćen teret...

Kalkulacija zakon upravljanja uzdužnim kretanjem zrakoplova

Tečajni rad>> Prijevoz

Promjena položaja pokretnine mase Akcelerometar je fiksiran potenciometrijskim ili... kontrolnim sustavom. Kao alat kalkulacije Preporuča se korištenje MATLAB paketa... u letu; b) kada je parkiran na polijetanje traka; c) u slobodnom padu...

Priprema prije leta

Test >> Zrakoplovstvo i astronautika

Stvarno polijetanje masa određuje se brzina odluke V1. Kalkulacija maksimalno komercijalno opterećenje nepromijenjeno težina = težina ...

Povijest filma Ako je sutra rat

Sažetak >> Kultura i umjetnost

...) Težina prazan: 1.348 kg Normal polijetanje težina: 1.765 kg Maksimalno polijetanje težina: 1.859 kg Težina gorivo... karakteristike: Kalibar, mm 152,4 Kalkulacija, narod 10 Težina u sklopljenom položaju, kg 4550 ...

Proračun propelera može se podijeliti u tri uzastopne faze.

Svrha prve faze proračuna je određivanje očekivanog polumjera, potiska i učinkovitosti propelera.

Početni podaci prve faze su:

Preporučljivo je izvršiti izračun pomoću međunarodni sustav SI jedinice.

Ako je brzina propelera dana u okretajima u minuti, tada se koristi formula

Mora se pretvoriti u radijane po sekundi.

Projektirana brzina propelera V odabire se ovisno o namjeni i veličini UAV-a

Gdje je K izračunati najveći omjer uzgona i otpora ultralakog zrakoplova; m - masa uzlijetanja.

Kada je E
Za vrijednosti E od 1000 do 1500, preporučljivo je uzeti brzinu krstarećeg leta V cr kao projektnu brzinu propelera V o.

A za vrijednosti E veće od 1500, izračunata brzina može se uzeti kao brzina izračunata formulom

Pri odabiru V o treba uzeti u obzir činjenicu da za određenu snagu motora smanjenje projektirane brzine V dovodi do smanjenja maksimalne brzine leta, a njezino povećanje dovodi do pogoršanja polijetanja. karakteristike zrakoplova.

Na temelju uvjeta sprječavanja transoničnih strujanja, brzina vrha lopatice u. ne smije prelaziti 230... 250 m/s i samo u određenim slučajevima, kada se ne namjerava ugraditi mjenjač i propeler ne može ukloniti punu snagu motora, dopušteno je do 260 m/s.

Neprikladno je birati početnu vrijednost željene učinkovitosti iznad 0,8 za velike brzine i iznad 0,75 za nebrze UAV-ove, budući da to u praksi nije izvedivo. Korak njegovog smanjenja može se u početku uzeti jednak 0,05, a zatim se smanjivati ​​kako se približava stvarnoj vrijednosti učinkovitosti.

Na temelju početnih podataka redoslijedom se utvrđuju:

Ako se traženi polumjer R pokaže većim od granice R GR-a, to znači da se početno navedena učinkovitost ne može postići. Trebate li smanjiti za odabrani iznos i ponoviti ciklus, počevši od određivanja nove vrijednosti? .

Ciklus se ponavlja dok se ne ispuni uvjet RR GR. Ako je ovaj uvjet zadovoljen, tada se vrši provjera da li periferna brzina vrha lopatice u K prelazi dopuštenu vrijednost u K.GR.

Ako je u K u K.GR, postavlja se nova vrijednost koja je manja od prethodne i ciklus se ponavlja.

Nakon određivanja vrijednosti radijusa R, potiska P i učinkovitosti propelera, možete prijeći na drugu fazu izračuna.

Druga faza proračuna propelera

Svrha druge faze proračuna je određivanje potiska, potrošnje energije i geometrijskih dimenzija propelera.

Početni podaci za drugu fazu izračuna su:

Za izvođenje proračuna, lopatica propelera (Sl. 6. 7)

Slika 6.7 Djelovanje sile strujanja na elemente lopatica propelera

Podijeljen je na konačan broj sekcija dimenzija bR.. U ovom slučaju se pretpostavlja da u svakoj odabranoj sekciji nema uvijanja lopatice, a brzine i kutovi strujanja duž radijusa se ne mijenjaju. Kako se R smanjuje, odnosno kako se broj razmatranih područja povećava, pogreška uzrokovana prihvaćenom pretpostavkom se smanjuje. Praksa pokazuje da ako za svaki odjeljak uzmemo brzine i kutove svojstvene njegovom središnjem dijelu, tada pogreška postaje beznačajna kada je oštrica podijeljena na 10 odjeljaka s R = 0,1 r. U ovom slučaju možemo pretpostaviti da su prva tri odjeljka , mjereno od osi propelera, ne pružaju vuču, trošeći 4...5% snage motora. Stoga je preporučljivo izvršiti izračun za sedam odjeljaka od =0,3 do =1,0.

Dodatno postaviti:

U početku je preporučljivo postaviti najveću relativnu širinu lopatica za drvene propelere na 0,08.

Zakon promjene širine lopatice i relativne debljine može se dati u obliku formule, tablice ili crteža propelera (slika 6. 1).

Slika 6.1 Propeler fiksnog koraka

Napadne kutove odabranih sekcija postavlja projektant, vodeći računa o obrnutoj aerodinamičkoj kvaliteti. Vrijednosti koeficijenata Su i K=1/ preuzete su iz grafikona na sl. 6.4 i 6.5, uzimajući u obzir odabrani profil i vrijednosti i .

Slika 6.4 Ovisnost koeficijenta uzgona i obrnutog omjera uzgona i otpora o napadnom kutu i relativnoj debljini za aeroprofil VS-2

Slika 6.5 Ovisnost koeficijenta uzgona i obrnutog omjera uzgona i otpora o napadnom kutu i relativnoj debljini za aeroprofil RAF-6

Prvi korak druge faze proračuna je određivanje brzine protoka V u ravnini propelera. Ova brzina određena je formulom

Dobiva se zajedničkim rješenjem jednadžbi potiska i protoka zraka koji prolazi kroz područje koje zahvata propeler.

Procijenjene vrijednosti potiska P, polumjera R i površine S uzimaju se iz prve faze proračuna.

Ako se kao rezultat izračuna pokaže da se snaga koju troši propeler razlikuje od dostupne za ne više od 5... 10%, tada se druga faza izračuna može smatrati dovršenom.

Ako se snaga koju troši propeler razlikuje od raspoložive za 10...20%, tada je potrebno povećati ili smanjiti širinu lopatice, uzimajući u obzir da potrošnja snage i potisak propelera variraju približno proporcionalno na tetivu oštrice. Promjer, relativne debljine i kutovi ugradnje sekcija ostaju nepromijenjeni.

U nekim slučajevima može se pokazati da se snaga koju troši propeler i njegov potisak razlikuju za više od 20% od očekivanih na temelju rezultata prve faze proračuna. U ovom slučaju prema omjeru utrošene i raspoložive snage

Pomoću grafikona (slika 6. 10) određuju se vrijednosti koeficijenata k R i k P. Ovi koeficijenti pokazuju koliko je puta potrebno promijeniti očekivani radijus i potisak propelera, koji su polazne točke za drugu fazu proračuna. Nakon toga se ponavlja druga faza izračuna.

Slika 6.10 Ovisnost korekcijskih faktora o omjeru potrošene i raspoložive snage

Na kraju druge faze proračuna, geometrijske dimenzije vijka potrebne za izradu (R, r, b, c i ) u jedinicama pogodnim za njegovu izradu sažete su u tablicu.

Treća faza proračuna propelera

Svrha treće faze je ispitivanje čvrstoće propelera. Ova faza proračuna svodi se na određivanje opterećenja koja djeluju u različitim dijelovima lopatica i njihovu usporedbu s dopuštenim, uzimajući u obzir geometriju i materijal od kojeg su lopatice izrađene.

Za određivanje opterećenja, lopatica se dijeli na pojedinačne elemente, kao u drugoj fazi proračuna, počevši od presjeka =0,3 s korakom od 0,1 do =1.

Svaki odabrani element lopatice mase m na radijusu r (slika 6. 11) podložan je inercijskoj sili

Slika 6.11 Djelovanje aerodinamičkih sila na element lopatice propelera

I elementarna aerodinamička sila F. Pod utjecajem tih sila, iz svih elementarnih presjeka, oštrica se rasteže i savija. Kao rezultat toga, u materijalu oštrice nastaju vlačno-tlačna naprezanja. Najopterećeniji (sl. 6. 12)

Slika 6.12 Raspodjela naprezanja u presjeku lopatice propelera

Pojavljuju se vlakna na stražnjoj strani oštrice, jer se u tim vlaknima zbrajaju naprezanja od inercijskih sila i momenta savijanja. Da bi se osigurala određena čvrstoća, potrebno je da stvarna naprezanja u područjima koja su najudaljenija od osi poprečnog presjeka lopatice budu manja od onih dopuštenih za odabrani materijal.

Vrijednosti polumjera r, na kojima se nalaze razmatrani dijelovi oštrice, tetive b, relativne debljine i sile F, potrebne za proračune, uzimaju se iz tablica druge faze proračuna. Zatim se za svaki odjeljak redom utvrđuje sljedeće:

Faktor punjenja k 3 ovisi o profilu koji se koristi za vijak. Za najčešće profile vijaka jednak je: Clark-Y- k 3 =0,73; BC-2-k3=0,7 i RAF-6-k3=0,74.

Nakon izračunavanja vrijednosti P in za svaki pojedinačni odjeljak, one se zbrajaju od slobodnog kraja oštrice do razmatranog odjeljka. Dijeljenjem ukupne sile koja djeluje u svakom razmatranom dijelu s područjem ovog odjeljka, mogu se dobiti vlačna naprezanja od inercijskih sila.

Naprezanja savijanja lopatice pod utjecajem aerodinamičkih sila F određuju se kao za konzolnu gredu s neravnomjerno raspoređenim opterećenjem.

Kao što je ranije navedeno, maksimalni naprezanja bit će u stražnjim vlaknima lopatice i definirani su kao zbroj naprezanja od inercijskih i aerodinamičkih sila. Veličina ovih naprezanja ne smije premašiti 60... 70% privremene otpornosti materijala oštrice.

Ako je čvrstoća lopatice osigurana, tada se izračun propelera može smatrati završenim.

Ako čvrstoća lopatice nije osigurana, tada je potrebno ili odabrati drugi, trajniji materijal, ili povećanjem relativne širine lopatice ponoviti sve tri faze proračuna.

Ako relativna širina lopatice prelazi 0,075 za propelere od tvrdog drva, odnosno 0,09 za propelere od mekog drva, tada nema potrebe provoditi treći stupanj proračuna, jer će potrebna čvrstoća sigurno biti osigurana.

na temelju materijala: P.I. Chumak, V.F. Krivokrysenko "Izračun i dizajn SLA"

0

Nastavni rad na dizajnu

Lagani helikopter

1 Izrada taktičko-tehničkih zahtjeva. 2

2 Proračun parametara helikoptera. 6

2.1 Izračun mase korisnog tereta. 6

2.2 Proračun parametara rotora helikoptera. 6

2.3 Relativne gustoće zraka na statičkim i dinamičkim stropovima 8

2.4 Izračun ekonomske brzine na tlu i na dinamičkom stropu. 8

2.5 Izračun relativnih vrijednosti maksimalnih i ekonomskih brzina horizontalnog leta na dinamičkom stropu. 10

2.6 Proračun dopuštenih omjera koeficijenta potiska i punjenja rotora za maksimalnu brzinu na tlu i za ekonomsku brzinu na dinamičkom stropu. 10

2.7 Izračun koeficijenata potiska rotora na tlo i na dinamički strop 11

2.8 Proračun punjenja rotora. 12

2.9 Određivanje relativnog povećanja potiska glavnog rotora za kompenzaciju aerodinamičkog otpora trupa i vodoravnog repa. 13

3 Proračun snage porivnog sustava helikoptera. 13

3.1 Izračun snage pri vješanju na statički strop. 13

3.2 Izračun gustoće snage u vodoravnom letu pri maksimalnoj brzini. 14

3.3 Proračun specifične snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini.. 15

3.4 Izračun specifične snage u letu u blizini tla pri ekonomskoj brzini u slučaju kvara jednog motora tijekom polijetanja. 15

3.5 Proračun specifičnih smanjenih snaga za različite slučajeve leta 16

3.5.1 Izračun specifične smanjene snage kada visi na statičkom stropu 16

3.5.2 Izračun specifične smanjene snage u horizontalnom letu pri najvećoj brzini. 16

3.5.3 Izračun specifične smanjene snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini... 17

3.5.4 Izračun specifične smanjene snage u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini u slučaju kvara jednog motora. 18

3.5.5 Proračun potrebne snage porivnog sustava. 19

3.6 Odabir motora. 19

4 Proračun mase goriva. 20

4.1 Proračun krstareće brzine druge aproksimacije. 20

4.2 Izračun specifične potrošnje goriva. 22

4.3 Proračun mase goriva. 23

5 Određivanje mase dijelova i sklopova helikoptera. 24

5.1 Proračun mase lopatica glavnog rotora. 24

5.2 Proračun mase glavčine glavnog rotora. 24

5.3 Izračun mase sustava upravljanja povišenjem tlaka. 25

5.4 Izračun mase sustava ručnog upravljanja. 25

5.5 Proračun mase glavnog mjenjača. 26

5.6 Izračun mase pogonskih jedinica repnog rotora. 27

5.7 Proračun mase i glavnih dimenzija repnog rotora. trideset

5.8 Proračun mase porivnog sustava helikoptera. 32

5.9 Proračun mase trupa i opreme helikoptera. 32

5.10 Izračun težine uzlijetanja helikoptera druge aproksimacije. 35

6 Opis rasporeda helikoptera. 36

Literatura.. 39

1 Izrada taktičko-tehničkih zahtjeva

Projektirani objekt je laki jednorotorni helikopter maksimalne uzletne težine 3500 kg. Odabrali smo 3 prototipa tako da im je maksimalna težina pri polijetanju u rasponu od 2800-4375 kg. Prototipovi su laki helikopteri: Mi-2, Eurocopter EC 145, Ansat.

U tablici 1.1 prikazane su njihove taktičko-tehničke karakteristike potrebne za proračun.

Tablica 1.1 - Karakteristike izvedbe prototipova

Helikopter
Promjer glavnog rotora, m
Duljina trupa, m
Prazna težina, kg
Raspon leta, km
Statički strop, m
Dinamički strop, m
Najveća brzina, km/h
Brzina krstarenja, km/h
Masa goriva, kg
Power point	2 GTD Klimov GTD-350	2 HP Turbomeca	Whitney RW-207K
Snaga motora, kW

Slike 1.1, 1.2 i 1.3 prikazuju sheme prototipova.

Slika 1.1 - Dijagram helikoptera Mi-2

Slika 1.2 - Dijagram helikoptera Eurocopter EC 145

Slika 1.3 - Dijagram Ansat helikoptera

Iz taktičko-tehničke karakteristike i dijagrama prototipa, utvrđujemo prosječne vrijednosti veličina i dobivamo polazne podatke za projektiranje helikoptera.

Tablica 1.2 - Početni podaci za projektiranje helikoptera

Najveća težina pri polijetanju, kg
Prazna težina, kg
Najveća brzina, km/h
Raspon leta, km
Statički strop, m
Dinamički strop, m
Brzina krstarenja, km/h
Broj lopatica rotora
Broj lopatica repnog rotora
Duljina trupa, m
Opterećenje površine koju briše glavni rotor, N/m 2

2 Proračun parametara helikoptera

2.1 Izračun mase korisnog tereta

Formula (2.1.1) za određivanje mase korisnog tereta:

Gdje m mg - masa korisnog tereta, kg; m ek - masa posade, kg; L- raspon leta, km; m 01 - najveća težina pri polijetanju helikoptera, kg.

Težina korisnog tereta:

2.2 Proračun parametara rotora helikoptera

Radius R, m, glavnog rotora helikoptera s jednim rotorom izračunava se pomoću formule (2.2.1):

, (2.2.1)

Gdje m 01 - težina polijetanja helikoptera, kg; g- ubrzanje slobodnog pada jednako 9,81 m/s 2 ; str- specifično opterećenje površine koju zahvata glavni rotor, p = 3,14.

Uzimamo radijus rotora jednak R= 7,2 m.

Odredite vrijednost obodne brzine wR krajevi lopatica iz dijagrama prikazanog na slici 3:

Slika 3 - Dijagram ovisnosti brzine vrha lopatice o brzini leta za konstantne vrijednosti M 90 i μ

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

Određivanje kutne brzine w, s -1 , i frekvencija vrtnje rotora prema formulama (2.2.2) i (2.2.3):

2.3 Relativne gustoće zraka na statičkim i dinamičkim stropovima

Relativne gustoće zraka na statičkim i dinamičkim stropovima određene su formulama (2.3.1), odnosno (2.3.2):

2.4 Izračun ekonomske brzine na tlu i na dinamičkom stropu

Određuje se relativna površina S e ekvivalentna štetna ploča prema formuli (2.4.1):

Gdje S E se određuje prema slici 4.

Slika 4 - Promjena površine ekvivalentne štetne ploče različitih transportnih helikoptera

Prihvacamo S E = 1,5

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine u blizini tla V h, km/h:

Gdje ja- koeficijent indukcije:

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

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine na dinamičkom stropu V din, km/h:

2.5 Izračun relativnih vrijednosti maksimalnih i ekonomskih brzina horizontalnog leta na dinamičkom stropu

Izračun relativnih vrijednosti maksimalne i ekonomske brzine vodoravnog leta na dinamičkom stropu provodi se pomoću formula (2.5.1) i (2.5.2):

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Izračun dopuštenih omjera koeficijenta potiska i punjenja rotora za maksimalnu brzinu na tlu i ekonomsku brzinu na dinamičkom stropu

Budući da formula (2.6.1) za omjer dopuštenog koeficijenta potiska i punjenja rotora za najveću brzinu na tlu ima oblik:

Formula (2.6.2) za omjer dopuštenog koeficijenta potiska i punjenja rotora za ekonomsku brzinu na dinamičkom stropu:

2.7 Proračun koeficijenata potiska rotora na tlo i na dinamički strop

Izračun koeficijenata potiska rotora na tlo i na dinamički strop provodi se pomoću formula (2.7.1) odnosno (2.7.2):

2.8 Proračun punjenja rotora

Punjenje glavnog rotora s izračunato za slučajeve letenja maksimalnim i ekonomskim brzinama:

Kao izračunata vrijednost punjenja s glavnog rotora, uzima se vrijednost iz uvjeta (2.8.3):

prihvacamo.

Duljina akorda b i relativno izduženje l lopatice rotora bit će jednake:

2.9 Određivanje relativnog povećanja potiska glavnog rotora za kompenzaciju aerodinamičkog otpora trupa i vodoravnog repa

Prihvaćamo relativno povećanje potiska glavnog rotora kako bi se kompenzirao aerodinamički otpor trupa i vodoravnog repa.

3 Proračun snage porivnog sustava helikoptera

3.1 Izračun snage pri vješanju na statički strop

Specifična snaga potrebna za pogon glavnog rotora u lebdećem načinu rada na statističkoj gornjoj granici izračunava se pomoću formule (3.1.1)

Gdje NH st - potrebna snaga, W;

Karakteristika prigušnice, koja ovisi o visini statičkog stropa i izračunava se pomoću formule (3.1.2)

m 0 - težina polijetanja, kg;

g- ubrzanje slobodnog pada, m/s 2 ;

str- specifično opterećenje površine koju briše glavni rotor, N/m 2 ;

D st - relativna gustoća zraka na visini statičkog stropa;

h 0 - relativna učinkovitost glavni rotor u lebdećem načinu ( h 0 =0.75);

Relativno povećanje potiska glavnog rotora za uravnoteženje aerodinamičkog otpora trupa:

3.2 Izračun gustoće snage u vodoravnom letu pri maksimalnoj brzini

Specifična snaga potrebna za pogon glavnog rotora u horizontalnom letu pri najvećoj brzini izračunava se pomoću formule (3.2.1)

gdje je periferna brzina krajeva lopatica;

Relativna ekvivalentna štetna ploča;

Koeficijent indukcije određen formulom (3.2.2)

3.3 Izračun gustoće snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini

Specifična snaga za pogon glavnog rotora na dinamičkom stropu je:

gdje je relativna gustoća zraka na dinamičkom stropu;

Ekonomična brzina helikoptera na dinamičkom stropu;

3.4 Izračun specifične snage u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini u slučaju kvara jednog motora tijekom polijetanja

Specifična snaga potrebna za nastavak polijetanja ekonomičnom brzinom u slučaju kvara jednog motora izračunava se pomoću formule (3.4.1)

gdje je ekonomska brzina na tlu;

3.5 Proračun specifičnih smanjenih snaga za različite slučajeve leta

3.5.1 Izračun specifične smanjene snage pri vješanju na statički strop

Izračun specifične smanjene snage pri vješanju na statički strop provodi se prema formuli (3.5.1.1)

gdje je specifična karakteristika leptira za gas:

x 0 - faktor iskorištenja snage pogonskog sustava u lebdećem načinu rada. Budući da je težina projektiranog helikoptera 3,5 tona, ;

3.5.2 Izračun specifične smanjene snage u vodoravnom letu pri najvećoj brzini

Izračun specifične smanjene snage u horizontalnom letu pri najvećoj brzini provodi se prema formuli (3.5.2.1)

gdje je faktor iskorištenja snage pri najvećoj brzini leta,

Karakteristike prigušnice motora ovisno o brzini leta:

3.5.3 Izračun specifične smanjene snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini

Izračun specifične smanjene snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini provodi se prema formuli (3.5.3.1)

gdje je faktor iskorištenja snage pri ekonomskoj brzini leta,

i - stupnjevi prigušenja motora, ovisno o visini dinamičkog stropa H i brzinu leta V din u skladu sa sljedećim karakteristikama leptira za gas:

3.5.4 Izračun specifične smanjene snage u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini kada jedan motor otkaže

Izračun specifične smanjene snage u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini u slučaju kvara jednog motora provodi se prema formuli (3.5.4.1)

gdje je faktor iskorištenja snage pri ekonomskoj brzini leta;

Stupanj prigušivanja motora u hitnom načinu rada;

Broj motora helikoptera;

Stupanj prigušenja motora kada leti blizu tla ekonomskom brzinom:

3.5.5 Proračun potrebne snage porivnog sustava

Za izračun potrebne snage porivnog sustava, vrijednost specifične smanjene snage odabire se iz uvjeta (3.5.5.1)

Potrebna snaga N pogonski sustav helikoptera bit će jednak:

gdje je težina uzlijetanja helikoptera;

g= 9,81 m 2 /s - ubrzanje slobodnog pada;

3.6 Odabir motora

Prihvaćamo dva plinskoturbinski motor GTD-1000T ukupne snage 2×735,51 kW. Uvjet je ispunjen.

4 Proračun mase goriva

4.1 Druga aproksimacija proračuna brzine krstarenja

Prihvaćamo vrijednost krstareće brzine prvog prilaza.

Budući da izračunavamo koeficijent indukcije pomoću formule (4.1.1):

Određujemo specifičnu snagu potrebnu za pogon glavnog rotora u letu u modu krstarenja pomoću formule (4.1.2):

gdje je najveća vrijednost specifične smanjene snage porivnog sustava,

Koeficijent promjene snage ovisno o brzini leta, izračunat po formuli:

Izračunavamo brzinu krstarenja drugog prilaza:

Određujemo relativno odstupanje krstarećih brzina prve i druge aproksimacije:

Budući da preciziramo brzinu krstarenja prve aproksimacije, uzima se da je ona jednaka izračunatoj brzini druge aproksimacije. Zatim ponavljamo izračun koristeći formule (4.1.1) - (4.1.5):

Prihvacamo.

4.2 Izračun specifične potrošnje goriva

Specifična potrošnja goriva izračunava se pomoću formule (4.2.1):

gdje je koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o načinu rada motora,

Koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o brzini leta, koji se određuje formulom (4.2.2):

Specifična potrošnja goriva pri polijetanju, ;

Koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o temperaturi,

Koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o visini leta, ;

4.3 Proračun mase goriva

Masa goriva potrošena na letu bit će jednaka:

, (4.3.1)

gdje je specifična snaga potrošena pri brzini krstarenja;

Brzina krstarenja;

Specifična potrošnja goriva;

L- raspon leta;

5 Određivanje mase dijelova i sklopova helikoptera

5.1 Proračun mase lopatica glavnog rotora

Masa lopatica glavnog rotora određena je formulom (5.1.1):

Gdje R- radijus glavnog rotora;

s- punjenje glavnog rotora;

5.2 Proračun mase glavčine rotora

Masa glavčine glavnog rotora izračunava se pomoću formule (5.2.1):

gdje je težinski koeficijent čahura modernih izvedbi, ;

Koeficijent utjecaja broja lopatica na masu glavčine, koji se izračunava formulom (5.2.2):

Centrifugalna sila koja djeluje na lopatice, koja se izračunava formulom (5.2.3):

5.3 Izračun mase sustava upravljanja povišenjem tlaka

Sustav upravljanja pojačivačem uključuje zakretnu ploču, hidraulične pojačivače i hidraulički sustav upravljanja glavnim rotorom. Masa upravljačkog sustava za povišenje tlaka izračunava se pomoću formule (5.3.1):

Gdje b- tetiva oštrice;

Koeficijent težine kontrolnog sustava za povišenje tlaka, koji se može uzeti jednak 13,2 kg/m 3 ;

5.4 Izračun mase sustava ručnog upravljanja

Izračun mase ručnog upravljačkog sustava provodi se prema formuli (5.4.1):

gdje je težinski koeficijent sustava ručnog upravljanja, uzet za jednorotorne helikoptere jednak 25 kg/m;

5.5 Proračun mase glavnog mjenjača

Masa glavnog mjenjača ovisi o zakretnom momentu na vratilu glavnog rotora i izračunava se pomoću formule (5.5.1):

gdje je težinski koeficijent čija je prosječna vrijednost 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Maksimalni okretni moment na osovini glavnog rotora određen je kroz smanjenu snagu pogonskog sustava N i brzina propelera w:

gdje je faktor iskorištenja snage pogonskog sustava čija se vrijednost uzima ovisno o masi uzlijetanja helikoptera. Od tad;

5.6 Izračun mase pogonskih jedinica repnog rotora

Potisak repnog rotora izračunava se:

gdje je moment na osovini glavnog rotora;

Razmak između osi glavnog i repnog rotora.

Udaljenost L između osi glavnog i repnog rotora jednak je zbroju njihovih radijusa i zazora d između krajeva njihovih oštrica:

gdje je razmak, uzet jednak 0,15 ... 0,2 m;

Radijus repnog rotora. Od tad

Snaga potrošena za rotaciju repnog rotora izračunava se pomoću formule (5.6.3):

gdje je relativna učinkovitost repnog rotora, koja se može uzeti jednaka 0,6...0,65.

Zakretni moment koji prenosi osovina upravljača jednak je:

gdje je brzina rotacije vratila upravljača, koja se nalazi prema formuli (5.6.5):

Zakretni moment koji prenosi osovina prijenosa pri okretajima u minuti jednak je:

Težina m u prijenosnom vratilu:

gdje je koeficijent težine za prijenosno vratilo, koji je jednak 0,0318 kg/(Nm) 0,67;

Masa međumjenjača određena je formulom (5.6.9):

gdje je koeficijent težine za međumjenjač, ​​jednak 0,137 kg/(Nm) 0,8.

Masa repnog mjenjača koji rotira repni rotor:

gdje je koeficijent težine za repni mjenjač čija je vrijednost 0,105 kg/(Nm) 0,8;

5.7 Proračun mase i glavnih dimenzija repnog rotora

Masa i glavne dimenzije repnog rotora izračunavaju se ovisno o njegovom potisku.

Koeficijent potiska repnog rotora je:

Punjenje lopatica repnog rotora izračunava se na isti način kao i za glavni rotor:

gdje je dopuštena vrijednost omjera koeficijenta potiska i punjenja repnog rotora,

Duljina tetive i relativno produljenje lopatica repnog rotora izračunavaju se pomoću formula (5.7.3) i (5.7.4):

gdje je broj lopatica glavnog rotora,

Masa lopatica repnog rotora izračunava se pomoću empirijske formule (5.7.5):

Vrijednost centrifugalne sile koja djeluje na lopatice repnog rotora i koju percipiraju šarke glavčine izračunava se pomoću formule (5.7.6):

Masa glavčine repnog rotora izračunava se pomoću iste formule kao i za glavni rotor:

gdje je centrifugalna sila koja djeluje na lopaticu repnog rotora;

Koeficijent težine za čahuru, koji je jednak 0,0527 kg/kN 1,35;

Koeficijent težine ovisno o broju noževa i izračunat prema formuli (5.7.8):

5.8 Proračun mase porivnog sustava helikoptera

Specifična masa pogonskog sustava helikoptera izračunava se pomoću empirijske formule (5.8.1):

, (5.8.1)

Gdje N- snaga pogonskog sustava;

Masa pogonskog sustava bit će jednaka:

5.9 Izračun težine trupa i opreme helikoptera

Masa trupa helikoptera izračunava se pomoću formule (5.9.1):

gdje je površina isprane površine trupa:

Tablica 5.8.1

Prva aproksimacija težine pri polijetanju;

Koeficijent jednak 1,1;

Težina sustava goriva:

gdje je masa goriva potrošena na letu;

Pretpostavljeni težinski koeficijent za sustav goriva je 0,09;

Težina stajnog trapa helikoptera je:

gdje je koeficijent težine ovisno o dizajnu šasije. Budući da projektirani helikopter ima uvlačivi stajni trap, dakle

Masa električne opreme helikoptera izračunava se pomoću formule (5.9.5):

gdje je udaljenost između osi glavnog i repnog rotora;

Broj lopatica glavnog rotora;

R- radijus glavnog rotora;

Relativno produljenje lopatica glavnog rotora;

i - težinski koeficijenti za električne žice i drugu električnu opremu,

Težina ostale helikopterske opreme:

gdje je težinski koeficijent čija je vrijednost 1.

5.10 Izračun težine uzlijetanja helikoptera druge aproksimacije

Masa praznog helikoptera jednaka je zbroju masa glavnih jedinica:

Težina polijetanja drugog prilaza helikoptera:

Određujemo relativno odstupanje masa prve i druge aproksimacije:

Relativno odstupanje masa prve i druge aproksimacije zadovoljava uvjet. To znači da je proračun parametara helikoptera obavljen ispravno.

6 Opis rasporeda helikoptera

Projektirani helikopter izrađen je po jednorotornoj konstrukciji s repnim rotorom, dva plinskoturbinska motora i kliznim stajnim trapom.

Trup aviona je polu-monokok. Nosivi energetski elementi trupa izrađeni su od aluminijske legure i imaju antikorozivni premaz. Prednji dio trupa s nadstrešnicom kokpita i poklopci gondola motora izrađeni su od kompozitnog materijala na bazi stakloplastike. Pilotska kabina ima dvoja vrata, prozori su opremljeni sustavom protiv zaleđivanja i brisačima vjetrobrana. Lijeva i desna vrata teretno-putničke kabine i dodatni otvor u stražnjem dijelu trupa osiguravaju pogodnost utovara bolesnih i ozlijeđenih osoba na nosilima, kao i tereta velikih dimenzija. Klizna šasija izrađena je od čvrstih savijenih metalnih cijevi. Opruge su prekrivene oprugama. Potpora repa sprječava da repni rotor dodiruje sletnu plohu. Lopatice glavnog i repnog rotora izrađene su od kompozitnih materijala na bazi stakloplastike i mogu biti opremljene sustavom protiv zaleđivanja. Glavčina glavnog rotora s četiri lopatice je bez šarki, izrađena je od dvije grede od stakloplastike koje se križaju, na svaku od kojih su pričvršćene dvije lopatice. Glavčina repnog rotora s dvije lopatice i zajedničkim horizontalnim zglobom. Spremnici goriva ukupnog kapaciteta 850 litara nalaze se u podu trupa. Sustav upravljanja helikopterom je fly-by-wire bez mehaničkog ožičenja, ima četverostruku digitalnu redundanciju i dva puta redundantno neovisno napajanje električnom energijom. Suvremena letačka i navigacijska oprema osigurava letove u jednostavnim i nepovoljnim vremenskim uvjetima, kao i letove po VFR i IFR pravilima. Parametri helikopterskih sustava nadziru se pomoću ugrađenog uređaja informacijski sistem kontrola BISK-A. Helikopter je opremljen sustavom upozorenja i signalizacije u nuždi.

Helikopter može biti opremljen sustavom za slijetanje na vodu, kao i sustavima za gašenje požara i raspršivanje kemikalija.

Elektranu čine dva plinskoturbinska motora GTD-1000T ukupne snage 2×735,51 kW. Motori su postavljeni na trupu u zasebnim gondolama. Usisnici zraka su bočni, opremljeni uređajima za zaštitu od prašine. Bočne stranice gondola se spajaju na šarkama i tvore servisne platforme. Osovine motora pružaju se pod kutom u odnosu na središnji mjenjač i odjeljak za dodatnu opremu. Ispušne mlaznice motora su otklonjene prema van pod kutom od 24". Za zaštitu od pijeska ugrađeni su filtri koji sprječavaju 90% prodiranja čestica promjera većeg od 20 mikrona u motor.

Prijenos se sastoji od mjenjača motora, međumjenjača, kutnog mjenjača, glavnog mjenjača, vratila i pomoćnog mjenjača. elektrana, vratilo i kutni mjenjač upravljača. Prijenosni sustav koristi legure titana.

Električni sustav sastoji se od dva izolirana strujna kruga, od kojih se jedan napaja generatorom izmjenične struje napona 115-120V, a drugi strujni krug napaja generator istosmjerne struje napona 28V. Generatori se pokreću iz prijenosnika glavnog rotora.

Upravljanje je duplicirano, s krutim i kabelskim ožičenjem i hidrauličkim pojačivačima koji se pokreću iz glavnog i pomoćnog hidrauličkog sustava. Četverokanalni autopilot AP-34B osigurava stabilizaciju helikoptera u letu u nagibu, smjeru, nagibu i visini. Glavni hidraulični sistem osigurava napajanje svim hidrauličkim jedinicama, a rezervni - samo hidrauličkim pojačivačima.

Sustav grijanja i ventilacije opskrbljuje zagrijani ili hladni zrak kabinama za posadu i putnicima; sustav protiv zaleđivanja štiti lopatice glavnog i repnog rotora, prednje prozore kokpita i usisnike zraka motora od zaleđivanja.

Komunikacijska oprema uključuje komandni HF-pojas - "Yurok", interkom uređaj SPU-34.

Bibliografija

1. Dizajn helikoptera / V.S. Krivtsov, L.I. Losev, Ya.S. Karpov. - Udžbenik. - Kharkov: Nat. zrakoplovstvo Sveučilište "Khark" zrakoplovstvo Institut", 2003. - 344 str.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. narod.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

Preuzimanje datoteka: Nemate pristup preuzimanju datoteka s našeg poslužitelja.

ja

Podizna sila i potisak za kretanje helikoptera prema naprijed stvaraju se pomoću glavnog rotora. Po tome se razlikuje od aviona i jedrilice kod kojih uzgonsku silu pri kretanju u zraku stvara nosiva površina - krilo, kruto povezano s trupom, a potisak - propeler ili mlazni motor(slika 6).

U principu, može se povući analogija između leta aviona i helikoptera. U oba slučaja sila uzgona nastaje međudjelovanjem dvaju tijela: zraka i letjelice (avion ili helikopter).

Prema zakonu jednakosti djelovanja i reakcije, proizlazi da kakvom god silom zrakoplov djeluje na zrak (težina ili gravitacija), istom silom zrak djeluje na zrakoplov (uzgon).

Kada avion leti, događa se sljedeći fenomen: nadolazeća struja zraka struji oko krila i zakošena je prema dolje iza krila. Ali zrak je neraskidiv, prilično viskozan medij, a ovo skošenje ne uključuje samo sloj zraka koji se nalazi u neposrednoj blizini površine krila, već i njegove susjedne slojeve. Dakle, pri strujanju oko krila, svake sekunde se prema dolje zakosi prilično značajan volumen zraka, približno jednak volumenu cilindra, čiji je presjek krug promjera jednakog rasponu krila, a duljina je brzina leta u sekundi. Ovo nije ništa više od drugog protoka zraka koji je uključen u stvaranje sile podizanja krila (slika 7).

Riža. 7. Volumen zraka uključen u stvaranje uzgona zrakoplova

Iz teorijske mehanike je poznato da je promjena količine gibanja po jedinici vremena jednaka djelovanju sile:

Gdje R - aktivna sila;

kao rezultat interakcije s krilom zrakoplova. Posljedično, sila podizanja krila bit će jednaka drugom povećanju količine okomitog gibanja u izlaznom mlazu.

i -brzina strujanja nagnuto iza krila okomito u m/sek. Na isti način moguće je izraziti ukupnu aerodinamičku silu glavnog rotora helikoptera u smislu sekundarne brzine protoka zraka i brzine smicanja protoka (induktivna brzina izlazne struje zraka).

Rotirajući rotor čisti površinu koja se može smatrati nosivom površinom, slično krilu aviona (slika 8). Zrak koji struji kroz površinu koju briše rotor se, kao rezultat interakcije s rotirajućim lopaticama, izbacuje induktivnom brzinom I. U slučaju vodoravnog ili kosog leta, zrak struji prema površini, šiban glavnim rotorom pod određenim kutom (koso puhanje). Poput aviona, volumen zraka koji je uključen u stvaranje ukupne aerodinamičke sile glavnog rotora može se prikazati kao cilindar, čija je osnovna površina jednaka površini koju zahvata glavni rotor, a duljina jednaka brzina leta, izražena u m/sek.

Kada glavni rotor radi u mirovanju ili u vertikalnom letu (izravno puhanje), smjer strujanja zraka poklapa se s osi glavnog rotora. U ovom slučaju, zračni cilindar će se nalaziti okomito (slika 8, b). Ukupna aerodinamička sila glavnog rotora izrazit će se kao umnožak mase zraka koji struji kroz površinu koju zahvati glavni rotor u jednoj sekundi i induktivne brzine izlaznog mlaza:

induktivna brzina izlaznog mlaza u m/sek. Potrebno je napomenuti da u razmatranim slučajevima, kako za krilo zrakoplova tako i za rotor helikoptera, inducirana brzina I pretpostavlja se induktivna brzina izlaznog mlaza na određenoj udaljenosti od nosive površine. Induktivna brzina zračne struje koja se javlja na samoj nosivoj površini je upola manja.

Ovo tumačenje podrijetla uzgona krila ili ukupne aerodinamičke sile rotora nije posve točno i vrijedi samo u idealnom slučaju. Ono samo temeljno točno i jasno objašnjava fizičko značenje fenomena. Ovdje je na mjestu istaknuti jednu vrlo važnu okolnost koja proizlazi iz analiziranog primjera.

Ako se ukupna aerodinamička sila rotora izrazi kao umnožak mase zraka koji struji kroz površinu koju zahvata rotor i inducirane brzine, a volumen te mase je cilindar čija je baza površina koju zahvata rotor a čija je duljina brzina leta, onda je apsolutno jasno da za stvaranje potiska konstantne vrijednosti (na primjer, jednake težini helikoptera) pri većoj brzini leta, a samim tim i s većim volumenom izbačenog zraka, potrebna je niža inducirana brzina i, prema tome, manja snaga motora.

Naprotiv, za održavanje helikoptera u zraku dok “lebdi” na mjestu potrebna je veća snaga nego tijekom leta pri određenoj brzini naprijed, pri kojoj dolazi do suprotnog strujanja zraka zbog kretanja helikoptera.

Drugim riječima, uz istu utrošenu snagu (primjerice, nazivnu snagu motora), u slučaju kosog leta pri dovoljno velikoj brzini, može se postići viši prag nego kod vertikalnog izrona, kada je ukupna brzina kretanja

ima manje helikoptera nego u prvom slučaju. Dakle, helikopter ima dva stropa: statički, kada se visina dobiva u okomitom letu, i dinamičan kada se visina dobije u kosom letu, i dinamički strop uvijek viši od statičnog.

Rad rotora helikoptera i propelera aviona ima mnogo toga zajedničkog, ali i njih ima temeljne razlike, o čemu će se dalje raspravljati.

Uspoređujući njihov rad, uočava se da ukupna aerodinamička sila, a time i potisak rotora helikoptera, koji je sastavni dio sile

Ru smjeru osi glavčine uvijek više (5-8 puta) uz istu snagu motora i istu težinu zrakoplov zbog činjenice da je promjer rotora helikoptera nekoliko puta veći od promjera propelera aviona. U ovom slučaju, brzina izbacivanja zraka glavnog rotora manja je od brzine izbacivanja propelera.

Količina potiska glavnog rotora u velikoj mjeri ovisi o njegovom promjeru

Di broj okretaja. Kada se promjer vijka udvostruči, njegov potisak će se povećati približno 16 puta; kada se broj okretaja udvostruči, potisak će se povećati približno 4 puta. Osim toga, potisak glavnog rotora također ovisi o gustoći zraka ρ, kutu postavljanja lopatica φ (nagib rotora),geometrijske i aerodinamičke karakteristike pojedinog propelera, kao i način leta. Utjecaj zadnja četiri faktora obično se izražava u formulama za potisak propelera preko koeficijenta potiska a t . .

Dakle, potisak rotora helikoptera bit će proporcionalan:

- koeficijent potiska............. α r

Treba napomenuti da na količinu potiska pri letu u blizini tla utječe takozvani “zračni jastuk”, zahvaljujući kojem helikopter može uzletjeti s tla i uzdići se nekoliko metara uz trošenje manje snage od one koja je potrebna za “ lebdjeti” na visini od 10-15 m. Prisutnost "zračnog jastuka" objašnjava se činjenicom da zrak izbačen propelerom udara o tlo i donekle se komprimira, tj. povećava svoju gustoću. Utjecaj “zračnog jastuka” posebno je izražen kada propeler radi blizu tla. Zbog kompresije zraka, potisak glavnog rotora u ovom slučaju, uz istu potrošnju snage, povećava se za 30-

40%. Međutim, s udaljenošću od tla taj utjecaj brzo opada, a na visini leta koja je jednaka polovici promjera propelera, "zračni jastuk" povećava potisak za samo 15-ak 20%. Visina "zračnog jastuka" približno je jednaka promjeru glavnog rotora. Nadalje, povećanje vuče nestaje.

Za grubi izračun vrijednosti potiska glavnog rotora u lebdećem načinu rada upotrijebite sljedeću formulu:

koeficijent koji karakterizira aerodinamičku kvalitetu glavnog rotora i utjecaj "zračnog jastuka". Ovisno o karakteristikama glavnog rotora, vrijednost koeficij A kada visi blizu tla može imati vrijednosti od 15 - 25.

Glavni rotor helikoptera ima izuzetno važno svojstvo - sposobnost stvaranja uzgona u režimu samorotacije (autorotacije) u slučaju zaustavljanja motora, što omogućava helikopteru sigurno jedriličarsko ili padobransko spuštanje i slijetanje.

Rotirajući glavni rotor održava potreban broj okretaja tijekom klizanja ili skakanja s padobranom ako su njegove lopatice postavljene na mali ugradbeni kut

(l--5 0) 1 . Istodobno se održava sila podizanja, osiguravajući spuštanje konstantnom okomitom brzinom (6-10 m/s), s njegovo naknadno smanjenje prilikom izravnavanja prije sadnje na l--1,5 m/sek.

Značajna je razlika u radu glavnog rotora u slučaju motornog leta, kada se snaga iz motora prenosi na propeler, i u slučaju samorotirajućeg leta, kada energiju za okretanje propelera dobiva od nadolazeću struju zraka.

U motoriziranom letu, nadolazeći zrak struji u rotor odozgo ili odozgo pod kutom. Kada propeler radi u načinu samorotacije, zrak struji na ravninu rotacije odozdo ili pod kutom odozdo (slika 9). Nagib strujanja iza glavnog rotora u oba će slučaja biti usmjeren prema dolje, jer će inducirana brzina, prema teoremu o količini gibanja, biti usmjerena točno suprotno od potiska, tj. približno prema dolje duž osi glavnog rotora.

Ovdje govorimo o o efektivnom ugradbenom kutu za razliku od konstruktivnog.

Opće odredbe.

Glavni rotor helikoptera (HV) dizajniran je za stvaranje uzgona, pogonske (propulzivne) sile i upravljačkih momenata.

Glavni rotor se sastoji od glavčine i lopatica, koje su pričvršćene na glavčinu pomoću šarki ili elastičnih elemenata.

Lopatice glavnog rotora, zbog prisutnosti triju zglobova na glavčini (horizontalni, okomiti i aksijalni), obavljaju složeno kretanje u letu: - rotiraju se oko HB osi, pomiču se s helikopterom u prostoru, mijenjaju svoj kutni položaj, okreću se u navedenim zglobovima, stoga je aerodinamika lopatice rotora složenija od aerodinamike krila aviona.

Priroda strujanja oko NV ovisi o načinima leta.

Osnovni geometrijski parametri glavnog rotora (RO).

Glavni parametri NV-a su promjer, zahvatna površina, broj lopatica, faktor punjenja, razmak horizontalnih i okomitih šarki, specifično opterećenje zahvaćene površine.

Promjer D je promjer kruga duž kojeg se pomiču krajevi lopatica kada NV radi na mjestu. Moderni helikopteri imaju promjer od 14-35 m.

Područje za čišćenje Fom je područje kruga koje krajevi NV lopatica opisuju kada rade na mjestu.

Faktor popunjenostiσ je jednako:

σ = (Z l F l) / F ohm (12.1);

gdje je Z l broj lopatica;

F l – površina lopatice;

F ohm – pretresno područje NV.

Karakterizira stupanj ispunjenosti pometene površine lopaticama, varira unutar raspona s=0,04¸0,12.

Kako se faktor punjenja povećava, NV potisak se povećava do određene vrijednosti, zbog povećanja stvarne površine nosivih površina, a zatim pada. Pad potiska nastaje zbog utjecaja kosine protoka i vrtloga iza lopatice ispred. Kako s raste, potrebno je povećati snagu koja se dovodi u NV zbog povećanja otpora lopatica. Kako se s povećava, korak potreban za dobivanje danog potiska se smanjuje, što NV udaljava od načina zastoja. O karakteristikama zastoja i razlozima njihove pojave raspravljat ćemo dalje.

Razmak vodoravnih l g i okomitih l v zglobova je udaljenost od osi zgloba do osi rotacije HB. Može se promatrati u relativnom smislu (12.2.)

Nalazi se unutar . Prisutnost razmaka zglobova poboljšava učinkovitost uzdužno-poprečne kontrole.

definira se kao omjer težine helikoptera i površine zahvaćenog eksploziva.

(12.3.)

Osnovni kinematički parametri NV.

Glavni kinematički parametri NV uključuju frekvenciju ili kutnu brzinu rotacije, napadni kut NV i kutove općeg ili cikličkog koraka.

Frekvencija vrtnje n s - broj okretaja NV u sekundi; kutna brzina rotacije NV - određuje njegovu perifernu brzinu w R.

Vrijednost w R na modernim helikopterima je 180¸220 m/s.

Napadni kut NV (A) mjeri se između vektora brzine slobodnog toka i c
Riža. 12.1 Napadni kutovi rotora i njegovi načini rada.

ravnina rotacije NV (sl. 12.1). Kut A se smatra pozitivnim ako se protok zraka približava struji zraka odozdo. U režimima horizontalnog leta i penjanja, A je negativan, u spuštanju je pozitivan A. Postoje dva načina rada NV – aksijalni režim protoka, kada je A = ±90 0 (lebdenje, okomiti penjanje ili spuštanje) i način kosog puhanja, kada je A¹± 90 0 .

Skupni kut nagiba je kut ugradnje svih NV lopatica u sekciji na polumjeru od 0,7R.

Kut cikličkog koraka NV-a ovisi o načinu rada NV-a, a ovo je pitanje detaljno obrađeno pri analizi kosog puhanja NV-a.

Glavni parametri NV lopatice.

Glavni geometrijski parametri lopatice uključuju radijus, tetivu, kut ugradnje, oblik profila poprečnog presjeka, geometrijsko uvijanje i oblik lopatice.

Trenutni polumjer presjeka lopatice r određuje njezinu udaljenost od osi rotacije NV. Određuje se relativni radijus

(12.4);

Akord profila– ravna crta koja povezuje najudaljenije točke profila presjeka, označena s b (sl. 12.2).

Riža. 12.2. Parametri profila oštrice. Kut oštrice j je kut između tetive presjeka lopatice i ravnine rotacije HB.

Kut ugradnje j za `r=0,7 s neutralnim položajem komandi i odsutnošću lelujajućeg gibanja smatra se kutom postavljanja cijele lopatice i ukupnim nagibom NV.

Profil poprečnog presjeka lopatice je oblik poprečnog presjeka s ravninom okomitom na uzdužnu os lopatice, karakteriziran maksimalnom debljinom s max, relativnom debljinom konkavnost f i zakrivljenost . U pravilu se na rotorima koriste bikonveksni, asimetrični profili s blagom zakrivljenošću.

Geometrijsko uvijanje nastaje smanjivanjem kutova presjeka od kundaka do kraja lopatice i služi za poboljšanje aerodinamičkih karakteristika lopatice.Lijepa helikoptera imaju tlocrtno pravokutni oblik, što nije optimalno u aerodinamičkom smislu, ali jednostavnije je s tehnološke točke gledišta.

Kinematički parametri lopatice određeni su kutovima azimutalnog položaja, zamaha, zamaha i napadnog kuta.

Kut azimuta y je određen smjerom rotacije NV između uzdužne osi lopatice u određenom trenutku i uzdužne osi nulte pozicije lopatice. Linija nulte pozicije u horizontalnom letu praktički se poklapa s uzdužnom osi repne strele helikoptera.

Kut ljuljanja b određuje kutno pomicanje lopatice u vodoravnom zglobu u odnosu na ravninu rotacije. Smatra se pozitivnim kada se oštrica skrene prema gore.

Kut ljuljanja x karakterizira kutno pomicanje oštrice u okomitom zglobu u ravnini rotacije (slika 12.). Smatra se pozitivnim kada se oštrica skrene suprotno od smjera vrtnje.

Napadni kut elementa lopatice a određen je kutom između tetive elementa i nadolazećeg toka.

Povlačenje oštrice.

Prednji otpor lopatice je aerodinamička sila koja djeluje u ravnini rotacije glavčine i usmjerena je protiv rotacije propelera.

Čeoni otpor lopatice sastoji se od profilnog, induktivnog i valnog otpora.

Otpor profila uzrokovan je dvama razlozima: razlikom tlaka ispred i iza lopatice (tlačnim otporom) i trenjem čestica u graničnom sloju (trenjem otporom).

Otpornost na pritisak ovisi o obliku profila lopatice, tj. o relativnoj debljini () i relativnoj zakrivljenosti () profila. Što više i veći otpor. Tlačni otpor ne ovisi o napadnom kutu u radnim uvjetima, ali raste pri kritičnom a.

Otpor trenja ovisi o brzini vrtnje propelera i stanju površine lopatica. Induktivni otpor je otpor uzrokovan nagibom pravog uzgona zbog smicanja protoka. Inducirani otpor lopatice ovisi o napadnom kutu α i raste s njegovim porastom. Otpor valova javlja se na lopatici koja napreduje kada brzina leta premaši projektiranu brzinu i na lopatici se pojave udarni valovi.

Otpor, poput vuče, ovisi o gustoći zraka.

Impulsna teorija stvaranja potiska rotora.

Fizička bit teorije impulsa je sljedeća. Radni idealni propeler odbija zrak, dajući određenu brzinu njegovim česticama. Ispred puža formira se zona usisavanja, iza puža zona izbacivanja i uspostavlja se strujanje zraka kroz puž. Glavni parametri ovog strujanja zraka su: induktivna brzina i porast tlaka zraka u ravnini vrtnje propelera.

U aksijalnom režimu strujanja zrak prilazi NV sa svih strana, a iza propelera se formira sužavajuća struja zraka. Na sl. 12.4. prikazana je prilično velika kugla sa središtem na NV čahuri s tri karakteristična dijela: odjeljak 0, koji se nalazi daleko ispred vijka, u ravnini rotacije puža, odjeljak 1 s brzinom protoka V 1 (brzina usisavanja) i dionica 2 s brzinom protoka V 2 (brzina bacanja).

Zračna struja se odbacuje HB silom T, ali zrak istom silom pritišće i propeler. Ova sila će biti potisna sila glavnog rotora. Sila je jednaka umnošku mase tijela puta
Riža. 12.3. Prema objašnjenju teorije impulsa stvaranja potiska.

ubrzanje koje je tijelo dobilo pod utjecajem te sile. Stoga će NV potisak biti jednak

(12.5.)

gdje je m s druga masa zraka koja prolazi kroz površinu zraka jednaku

(12.6.)

gdje je gustoća zraka;

F - površina koju briše vijak;

V 1 - induktivna brzina protoka (usisna brzina);

a je ubrzanje u strujanju.

Formula (12.5.) može se prikazati iu drugom obliku

(12.7.)

budući da je prema teoriji idealnog propelera brzina izbacivanja zraka V propelerom dvostruko veća od brzine usisavanja V 1 u ravnini vrtnje NV.

(12.8.)

Gotovo udvostručenje induktivne brzine događa se na udaljenosti jednakoj polumjeru NV. Brzina usisavanja V 1 za helikoptere Mi-8 je 12 m/s, za Mi-2 – 10 m/s.

Zaključak: Sila potiska glavnog rotora proporcionalna je gustoći zraka, zahvatnoj površini puhala i induktivnoj brzini (brzini vrtnje puhala).

Pad tlaka u odjeljku 1-2 u odnosu na atmosferski pritisak u nesmetanom zračni okoliš jednako tri brzine glave induktivne brzine

(12.9.)

što uzrokuje povećanje otpora konstrukcijskih elemenata helikoptera koji se nalaze iza NV.

Teorija elementa oštrice.

Bit teorije elementa oštrice je sljedeća. Razmatran je protok oko svakog malog dijela elementa lopatice i određene su elementarne aerodinamičke sile du e i dh e koje djeluju na lopaticu. Sila podizanja oštrice U l i otpor oštrice X l određeni su kao rezultat zbrajanja sljedećih elementarnih sila koje djeluju duž cijele duljine oštrice od njezinog stražnjeg dijela (r k) do vrha (R ):

Aerodinamičke sile koje djeluju na rotor definirane su kao zbroj sila koje djeluju na sve lopatice.

Za određivanje potiska glavnog rotora koristi se formula slična formuli za uzgon krila.

(12.10.)

Prema teoriji elementa lopatice, sila potiska koju razvija glavni rotor proporcionalna je koeficijentu potiska, površini lopatice, gustoći zraka i kvadratu brzine vrha lopatica.

Zaključci izvedeni iz teorije impulsa i teorije elementa oštrice međusobno se nadopunjuju.

Na temelju ovih zaključaka proizlazi da sila potiska NV u aksijalnom režimu strujanja ovisi o gustoći zraka (temperaturi), kutu postavljanja lopatica (nagibu NV) i brzini vrtnje glavnog rotora.

Načini rada NV.

Režim rada glavnog rotora određen je položajem NV u struji zraka.(sl.12.1) Ovisno o tome određuju se dva glavna režima rada: režim aksijalnog i kosog strujanja. Aksijalni način strujanja karakterizira činjenica da se nadolazeći neporemećeni tok kreće paralelno s osi NV čahure (okomito na ravninu rotacije NV čahure). U ovom načinu rada glavni rotor radi u načinima okomitog leta: lebdenje, okomito penjanje i spuštanje helikoptera. Glavna značajka ovog načina je da se položaj lopatice u odnosu na struju koja pada na propeler ne mijenja, stoga se aerodinamičke sile ne mijenjaju kada se lopatica pomiče po azimutu. Kosi način strujanja karakterizira činjenica da se strujanje zraka približava NV pod kutom u odnosu na njegovu os (slika 12.4.). Zrak se približava propeleru brzinom V i otklanja se prema dolje zbog induktivne brzine usisavanja Vi. Rezultirajuća brzina strujanja kroz NV bit će jednaka vektorskom zbroju brzina neporemećenog strujanja i induktivne brzine

V1 = V + Vi (12.11.)

Kao rezultat toga, povećava se drugi protok zraka koji struji kroz usisnik zraka, a posljedično i potisak rotora, koji se povećava s povećanjem brzine leta. U praksi se povećanje NV potiska uočava pri brzinama iznad 40 km/h.

Riža. 12.4. Rad glavnog rotora u načinu kosog puhanja.

Koso puhanje. Efektivna brzina strujanja oko elementa lopatice u ravnini rotacije elementa u zraku i njezina promjena duž zahvatne površine elementa u zraku.

U aksijalnom režimu protoka svaki element lopatice je u toku čija je brzina jednaka obodnoj brzini elementa , gdje je radijus zadanog elementa lopatice (Sl. 12.6).

U kosom režimu strujanja s napadnim kutom HB koji nije jednak nuli (A=0), rezultirajuća brzina W kojom struja teče oko elementa lopatice ovisi o obodnoj brzini elementa u, brzini leta V1 i azimutni kut.

W = u +V1 sinψ (12.12.)

oni. pri konstantnoj brzini leta i konstantnoj brzini vrtnje propelera (ωr = const.), efektivna brzina protoka oko lopatice će varirati ovisno o kutu azimuta.

Slika 12.5. Promjena brzine strujanja oko oštrice u ravnini rotacije eksploziva.

Promjena u efektivnoj brzini protoka preko brisane površine zračne sile.

Na sl. 12.6. prikazuje vektore brzine protoka koji udara u element lopatice kao rezultat zbrajanja periferne brzine i brzine leta. Dijagram pokazuje da efektivna brzina protoka varira i duž lopatice i po azimutu. Periferna brzina raste od nule na osi glavčine propelera do maksimuma na vrhovima lopatica. U azimutu od 90 o brzina elemenata lopatica jednaka je , na azimutu 270 o rezultirajuća brzina je , na stražnjoj strani lopatice u području promjera d strujanje dolazi sa strane rebra protoka, tj. formira se zona reverznog toka, zona koja ne sudjeluje u stvaranju potiska.

Što je veći radijus NV i veća brzina leta pri konstantnoj brzini rotacije NV, to je veći promjer zone reverznog toka.

Na azimutima y=0 i y=180 0 rezultirajuća brzina elemenata lopatica jednaka je .

Slika 12.6. Promjena u efektivnoj brzini strujanja preko zabrisane površine eksploziva.

Koso puhanje. Aerodinamičke sile elementa lopatice.

Kada je element lopatice u toku, nastaje ukupna aerodinamička sila elementa lopatice, koja se u koordinatnom sustavu brzine može rastaviti na silu uzgona i silu otpora.

Veličina elementarne aerodinamičke sile određena je formulom:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

Zbrajanjem elementarnih sila potiska i sila rotacijskog otpora može se odrediti veličina sile potiska i rotacijskog otpora cijele lopatice.

Točka primjene aerodinamičkih sila lopatice je središte pritiska koje se nalazi u sjecištu ukupne aerodinamičke sile s tetivom lopatice.

Veličina aerodinamičke sile određena je napadnim kutom elementa lopatice, koji je kut između tetive elementa lopatice i nadolazećeg toka (slika 12.7).

Ugradni kut elementa lopatice φ je kut između konstrukcijske ravnine rotora (KPV) i tetive elementa lopatice.

Ulazni kut je kut između brzina i .(Sl. 12.7.)

Slika 12.7 Aerodinamičke sile elementa lopatice tijekom kosog puhanja.

Pojava trenutka prevrtanja kada su oštrice kruto pričvršćene. Sile potiska stvaraju svi elementi lopatice, ali najveće elementarne sile Tl bit će za elemente smještene na ¾ polumjera lopatice; veličina rezultantne Tl u načinu kosog strujanja oko potiska lopatice ovisi o azimut. Kod ψ = 90 je maksimalan, a kod ψ = 270 minimalan. Ova raspodjela elementarnih sila potiska i mjesto rezultantne sile dovodi do stvaranja velikog promjenjivog momenta savijanja u korijenu M zavoja lopatice.

Ovaj trenutak stvara veliko opterećenje na mjestu pričvršćenja oštrice, što može dovesti do njegovog uništenja. Kao rezultat nejednakosti potiska T l1 i T l2 dolazi do momenta prevrtanja helikoptera, tj.

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

koja se povećava povećanjem brzine leta helikoptera.

Propeler s kruto montiranim lopaticama ima sljedeće nedostatke (Sl. 12.8):

Prisutnost momenta prevrtanja u kosom načinu protoka;

Prisutnost velikog momenta savijanja na mjestu pričvršćivanja oštrice;

Promjena momenta potiska lopatice u azimutu.

Ovi se nedostaci uklanjaju pričvršćivanjem oštrice na glavčinu pomoću vodoravnih šarki.

Slika 12.8 Pojava momenta prevrtanja kada su lopatice kruto pričvršćene.

Usklađivanje momenta potiska u različitim azimutalnim položajima lopatice.

U prisutnosti vodoravnog zgloba, potisak oštrice tvori moment u odnosu na ovaj zglob, koji okreće oštricu (Sl. 12. 9). Moment potiska T l1 (T l2) uzrokuje rotaciju oštrice u odnosu na ovaj zglob

ili (12.15.)

dakle, moment se ne prenosi na čahuru, t.j. Eliminiran je moment prevrtanja helikoptera. Moment savijanja Muzg. u korijenu lopatice postaje jednak nuli, njen korijenski dio je neopterećen, savijanje lopatice se smanjuje, zbog toga se smanjuju naprezanja zamora. Smanjuju se vibracije uzrokovane promjenama potiska azimuta. Dakle, vodoravna šarka (HS) obavlja sljedeće funkcije:

Eliminira moment prevrtanja u kosom načinu puhanja;

Rasterećenje korijenskog dijela oštrice iz M zavoja;

Pojednostavite kontrolu rotora;

Poboljšava statičku stabilnost helikoptera;

Smanjite količinu promjene u potisku lopatice u azimutu.

Smanjuje napetost zamora u lopatici i smanjuje njezinu vibraciju zbog promjena azimutnog potiska;

Promjena kuta napada elementa lopatice zbog flappinga.

Kada se lopatica kreće u kosom režimu puhanja po azimutu ψ od 0 do 90 o, brzina strujanja oko lopatice stalno raste zbog komponente horizontalne brzine leta (pri malim napadnim kutovima NV ) (Sl. 12. 10.)

oni. . (12.16.)

Sukladno tome, povećava se sila potiska lopatice, koja je proporcionalna kvadratu brzine nadolazećeg toka, i momenta potiska ove lopatice u odnosu na vodoravni zglob. Oštrica zamahuje prema gore
Slika 12.9 Usklađivanje momenta potiska u različitim azimutalnim položajima lopatice.

Poprečni presjek lopatice se dodatno napuhuje odozgo (sl. 12.10), a to uzrokuje smanjenje pravih napadnih kutova i smanjenje podizne sile lopatice, što dovodi do aerodinamičke kompenzacije mlataranja. Pri pomicanju od ψ 90 do ψ 180, brzina protoka oko lopatica se smanjuje, a napadni kutovi se povećavaju. Na azimutu ψ = 180 o i na ψ = 0 o brzine strujanja oko lopatice su iste i jednake ωr.

Prema azimutu ψ = 270 o lopatica se počinje spuštati zbog smanjenja brzine protoka i smanjenja Tl, dok se lopatice dodatno pušu odozdo, što uzrokuje povećanje napadnih kutova elementa lopatice, a time i određeno povećanje uzgona.

Pri ψ = 270, brzina strujanja oko lopatice je minimalna, zamah lopatice Vy prema dolje je maksimalan, a napadni kutovi na vrhovima lopatica su blizu kritičnih. Zbog razlike u brzini strujanja oko lopatice na različitim azimutima, napadni kutovi pri ψ = 270 o nekoliko puta se više povećavaju nego smanjuju pri ψ = 90 o. Stoga s povećanjem brzine leta helikoptera, u području azimuta ψ = 270 o, napadni kutovi mogu prijeći kritične vrijednosti, što uzrokuje odvajanje toka od elemenata lopatica.

Kosi tok dovodi do toga da su kutovi zamaha lopatica u prednjem dijelu diska NV u području azimuta 180 0 znatno veći nego u stražnjem dijelu diska u području azimuta 0 0 . Ovaj nagib diska naziva se zaprekom stošca HB. Promjena azimutnih kutova ljuljanja lopatice na slobodnom strujanju zraka, kada nema regulatora ljuljanja, mijenja se kako slijedi:

azimut od 0 do 90 0:

Rezultirajuća brzina protoka oko lopatice se povećava, sila dizanja i njen moment se povećavaju;

Kut zaokreta b i okomita brzina V y rastu;

azimut 90 0:

Brzina njihanja prema gore V y je maksimalna;

azimut 90 0 – 180 0:

Sila podizanja lopatice smanjuje se zbog smanjenja rezultirajuće brzine protoka;

Brzina njihanja prema gore V y smanjuje se, ali kut njihanja oštrice nastavlja rasti.

azimut 200 0 – 210 0:

Vertikalna brzina mlataranja je nula V y = 0, kut mlataranja lopatice b je maksimalan, lopatica se, kao rezultat smanjenja uzgona, spušta;

azimut 270 0:

Brzina protoka oko lopatice je minimalna, sila podizanja i njen moment su smanjeni;

Brzina njihanja prema dolje V y – maksimalna;

Kut zakretanja b se smanjuje.

azimut 20 0 – 30 0:

Brzina protoka oko oštrice počinje se povećavati;

V u = 0, kut zakretanja prema dolje je maksimalan.

Dakle, kod puhala slobodnog zraka desne rotacije s kosim puhanjem, stožac pada natrag ulijevo. Kako se brzina leta povećava, kolaps stošca se povećava.

Slika 12.10. Promjena napadnih kutova elementa lopatice zbog ljuljanja.

Regulator ljuljanja (RF). Lelujajuće kretanje dovodi do povećanja dinamičkih opterećenja na strukturu lopatica i nepovoljne promjene u napadnim kutovima lopatica na disk rotora. Smanjenje amplitude zamaha i promjenu prirodnog nagiba NV konusa slijeva na desno vrši regulator zamaha. Regulator ljuljanja (Sl. 12.11.) je kinematička veza između aksijalnog zgloba i rotirajućeg prstena zakretne ploče, koja osigurava smanjenje kutova ugradnje lopatice j sa smanjenjem kuta hoda b i obrnuto, povećanje lopatice kut ugradnje s povećanjem kuta hoda. Ova se veza sastoji u pomicanju točke pričvršćivanja šipke s zakretne ploče na krak aksijalnog zgloba (točka A) (Sl. 12.12) s osi vodoravnog zgloba. Na helikopterima tipa Mi regulator flappinga naginje stožac HB natrag i udesno. U ovom slučaju, bočna komponenta duž osi Z iz rezultirajuće NV sile usmjerena je udesno protiv smjera potiska repnog rotora, što poboljšava uvjete za bočno uravnoteženje helikoptera.

Slika 12.11 Regulator ljuljanja, Kinematički dijagram. . . Ravnoteža oštrice u odnosu na horizontalni zglob.

Tijekom lelujajućeg kretanja lopatice (sl. 12.12.) u ravnini vučne sile na nju djeluju sljedeće sile i momenti:

Potisak T l, primijenjen na ¾ duljine lopatice, tvori moment M t = T·a, okrećući lopaticu da poveća hod;

Centrifugalna sila F cb koja djeluje okomito na proračunsku os rotacije NV u vanjskom smjeru. Inercijalna sila od mahanja lopatice, usmjerena okomito na os lopatice i suprotno od ubrzanja mahanja;

Sila gravitacije G l djeluje na težište lopatice i tvori moment M G = G · pri okretanju lopatice da se smanji hod.

Oštrica zauzima položaj u prostoru duž rezultirajuće sile Rl. Uvjeti ravnoteže oštrice u odnosu na horizontalni zglob određeni su izrazom

(12.17.)

Slika 12.12. Sile i momenti koji djeluju na lopaticu u ravnini ljuljanja.

NV lopatice kreću se duž generatrixa stošca, čiji se vrh nalazi u središtu glavčine, a os je okomita na ravninu krajeva lopatica.

Svaka lopatica zauzima, na određenom azimutu Ψ, iste kutne položaje β l u odnosu na ravninu rotacije HB.

Mlatanje lopatica je cikličko, striktno se ponavlja s periodom koja je jednaka vremenu jednog okretaja NV.

Moment vodoravnih spojeva čahura NV (M gsh).

U načinu aksijalnog strujanja oko NV, rezultantna sila lopatica Rn usmjerena je duž osi NV i djeluje u središtu glavčine. U načinu kosog puhanja sila Rn se otklanja prema prepreci stošca. Zbog odvajanja horizontalnih zglobova, aerodinamička sila Rn ne prolazi kroz središte čahure te se između vektora sile Rn i središta čahure formira rame. Nastaje moment M gsh, koji se naziva inercijski moment vodoravnih šarki HB čahure. Ovisi o razmaku l r horizontalnih šarnira. Moment vodoravnih zglobova čahure NV M gsh raste s povećanjem udaljenosti l r i usmjeren je prema zapreci stošca NV.

Prisutnost razmaka vodoravnih šarki poboljšava svojstvo prigušenja NV-a, tj. poboljšava dinamičku stabilnost helikoptera.

Ravnoteža oštrice u odnosu na okomiti zglob (VH).

Tijekom rotacije NV lopatica je otklonjena za kut x. Kut zakretanja x mjeri se između radijalne linije i uzdužne osi lopatice u ravnini rotacije HB i bit će pozitivan ako se lopatica rotira unatrag u odnosu na radijalnu liniju (zaostaje) (Sl. 12.13.).

U prosjeku, kut zakretanja je 5-10 o, au režimu samorotacije je negativan i jednak 8-12 o u ravnini zakretanja HB. Na oštricu djeluju sljedeće sile:

Sila otpora X l djeluje u središtu pritiska;

Centrifugalna sila usmjerena duž ravne linije koja povezuje središte mase lopatice i os rotacije propelera;

Inercijalna sila F in, usmjerena okomito na os lopatice i suprotna akceleraciji, djeluje u središtu mase lopatice;

Izmjenične Coriolisove sile F k primijenjene u središtu mase lopatice.

Pojava Coriolisove sile objašnjava se zakonom održanja energije.

Energija rotacije ovisi o polumjeru; ako se radijus smanjio, tada se dio energije koristi za povećanje kutne brzine rotacije.

Stoga, kada lopatica zamahne prema gore, radijus r c2 centra mase lopatice i periferna brzina se smanjuju, pojavljuje se Coriolisova akceleracija koja teži ubrzanju rotacije, a time i sila - Coriolisova sila, koja okreće lopaticu prema naprijed. u odnosu na vertikalni zglob. Kako se kut ljuljanja smanjuje, Coriolisova akceleracija, a time i sila, bit će usmjerena protiv rotacije. Coriolisova sila izravno je proporcionalna težini lopatice, brzini rotacije lopatice, kutnoj brzini zamaha i kutu zamaha

Gore navedene sile tvore momente koji moraju biti uravnoteženi na svakom azimutu kretanja lopatice

. (12.15.)

Slika 12.13.. Ravnoteža oštrice u odnosu na okomiti zglob (VH).

Pojava momenata na NV.

Prilikom rada NV-a pojavljuju se sljedeće točke:

Zakretni moment Mk, stvoren aerodinamičkim silama otpora lopatica, određen je parametrima zračne sile;

Reakcijski moment M p primjenjuje se na glavni mjenjač i kroz okvir mjenjača na trupu.;

Zakretni moment motora, koji se prenosi preko glavnog mjenjača na NV vratilo, određen je zakretnim momentom motora.

Moment motora usmjeren je uzduž vrtnje NV, a reaktivni i moment NV usmjereni su suprotno vrtnji. Zakretni moment motora određen je potrošnjom goriva, automatskim programom upravljanja i vanjskim atmosferskim uvjetima.

Pri ustaljenim režimima leta M k = M p = - M dv.

NV moment se ponekad poistovjećuje s NV reaktivnim momentom ili momentom motora, ali kao što se može vidjeti iz gore navedenog, fizikalna bit ovih momenata je drugačija.

Kritične zone strujanja oko NV.

Kod kosog puhanja na puhalu zraka nastaju sljedeće kritične zone (slika 12.14.):

Zona obrnutog protoka;

Zona zastoja protoka;

Valna krizna zona;

Zona obrnutog protoka. U području azimuta 270 0 u vodoravnom letu formira se zona u kojoj stražnji dijelovi lopatica teku okolo ne od prednjeg ruba, već od stražnjeg ruba lopatice. Dio lopatice koji se nalazi u ovoj zoni ne sudjeluje u stvaranju sile podizanja lopatice. Ova zona ovisi o brzini leta; što je veća brzina leta, to je veća zona obrnutog toka.

Zona zastoja protoka. U letu na azimutu 270 0 - 300 0 na krajevima lopatica, zbog zamaha lopatice prema dolje, napadni kutovi presjeka lopatice se povećavaju. Taj se učinak povećava povećanjem brzine leta helikoptera, jer istodobno se povećava brzina i amplituda mlataranja lopatica. Sa značajnim povećanjem koraka propelera ili povećanjem brzine leta, u ovoj zoni dolazi do zastoja protoka (sl. 12.14.) zbog dostizanja lopatica nadkritičnih napadnih kutova, što dovodi do smanjenja uzgona i povećanja u otporu lopatica koje se nalaze u ovoj zoni. Potisak glavnog rotora u ovom sektoru se smanjuje i kada se brzina leta jako prekorači, na NV se pojavljuje značajan moment nagiba.

Valna krizna zona. Otpor valova na lopatici javlja se u području azimuta 90 0 pri velikoj brzini leta, kada brzina strujanja oko lopatice dosegne lokalnu brzinu zvuka, te se formiraju lokalni udarni valovi, što uzrokuje nagli porast koeficijenta C xo zbog do pojave otpora valova

C xo = C xtr + C xv. (18.12.)

Otpor vala može biti nekoliko puta veći od otpora trenja, a budući da udarni valovi na svakoj lopatici pojavljuju se ciklički i na kratko vrijeme, to uzrokuje vibraciju lopatice, koja se povećava s povećanjem brzine leta. Kritične zone protoka oko glavnog rotora smanjuju efektivnu površinu glavnog rotora, a time i potisak glavnog rotora, te pogoršavaju aerodinamičke i operativne karakteristike helikoptera u cjelini, stoga su povezana ograničenja brzine letova helikoptera uz razmatrane pojave.

.“Vrtložni prsten”.

Mod vrtložnog prstena javlja se pri maloj horizontalnoj brzini i velikoj vertikalnoj brzini spuštanja helikoptera kada motori helikoptera rade.

Kada se helikopter spušta u ovom načinu rada, na određenoj udaljenosti ispod NV a površina a-a, gdje induktivna stopa odbijanja postaje jednaka brzini smanjenja V y (slika 12.15). Dospijevši na ovu površinu, induktivni tok se okreće prema NV, djelomično ga zahvaća i ponovno baca prema dolje. Kako se V y povećava, površina a-a se približava HB, a pri određenoj kritičnoj brzini spuštanja, glavni rotor ponovno usisava gotovo sav izbačeni zrak, tvoreći vrtložni torus oko rotora. Postavlja se režim vrtložnog prstena.

Slika 12.14. Kritične zone strujanja oko NV.

U tom se slučaju ukupni potisak NV smanjuje, a vertikalna stopa pada V y raste. Površinski odjeljak a-a povremeno se lomi, torusni vrtlozi oštro mijenjaju raspodjelu aerodinamičkog opterećenja i prirodu ljuljajućeg gibanja lopatica. Kao rezultat toga, NV potisak postaje pulsirajući, dolazi do podrhtavanja i nagiba helikoptera, učinkovitost kontrole se pogoršava, indikator brzine i variometar daju nestabilna očitanja.

Što je manji kut ugradnje lopatica i horizontalna brzina leta, što je veća vertikalna brzina spuštanja, to se intenzivniji očituje način vrtložnog prstena. smanjenje pri brzinama leta od 40 km/h ili manje.

Kako bi se spriječio ulazak helikoptera u način rada "vortex ring", potrebno je pridržavati se zahtjeva letačkog priručnika za ograničenje okomite brzine